CN105241668A - 活塞式航空发动机试车台 - Google Patents
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Abstract
本发明提供活塞式航空发动机试车台，包括发动机安装架，安装于发动机安装架上的测试发动机，测试发动机连接有螺旋桨，发动机安装架上设有支撑杆，支撑杆上设有升降装置，可调节测试发动机的离地高度，安装架与试车台主体相连，试车台主体包括测试***、试车间以及用于放置试车间的货车。采用货车作为地盘，移动性好，方便运输和移动，支撑杆上设有升降装置，可调节测试发动机的离地高度，可以方便满足各类活塞式航空发动机的测试需求。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机测试领域，具体涉及活塞式航空发动机试车台。
背景技术
航空发动机是一种技术难度大、工作条件复杂、维护要求苛刻、研制使用费用较高的热动力装置。它具有非常复杂的结构，对于飞机运行的可靠性、安全性及性能起到至关重要的作用。航空发动机在寿命期内，为了保证飞行安全，按规定必须要定期对飞机发动机进行试车，检测发动机各项性能的好坏。它的维护质量和技术指标是否符合要求直接影响到飞行训练任务的完成和飞行安全，如果发动机出现故障，危害性极大，严重时甚至导致重大飞行事故。因此，加强对发动机和各部附件性能参数的检测是机务维修人员的工作重点之一。
航空发动机试车综合检查设备的性能好坏直接影响航空发动机运行的安全性和可靠性。发动机试车属于责任重、耗能高的试验项目，而发动机工作过程振动大、噪声高以及产生的干扰信号，都对试车检查测试***提出了更高的要求。为提高航空发动机的检查测试水平，国内外的航空发动机制造商和相关单位研究并制造出很多航空发动机检查测试设备。
现有技术中所采用的发动机试车性能检测方面存在以下缺点：
效率低：地面试车检测工序复杂，一次发动机性能参数的检测通常需要多次开车，参与测试人员多、劳动强度大、检测时间长、燃油等消耗严重、效率低，同样错判漏测造成的反复操作也损耗较多的发动机使用寿命。
自动化、信息化程度低：设备没有专门的计算机记录和保存测试的数据，参数记录不及时，事后补充不精确，没有数据追溯功能，且缺乏对检测过程的自动化管理及分析，动态测试手段落后。
亟需一种具有快速连接、高速数据采集并且占地小、移动方便的针对活塞式发动机试车台、切实提高活塞式发动机性能参数检测效率，确保检测的准确性。
发明内容
本发明的目的在于提供活塞式航空发动机试车台，解决上述一个或者多个问题。
本发明提供活塞式航空发动机试车台，包括发动机安装架，安装于发动机安装架上的测试发动机，测试发动机连接有螺旋桨，发动机安装架上设有支撑杆，支撑杆上设有升降装置，可调节测试发动机的离地高度，安装架与试车台主体相连，试车台主体包括测试***、试车间以及用于放置试车间的货车，试车间顶部设有燃油箱，试车间上还设有观察窗和舱门。采用货车作为地盘，移动性好，方便运输和移动，支撑杆上设有升降装置，可调节测试发动机的离地高度，可以方便满足各类活塞式航空发动机的测试需求。
在一些实施方式中，测试平台包括测试台和测试***，测试***包括燃油***、控制***、数据采集***、数据处理***、电源***以及工业计算机；
燃油***用于提供测试发动机测试过程中所需的燃油；
控制***与燃油***、数据采集***、电源***、数据处理***以及工业计算机相连接，用于控制整个测试过程；
数据采集***包括多个传感器，传感器设于测试发动机以及螺旋桨上，用于采集测试发动机以及螺旋桨在运行中的数据，通过数据线传输给数据处理***；
数据处理***包括数据保存模块、数据放大模块以及数据传输模块，数据保存模块用于保存数据采集***传输进来的数据，通过数据放大模块以及数据传输模块传输至工业计算机；
电源***用于提供整个测试***工作所需的电能；
工业计算机用于处理数据，将处理后的数据保存并显示在工业计算机上。通过上述各各***相互配合，可以很好的满足活塞式航空发动机的测试需求，大大提高了测试的准确性，以及测试的全面性。
在一些实施方式中，燃油供应***用于对测试发动机的提供燃油，燃油***包括辅助供油***和主供油***，辅助供油***采用电动增压泵预注油，主供油***采用重力供油的方式，辅助供油***在测试发动机启动前对测试发动机进行供油，用于排出管路中的气体、保持油路畅通；主供油***在测试发动机启动及运行过程中，燃油箱通过重力供油的方式对测试发动机持续供给燃油，保证测试发动机正常运转。主供油***燃油箱容积为300L，在燃油箱内装有浮子式油量感应器，通过传感器在试车控制界面中显示剩余燃油量，方便试车人员掌握燃油箱内的余油状况，采用辅助供油***和主供油***可以大大的提高供油的效率。
在一些实施方式中，控制***上设有油门控制手柄和混合比控制手柄，油门控制手柄用于控制测试发动机的燃油量，进而控制测试发动机的转速，混合比控制手柄用于控制测试发动机的贫富油。发动机试车台的操纵和控制，采用与飞机上类似的控制方式。在测试时只控制发动机的转速和混合比，不控制飞行姿态和螺旋桨的变距。测试中使用额定负荷的定距螺旋桨，这样能够达到发动机磨合的目的，有利于检查发动机的性能，油门控制手柄和混合比控制手柄这两个控制手柄安装在控制室的主控制台上，测试人员能够方便的一边观察发动机情况一边调整发动机转速，这样可以提高测试过程的安全性。
在一些实施方式中，数据采集***包括大气温度采集***、滑油进口与出口温度采集***、发动机汽缸头温度采集***、大气压力采集***、进气压力采集***、燃油压力采集***、滑油压力采集***、转速采集***、燃油流量采集***，各采集***将采集的数据传输至工业计算机。
在一些实施方式中，大气温度采集***包括铂电阻温度传感器、第一电源以及第一调理模块，通过铂电阻的阻值变化反映外界温度的变化，第一电源与第一调理模块电连接，用于提供大气温度采集***正常工作所需电能，铂电阻温度传感器采集大气的温度数据，将大气的温度数据经过第一调理模块放大和滤波后，输出4-20mA的电流信号，电流信号通过RS485总线传输至工业计算机。
在一些实施方式中，滑油进口与出口温度采集***与发动机汽缸头温度采集***包括热电偶温度传感器、第二电源以及第二调理模块，第二电源与第二调理模块电连接，用于提供滑油进口与出口温度采集***与发动机汽缸头温度采集***正常工作所需电能，热电偶温度传感器采集滑油进口与出口和发动机汽缸头的温度数据，将滑油进口与出口和发动机汽缸头的温度数据经过第二调理模块放大和滤波后，输出6-18mA的电流信号，电流信号通过RS485总线传输至工业计算机。热电偶是两种不同成份的导体两端接合成回路时，当接合点温度不同时，就会在回路内产生热电势，热电偶产生的电动势与测量端的温度值有一定的关系式，电动势随测量端的温度升高而增大，从而反应测试端的温度。
在一些实施方式中，大气压力采集***、进气压力采集***、燃油压力采集***、滑油压力采集***包括压力传感器、第三电源以及第三调理模块，第三电源与第三调理模块电连接，用于提供大气压力采集***、进气压力采集***、燃油压力采集***以及滑油压力采集***正常工作所需电能，压力传感器采集大气压力、进气压力、燃油压力以及滑油压力的压力数据，将大气压力、进气压力、燃油压力以及滑油压力的压力数据经过第三调理模块放大和滤波后，输出5-15mA的电流信号，电流信号通过RS485总线传输至工业计算机。
在一些实施方式中，转速采集***包括转速传感器、第四电源以及第四调理模块，第四电源与第四调理模块电连接，用于提供转速采集***正常工作所需电能，转速传感器采集发动机的转速数据，将发动机的转速数据经过第四调理模块放大和滤波后，输出7-18mA的电流信号，电流信号通过RS485总线传输至工业计算机。转速是航空发动机中非常重要的一个参数，在航空发动机中转速测量的方法主要有机械离心式、液压离心式、磁电脉冲式等几种转速测量方法。其中磁电脉冲式因为测量精度高，输出稳定，在航空发动机中获得了广泛的应用，所以采用磁电式脉冲式速度传感器检测螺旋桨转速。
在一些实施方式中，燃油流量采集***包括流量传感器、第五电源以及第五调理模块，第五电源与第五调理模块电连接，用于提供燃油流量采集***正常工作所需电能，流量传感器采集燃油供应***的燃油流量数据，将燃油供应***的燃油流量数据经过第五调理模块放大和滤波后，输出5-15mA的电流信号，电流信号通过RS485总线传输至工业计算机。
本发明改变以往凭靠人工检测发动机性能的方式，解决现有技术中存在的依靠人工试车所需周期较长、劳动强度较大、成本较高，且人工测试无法充分确保试车质量，灵活性、可靠性、可扩充性和经济性均较差，不能满足技术发展需求的问题。
附图说明
图1为本发明一种实施方式的活塞式航空发动机试车台的结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图及具体实施例对本发明作进一步的详细描述说明。
本发明提供活塞式航空发动机试车台，如图1所示，包括发动机安装架1，安装于发动机安装架1上的测试发动机2，测试发动机2连接有螺旋桨3，发动机安装架1上设有支撑杆4，支撑杆4上设有升降装置，可调节测试发动机2的离地高度，所述发动机安装架1与试车台主体5相连，试车台主体5包括测试平台53、试车间51以及用于放置试车间51的货车52，试车间51顶部设有燃油箱54，试车间51上还设有观察窗55和舱门56。采用货车52作为地盘，移动性好，方便运输和移动，支撑杆4上设有升降装置，可调节测试发动机2的离地高度，可以方便满足各类活塞式航空发动机的测试需求。
测试平台53包括测试台和测试***，测试***包括燃油***、控制***、数据采集***、数据处理***、电源***以及工业计算机；
燃油***用于提供测试发动机2测试过程中所需的燃油；
控制***与燃油***、数据采集***、电源***、数据处理***以及工业计算机相连接，用于控制整个测试过程；
数据采集***包括多个传感器，传感器设于测试发动机2以及螺旋桨3上，用于采集测试发动机2以及螺旋桨3在运行中的数据，通过数据线传输给数据处理***；
数据处理***包括数据保存模块、数据放大模块以及数据传输模块，数据保存模块用于保存数据采集***传输进来的数据，通过数据放大模块以及数据传输模块传输至工业计算机；
电源***用于提供整个测试***工作所需的电能；
工业计算机用于处理数据，将处理后的数据保存并显示在工业计算机上。通过上述各各***相互配合，可以很好的满足活塞式航空发动机的测试需求，大大提高了测试的准确性，以及测试的全面性。
燃油供应***用于对测试发动机2的提供燃油，燃油***包括辅助供油***和主供油***，辅助供油***采用电动增压泵预注油，主供油***采用重力供油的方式，辅助供油***在测试发动机2启动前对测试发动机2进行供油，用于排出管路中的气体、保持油路畅通；主供油***在测试发动机2启动及运行过程中，燃油箱54通过重力供油的方式对测试发动机2持续供给燃油，保证测试发动机2正常运转。主供油***燃油箱容积为300L，在燃油箱54内装有浮子式油量感应器，通过传感器在试车控制界面中显示剩余燃油量，方便试车人员掌握燃油箱54内的余油状况，采用辅助供油***和主供油***可以大大的提高供油的效率。
控制***上设有油门控制手柄和混合比控制手柄，油门控制手柄用于控制测试发动机2的燃油量，进而控制测试发动机2的转速，混合比控制手柄用于控制测试发动机2的贫富油。发动机试车台的操纵和控制，采用与飞机上类似的控制方式。在测试时只控制发动机的转速和混合比，不控制飞行姿态和螺旋桨3的变距。测试中使用额定负荷的定距螺旋桨3，这样能够达到发动机磨合的目的，有利于检查发动机的性能，油门控制手柄和混合比控制手柄这两个控制手柄安装在控制室的主控制台上，测试人员能够方便的一边观察发动机情况一边调整发动机转速，这样可以提高测试过程的安全性。
数据采集***包括大气温度采集***、滑油进口与出口温度采集***、发动机汽缸头温度采集***、大气压力采集***、进气压力采集***、燃油压力采集***、滑油压力采集***、转速采集***、燃油流量采集***，各采集***将采集的数据传输至工业计算机。
大气温度采集***包括铂电阻温度传感器、第一电源以及第一调理模块，通过铂电阻的阻值变化反映外界温度的变化，第一电源与第一调理模块电连接，用于提供大气温度采集***正常工作所需电能，铂电阻温度传感器采集大气的温度数据，将大气的温度数据经过第一调理模块放大和滤波后，输出4-20mA的电流信号，电流信号通过RS485总线传输至工业计算机。
滑油进口与出口温度采集***与发动机汽缸头温度采集***包括热电偶温度传感器、第二电源以及第二调理模块，第二电源与第二调理模块电连接，用于提供滑油进口与出口温度采集***与发动机汽缸头温度采集***正常工作所需电能，热电偶温度传感器采集滑油进口与出口和发动机汽缸头的温度数据，将滑油进口与出口和发动机汽缸头的温度数据经过第二调理模块放大和滤波后，输出6-18mA的电流信号，电流信号通过RS485总线传输至工业计算机。热电偶是两种不同成份的导体两端接合成回路时，当接合点温度不同时，就会在回路内产生热电势，热电偶产生的电动势与测量端的温度值有一定的关系式，电动势随测量端的温度升高而增大，从而反应测试端的温度。
大气压力采集***、进气压力采集***、燃油压力采集***、滑油压力采集***包括压力传感器、第三电源以及第三调理模块，第三电源与第三调理模块电连接，用于提供大气压力采集***、进气压力采集***、燃油压力采集***以及滑油压力采集***正常工作所需电能，压力传感器采集大气压力、进气压力、燃油压力以及滑油压力的压力数据，将大气压力、进气压力、燃油压力以及滑油压力的压力数据经过第三调理模块放大和滤波后，输出5-15mA的电流信号，电流信号通过RS485总线传输至工业计算机。
转速采集***包括转速传感器、第四电源以及第四调理模块，第四电源与第四调理模块电连接，用于提供转速采集***正常工作所需电能，转速传感器采集发动机的转速数据，将发动机的转速数据经过第四调理模块放大和滤波后，输出7-18mA的电流信号，电流信号通过RS485总线传输至工业计算机。转速是航空发动机中非常重要的一个参数，在航空发动机中转速测量的方法主要有机械离心式、液压离心式、磁电脉冲式等几种转速测量方法。其中磁电脉冲式因为测量精度高，输出稳定，在航空发动机中获得了广泛的应用，所以采用磁电式脉冲式速度传感器检测螺旋桨3转速。
燃油流量采集***包括流量传感器、第五电源以及第五调理模块，第五电源与第五调理模块电连接，用于提供燃油流量采集***正常工作所需电能，流量传感器采集燃油供应***的燃油流量数据，将燃油供应***的燃油流量数据经过第五调理模块放大和滤波后，输出5-15mA的电流信号，电流信号通过RS485总线传输至工业计算机。
测试***的基本功能就是要满足活塞式发动机试车大纲的要求，完成对发动机各项参数的测量，这些参数包括:汽缸头温度、滑油温度、滑油压力、转速、燃油流量、燃油压力、大气温度、大气压力、发动机进气压力、燃油量等多个测量参数。
本***在测试的同时还能对试车过程中的相关数据能加以处理和保存、打印，以实现试车工作的“无纸化”。通过上位工控机及配套数据处理软件可以显示、打印各种图表。方便后期的分析与维修。
活塞式航空发动机试车台操作说明如下：
每次使用前，检查燃油箱54接地线是否已可靠、牢固连接至接地桩；
每次使用前，检查电瓶电解液高度是否在最低液位和最高液位之间；
每次使用前，检查各测试点传感器安装接头的状态，应保持清洁无杂物及锈蚀；
每次使用前，应检查各电气开关的功能，应正确；
每次使用前，应检查发动机连接螺栓的状态，应完好、无裂纹、无明显缺陷；定期对螺栓进行磁粉探伤检查，及时更换有裂纹的螺栓；
每次使用前，应挡好轮挡、调平安装机架的位置，并锁紧；
将测试发动机2安装于试车台安装架1上，通过发动机安装支架下方支撑杆4的地锁调节支撑位置，支撑到位后将所有传感器与发动机测试接口连接；接通所有接地线缆；接通试车台总电源及起动机启动电瓶，打开操作台总电源开关给传感器及采集***供电，登陆采集***校准***完毕后进入测试界面；
打开燃油***控制阀给整个燃油管路供油；
检查所有准备工作到位准备启动发动机进行测试；
将油门杆置于1/4位置，混合比杆置于FULL位置，按下起动机按钮，应在10秒内启动发动机，超过10秒应松开起动机按钮停止启动防止损坏起动机；
发动机启动及正常工作后，按照手册规定对发动机的各项参数进行检测。
本发明改变以往凭靠人工检测发动机性能的方式，解决现有技术中存在的依靠人工试车所需周期较长、劳动强度较大、成本较高，且人工测试无法充分确保试车质量，灵活性、可靠性、可扩充性和经济性均较差，不能满足技术发展需求的问题。利用本发明，可以极大程度上减轻人工成本，准确率高，移动方便，适合各种场地测试使用。
以上所述仅是本发明的优选方式，应当指出，对于本领域普通技术人员来说，在不脱离本发明创造构思的前提下，还可以做出若干相似的变形和改进，这些也应视为本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.活塞式航空发动机试车台，其特征在于，包括发动机安装架(1)，安装于所述发动机安装架(1)上的测试发动机(2)，所述测试发动机(2)连接有螺旋桨(3)，所述发动机安装架(1)上设有支撑杆(4)，所述支撑杆(4)上设有升降装置，可调节所述测试发动机(2)的离地高度，所述发动机安装架(1)与试车台主体(5)相连，所述试车台主体(5)包括测试平台(53)、试车间(51)以及用于放置所述试车间(51)的货车(52)，所述试车间(51)顶部设有燃油箱(54)，所述试车间(51)上还设有观察窗(55)和舱门(56)。
2.根据权利要求1所述的活塞式航空发动机试车台，其特征在于，所述测试平台(53)包括测试台和测试***，所述测试***包括燃油***、控制***、数据采集***、数据处理***、电源***以及工业计算机；
所述燃油***用于提供所述测试发动机(2)测试过程中所需的燃油；
所述控制***与所述燃油***、数据采集***、电源***、数据处理***以及工业计算机相连接，用于控制整个测试过程；
所述数据采集***包括多个传感器，所述传感器设于所述测试发动机(2)以及所述螺旋桨(3)上，用于采集所述测试发动机(2)以及所述螺旋桨(3)在运行中的数据，通过数据线传输给所述数据处理***；
所述数据处理***包括数据保存模块、数据放大模块以及数据传输模块，所述数据保存模块用于保存所述数据采集***传输进来的数据，通过数据放大模块以及数据传输模块传输至工业计算机；
所述电源***用于提供整个测试***工作所需的电能；
所述工业计算机用于处理数据，将处理后的数据保存并显示在工业计算机上。
3.根据权利要求2所述的活塞式航空发动机试车台，其特征在于，所述燃油供应***用于对所述测试发动机(2)的提供燃油，所述燃油***包括辅助供油***和主供油***，所述辅助供油***采用电动增压泵预注油，所述主供油***采用重力供油的方式，所述辅助供油***在所述测试发动机(2)启动前对所述测试发动机(2)进行供油，用于排出管路中的气体、保持油路畅通；所述主供油***在所述测试发动机(2)启动及运行过程中，所述燃油箱(54)通过重力供油的方式对所述测试发动机(2)持续供给燃油，保证所述测试发动机(2)正常运转。
4.根据权利要求2所述的活塞式航空发动机试车台，其特征在于，所述控制***上设有油门控制手柄和混合比控制手柄，所述油门控制手柄用于控制所述测试发动机(2)的燃油量，进而控制所述测试发动机(2)的转速，所述混合比控制手柄用于控制所述测试发动机(2)的贫富油。
5.根据权利要求2所述的活塞式航空发动机试车台，其特征在于，所述数据采集***包括大气温度采集***、滑油进口与出口温度采集***、发动机汽缸头温度采集***、大气压力采集***、进气压力采集***、燃油压力采集***、滑油压力采集***、转速采集***、燃油流量采集***，各采集***将采集的数据传输至所述工业计算机。
6.根据权利要求5所述的活塞式航空发动机试车台，其特征在于，所述大气温度采集***包括铂电阻温度传感器、第一电源以及第一调理模块，所述第一电源与所述第一调理模块电连接，用于提供所述大气温度采集***正常工作所需电能，所述铂电阻温度传感器采集大气的温度数据，将所述大气的温度数据经过所述第一调理模块放大和滤波后，输出4-20mA的电流信号，所述电流信号通过RS485总线传输至所述工业计算机。
7.根据权利要求5所述的活塞式航空发动机试车台，其特征在于，所述滑油进口与出口温度采集***与所述发动机汽缸头温度采集***包括热电偶温度传感器、第二电源以及第二调理模块，所述第二电源与所述第二调理模块电连接，用于提供所述滑油进口与出口温度采集***与所述发动机汽缸头温度采集***正常工作所需电能，所述热电偶温度传感器采集滑油进口与出口和发动机汽缸头的温度数据，将所述滑油进口与出口和发动机汽缸头的温度数据经过所述第二调理模块放大和滤波后，输出6-18mA的电流信号，所述电流信号通过RS485总线传输至所述工业计算机。
8.根据权利要求5所述的活塞式航空发动机试车台，其特征在于，所述大气压力采集***、所述进气压力采集***、所述燃油压力采集***、所述滑油压力采集***包括压力传感器、第三电源以及第三调理模块，所述第三电源与所述第三调理模块电连接，用于提供所述大气压力采集***、所述进气压力采集***、所述燃油压力采集***以及所述滑油压力采集***正常工作所需电能，所述压力传感器采集大气压力、进气压力、燃油压力以及滑油压力的压力数据，将所述大气压力、进气压力、燃油压力以及滑油压力的压力数据经过所述第三调理模块放大和滤波后，输出5-15mA的电流信号，所述电流信号通过RS485总线传输至所述工业计算机。
9.根据权利要求5所述的活塞式航空发动机试车台，其特征在于，所述转速采集***包括转速传感器、第四电源以及第四调理模块，所述第四电源与所述第四调理模块电连接，用于提供所述转速采集***正常工作所需电能，所述转速传感器采集发动机的转速数据，将所述发动机的转速数据经过所述第四调理模块放大和滤波后，输出7-18mA的电流信号，所述电流信号通过RS485总线传输至所述工业计算机。
10.根据权利要求5所述的活塞式航空发动机试车台，其特征在于，所述燃油流量采集***包括流量传感器、第五电源以及第五调理模块，所述第五电源与所述第五调理模块电连接，用于提供所述燃油流量采集***正常工作所需电能，所述流量传感器采集燃油供应***的燃油流量数据，将所述燃油供应***的燃油流量数据经过所述第五调理模块放大和滤波后，输出5-15mA的电流信号，所述电流信号通过RS485总线传输至所述工业计算机。
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Denomination of invention: Piston type aero-engine test stand Effective date of registration: 20200722 Granted publication date: 20180508 Pledgee: Nantong Jiangsu rural commercial bank Limited by Share Ltd. Pledgor: CHINA AIRCRAFT MAINTENANCE & ENGINEERING Co.,Ltd. Registration number: Y2020980004277 |