CN108051217B - 航空发动机点火激励器在线故障检测方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了航空发动机点火激励器在线故障检测方法，所述在线检测方法包括在点火激励器内设置与点火激励器电路连接的检测判定电路，通过检测判定电路在线采集点火激励器电源输入电路正负极两端电压值和电路输出电流值，根据采集到的输入电路正负极两端电压值判断点火激励器电源输入是否故障，根据采集到的电路输出电流值判断点火激励器输出电路是否故障。本发明提供的航空发动机点火激励器在线故障检测方法对已经安装在航空发动机上的点火激励器的工作状态、故障情况进行监测，可以快捷高效的检测出点火激励器的故障，从而及时排除故障，进而提高航空发动机和飞机的完备率、出勤率以及任务执行的成功率。

Description

航空发动机点火激励器在线故障检测方法

技术领域

本发明涉及航空发动机故障检测技术领域，具体涉及具有在线故障检测***的航空发动机点火激励器。

背景技术

航空发动机点火激励器（以下简称点火激励器）是发动机的重要部件，点火激励器与点火电缆、点火电嘴一起组成点火***，用于发动机起动或加力电点火。现代航空喷气式发动机大都是采用高压高能点火激励器，存储能量均在4J以上。点火激励器的主要功能是将地面或机上传输来的低压直流/交流电转换为高压脉冲电，高压脉冲电通过点火电缆传输到点火电嘴，在点火电嘴发火端产生高能电火花，以点燃发动机燃烧室内的油气混合物。

航空点火器点火故障一直是飞机维修中的典型故障之一。根据航空点火器的构成，行i空点火器点火故障的主要来源包括三个方面：（1）点火激励器内部故障；（2）点火导线故障；（3）点火电嘴故障。而其中点火激励器由于内部安装有主要的点火工作电路，电器元件多，工作环境恶劣，导致了其最容易发生故障，且故障类型最复杂。点火激励器的故障模式可以分为3种：点火激励器无输出、点火激励器输出频率异常、点火激励器输出能量异常。

随着飞机运行时间增长，航空发动机的点火激励器会出现性能降低甚至造成元器件损坏的发生，对火花能量、火花频率等都会产生影响，造成点火频率失常、点火能量小、放电电压不足等故障，严重的会造成点火不成功，而这些故障大都可以反应到点火电路的相应电特性上。这些故障问题降低了发动机地面及空中的起动性能。所以，点火激励器的性能直接影响着发动机点火的可靠性、成功率等，进而影响着航空发动机和飞机的完备率、出勤率以及任务执行的成功率。

传统的航空发动机点火激励器，缺少对有效的在线故障检测方法，难以对已经安装在航空发动机上的点火激励器的工作状态、故障情况进行监测，就导致传统的航空发动机点火激励器难以及时发现、排除已经安装在航空发动机上的点火激励器故障，进而影响影响着航空发动机和飞机的完备率、出勤率以及任务执行的成功率。对于有故障的点火器，很多航空发动机维修公司直接采用丢弃有故障的点火器更换新点火器的处理方式，造成了极大的资源浪费。

发明内容

本发明针对现有技术，提供一种航空发动机点火激励器在线故障检测方法，能对已经安装在航空发动机上的点火激励器的工作状态、故障情况进行在线监测，可以快捷高效的检测出点火激励器的故障，从而及时排除故障，进而提高航空发动机和飞机的完备率、出勤率以及任务执行的成功率。

本发明提供的一种航空发动机点火激励器在线故障检测方法通过以下技术方案实施：所述在线检测方法包括与点火激励器电路连接的检测判定电路，检测判定电路连接发动机控制***在线采集点火激励器电源输入电路正负极两端电压值和电路输出电流值，并根据采集到的输入电路正负极两段电压值判断点火激励器电源输入是否故障，根据采集到的电路输出电流值判断点火激励器输出电路是否故障。

所述检测判定电路包括第一检测判定电路和第二检测判定电路，所述点火激励器内部电路上设置有设置在火激励器电源输入电路正负极两端的第一测试点和第二测试点、设置在火激励器输出端的第三测试点和第四测试点，所述第一检测判定电路与第一测试点、第二测试点连接，用于在线采集第一测试点、第二测试点电压信号；所述第二检测判定电路与第三测试点、第四测试点连接用于在线采集第三测试点、第四测试点电流信号。

所述第一检测判定电路包括串联的二极管D1、第一分压电阻R1、第二分压电阻R2、可调电阻R3、电流互感器L1；所述可调电阻R3连接用于输出可调电阻R3电压信号的发动机控制***。所述第一检测判定电路从第一测试点、第二测试点与输入电源并联，电流经二极管D1、第一分压电阻R1、可调电阻R2、第二分压电阻R3、电流互感器形成回路。

所述第一分压电阻R1的电阻始终大于可调电阻R2的电阻，避免测试电路消耗较大功率，测试可调电阻R2上的电压。将这个电压信号输出至发动机控制***进行判断，若电压信号在电源正常输入的电压范围内，则电压大小正常，否则就是异常。

当点火激励器正常工作时，储能电容器的能量大部分通过点火电嘴输出，则通过保护电阻R4的电流较小，即第三测试点连接的电流互感器L2输出低电压信号，根据电压的大小可以判定通过保护电阻R4的电流的较小，点火激励器中输出电路正常，且点火激励器输出有高压脉冲电，即第四测试点连接的电流互感器L3输出脉冲高压。当点火激励器输出开路故障时，则储能电容器上的能量通过保护电阻R4形成的回路释放，所以通过保护电阻R4的电流较大，即第三测试点连接的电流互感器L2输出高电压信号，根据电压的大小可以判定通过保护电阻R4的电流的较大，且第四测试点连接的电流互感器L3检测不到压，判断点火激励器输出故障。

所述点火激励器在线故障检测结果的判断方法为：

（1）第一测试点、第二测试点电压信号对应输入电源电压大于输入电源电压或小于输入电源电压，输入电源电压异常；

（2）第三测试点无电流，点火激励器故障；

（3）第三测试点有电流，第四测试点有电流，点火激励器正常；

（4）第三测试点有电流，第四测试点无电流，点火激励器正常，后级连接开路或电缆电嘴故障；

（5）第四测试点有电流，但电流值较点火激励器正常工作时电流值偏大或偏小，点火激励器故障。

所述在线检测方法还包括发动机控制***通过检测判定电路在线采集点火激励器电源输入电路电流输入频率和电路输出频率，并根据采集到的电流输入频率判断输入电源的频率是否存在异常，根据采集到的输出频率判断点火激励器是否存在输出频率异常。

所述第一检测判定电路还包括与电流互感器L1串联的第一光耦、第一计数器，切所述第一光耦和第一计数器与发动机控制***连接，用于测试输入电源频率是否正常。通过电流互感器L1输出脉冲信号，脉冲频率即是输入电源的频率，该脉冲信号通过光耦及计数器可以得出电源输入的频率值，将频率值输出至发动机控制***进行判断，若该频率值在（380～420）的范围内，则输入电源的频率正常，否则就是异常。

所述第二检测判定电路还包括与电流互感器L3串联的第二光耦和第二计数器，切所述第二光耦和第二计数器与发动机控制***连接，使输出低电压信号通过光耦、计数器得出点火激励器的输出频率。将这个信号输出到发动机控制***，发动机控制***即可得出点火激励器的输出频率。在点火激励器通电工作，电源输入正常的前提下，通过对第三测试点和第四测试点的电流测试我们可以判定点火激励器是否故障。

所述点火激励器在线故障检测结果的判断方法为：

（1）第一测试点、第二测试点电压对应的电源输入电压大于输入电源电压或小于输入电源电压，输入电源电压异常；

（2）第一测试点、第二测试点脉冲频率大于输入电源频率或者小于输入电源频率，输入电源频率异常；

（3）第三测试点无电流，点火激励器故障；

（4）第三测试点有电流，第四测试点有电流，点火激励器正常；

（5）第三测试点有电流，第四测试点无电流，点火激励器正常，后级连接开路或电缆电嘴故障；

（6）第四测试点有电流，但电流值较点火激励器正常工作时电流值偏大或偏小，点火激励器故障；

（7）第四测试点脉冲频率异常，点火激励器故障。

本发明与现有技术相比，具有以下优点及有益效果：

本发明提供的航空发动机点火激励器在线故障检测方法采用在点火激励器内设置与点火激励器电路连接的检测判定电路，并对应检测判定电路设置了四个测试点对点火激励器的电源输入电压、频率和电源输出电流、频率进行在线监测，对已经安装在航空发动机上的点火激励器的工作状态、故障情况进行在线监测，可以快捷高效的检测出点火激励器的故障，大大减少了航空发动机点火激励器故障检测的人工和时间消耗，提高航空发动机和飞机的完备率、出勤率以及任务执行的成功率。

附图说明

图1是本发明电路示意图；

图2是本发明第一检测判定电路示意图；

图3是本发明第二检测判定电路示意图；

图中，1—第一测试点，2—第二测试点，3—第三测试点，4—第四测试点。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明作进一步地详细说明，但本发明的实施方式不限于此。

实施例1：

目前在航空发动机上广泛使用的是高压高能点火激励器（储能式点火器），以某型低压交流输入的储能式点火***为例，该点火***主要参数如下：

电源输入：110～115V/380～420Hz；

输出电压：电压峰值不小于15kV；

峰值电流；不小于2000A；

火花频率：2±0.5Hz。

如图1所示，所述点火激励器的电路结构主要由3部分构成：交流升压模块、整流倍压储能模块、放电模块。

其电路元件主要包括：

抑制器：包括滤波电感L01、L02和穿心电容C01、C02，起到电流调节作用，控制点火激励器的输入功率和火花效率；并可以防止点火激励器的低频信号、高频信号倒入飞机电源***，干扰其他设备；

变压器T1：包括初级绕组和次级绕组，将110～115V的交流电升高到2120V左右；

高温二极管D2、D3：用于对交流信号进行整流和倍增电压；

储能电容C5：用于储能；

倍压电容C4、C3：用于对储能电容C5充电；

放电电阻R5：用于当点火激励器断电时，将储能电容C5中的剩余电荷逐渐放掉，阻值很大，而其在点火器正常工作中的作用很小；

限流电阻R4：用于限制电容C3的充电电流；

限流电阻R6：用于限制高频震荡电容C6的充电电流；

高频变压器T2；

高频震荡电容C6：用于储能，击穿放电管G1和通过高频变压器T2击穿点火电嘴，形成点火电路通路。

放电管G1：是将点火电嘴电路与储能电容C5隔开，使电嘴工作条件变化时，都能使储能电容C6充电到规定的击穿电压，不受点火电嘴工作条件的影响；

安全电阻R6：电阻非常大，是使放电管G1直接感受到储能电容C5的电压，能在高频变压器T2和倍压电容C3脱落时，为储能电容C5提供一个放电通道，防止C5一直被充电到危及安全和击穿储能电容C5的电压值。

其具体工作过程是：点火激励器电源输入时，当次级绕组上感应电压为上端正、下端负时，电压波峰到来之前高温二极管D3导通，高温二极管D2截止，对倍压电容C4、储能电容C5、倍压电容C3串联成的支路充电；当电压越过波峰后的某个时刻，倍压电容C3上的电压大于次级绕组输出电压，高温二极管D2导通，高温二极管D3截止，倍压电容C3通过储能电容C3经次级绕组放电，倍压电容C4继续对储能电容C5充电；当次级绕组上感应电压为上端负、下端正时，电压波峰到来之前高温二极管D2导通，高温二极管D3截止，对倍压电容C4、储能电容C5、倍压电容C3串联成的支路充电；当电压越过波峰后的某个时刻，倍压电容C4上的电压大于次级绕组输出电压，高温二极管D3导通，高温二极管D2截止，倍压电容C4通过储能电容C5经次级绕组放电，倍压电容C3继续对储能电容C5充电；次级绕组感应电压正负半周交替进行，无论感应电压方向如何变化，储能电容C5始终处于充电状态，其电压呈间断上升趋势。同时也通过高频变压器T2初级和限流电阻R6对高频震荡电容C6进行充电。随着充电次数的增加，储能电容C5、高频震荡电容C6上的电压逐渐上升。高频震荡电容C6上升至放电管G1的阈值电压时，则会击穿放电管G1进入放电环节，高频震荡电容 C6上的电压施加到T2的初级，在其次级产生（15～20）kV的高压，击穿点火电嘴，使得储能电容C5上储存的电能通过放电管G1、高频变压器T2次级、点火电缆、点火电嘴形成的放电通路放电，同时在点火电嘴的发火端形成放电电火花，完成点火。

所述点火激励器在线故障检测方法为点火激励器内部电路连接检测判定电路，所述检测判定电路包括第一检测判定电路、第二检测判定电路，并在点火激励器内部电路上设置第一测试点1、第二测试点2、第三测试点3、第四测试点4，所述第一检测判定电路与第一测试点1、第二测试点2电路连接，所述第二检测判定电路与第三测试点3、第四测试点4电路连接，所述第一检测判定电路与第二检测判定电路均与发动机控制***连接。

所述第一测试点1、第二测试点2分别设置在点火激励器内部电源输入电路的正负极两端，通过第一检测判定电路测试点火激励器电源输入是否正常。所述第三测试点3设置在保护电阻上，第四测试点4设置在点火激励器内部输出电路上，第三测试点3通过第二检测判定电路测试保护电阻的电流大小，第四测试点4通过第二检测判定电路测试点火激励器输出脉冲电频率及电流大小。

如图2所示，所述第一检测判定电路包括串联成回路的二极管、第一分压电阻R1、第二分压电阻R2、可调电阻R3、电流互感器；所述可调电阻R3电压输出发动机控制***。所述第一检测判定电路从第一测试点1、第二测试点2与输入电源并联，电流经二极管D1、第一分压电阻R1、可调电阻R2、第二分压电阻R3、电流互感器形成回路。

所述第一分压电阻R1和第二分压电阻R3串联的电阻值始终大于可调电阻R2的电阻，避免测试电路消耗较大功率，测试可调电阻R2上的电压。同时，可通过调节可调电阻R2上的电阻值，将电源输入正常的电压信号调节至1.1~1.2V范围内，其对应的电源输入电压为110V~115V，将这个电压信号输出至发动机控制***进行判断，若电压信号在1.1~1.2V的电压范围内，则电压大小正常，否则就是异常。

如图3所示，所述第二检测判定电路包括连接在第三测试点3的电流互感器L2、连接在第四测试点4的电流互感器L3；所述电流互感器L2和电流互感器L3输出发动机控制***，所述第二计数器输出发动机控制***。

当点火激励器正常工作时，储能电容器的能量大部分通过点火电嘴输出，则通过保护电阻R4的电流较小，即第三测试点3连接的电流互感器L2输出低电压信号，根据电压的大小可以判定通过保护电阻R4的电流较小，点火激励器中输出电路正常，且点火激励器输出有高压脉冲电，即第四测试点4连接的电流互感器L3输出脉冲高压。当点火激励器输出开路故障时，则储能电容器上的能量通过保护电阻R4形成的回路释放，所以通过保护电阻R4的电流较大，即第三测试点3连接的电流互感器L2输出高电压信号，根据电压的大小可以判定通过保护电阻R4的电流的较大，且第四测试点4连接的电流互感器L3检测不到电压，点火激励器输出故障。

所述点火激励器在线故障检测结果的判断方法为：

（1）第一测试点1、第二测试点2电压>1.2V或<1.1V，输入电源电压异常；

（2）第三测试点3无电流，点火激励器故障；

（3）第三测试点3有电流，第四测试点4有电流，点火激励器正常；

（4）第三测试点3有电流，第四测试点4无电流，点火激励器正常，后级连接开路或电缆电嘴故障；

（5）第四测试点4有电流，但电流值较点火激励器正常工作时电流值偏大或偏小，点火激励器故障。

实施例2：

本实施例是在实施例1的基础上进行改进，其改进之处在于：所述第一检测判定电路还包括与电流互感器串联的第一光耦、第一计数器，且所述第一光耦和第一计数器与发动机控制***连接，用于测试输入电源频率是否正常。通过电流互感器L1输出脉冲信号，脉冲频率即是输入电源的频率，该脉冲信号通过光耦及计数器可以得出电源输入的频率值，将频率值输出至发动机控制***进行判断，若该频率值在380～420 Hz的范围内，则输入电源的频率正常，否则就是异常。

所述第二检测判定电路还包括与电流互感器串联的第二光耦和第二计数器，且所述第二光耦和第二计数器与发动机控制***连接，使输出低电压信号通过光耦、计数器得出点火激励器的输出频率。将这个信号输出到发动机控制***，发动机控制***即可得出点火激励器的输出频率。在点火激励器通电工作，电源输入正常的前提下，通过对第三测试点3和第四测试点4的电流测试我们可以判定点火激励器是否故障。

所述点火激励器在线故障检测结果的判断方法为：

（1）第一测试点1、第二测试点2电压>1.2V或<1.1V，输入电源电压异常；

（2）第一测试点1、第二测试点2脉冲频率>420 Hz或者<380 Hz，输入电源频率异常；

（3）第三测试点3无电流，点火激励器故障；

（4）第三测试点3有电流，第四测试点4有电流，点火激励器正常；

（5）第三测试点3有电流，第四测试点4无电流，点火激励器正常，后级连接开路或电缆电嘴故障；

（6）第四测试点4有电流，但电流值较点火激励器正常工作时电流值偏大或偏小，点火激励器故障；

（7）第四测试点4脉冲频率异常，点火激励器故障。

本实施例中其他部分与实施例1基本相同，故不再一一赘述。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化，均落入本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.航空发动机点火激励器在线故障检测方法，其特征在于：在点火激励器内设置与点火激励器电路连接的检测判定电路，通过检测判定电路在线采集点火激励器电源输入电路正负极两端电压值和电路输出电流值，根据采集到的输入电路正负极两端电压值判断点火激励器电源输入是否故障，根据采集到的电路输出电流值判断点火激励器输出电路是否故障；所述检测判定电路包括第一检测判定电路和第二检测判定电路，所述点火激励器内部电路上设置有设置在火激励器电源输入电路正负极两端的第一测试点（1）和第二测试点（2）、设置在点火激励器输出端的第三测试点（3）和第四测试点（4），所述第一检测判定电路与第一测试点（1）、第二测试点（2）连接，用于在线采集第一测试点（1）、第二测试点（2）电压信号；所述第二检测判定电路与第三测试点（3）、第四测试点（4）连接，用于在线采集第三测试点（3）、第四测试点（4）电流信号；所述第三测试点（3）设置在保护电阻上，第四测试点（4）设置在点火激励器内部输出电路上。

2.根据权利要求1所述的航空发动机点火激励器在线故障检测方法，其特征在于：所述点火激励器在线故障检测结果的判断方法为：

（1）第一测试点（1）、第二测试点（2）电压对应的电源输入电压大于输入电源电压或小于输入电源电压，输入电源电压异常；

（2）第三测试点（3）无电流，点火激励器故障；

（3）第三测试点（3）有电流，第四测试点（4）有电流，点火激励器正常；

（4）第三测试点（3）有电流，第四测试点（4）无电流，点火激励器正常，后级连接开路或电缆电嘴故障；

（5）第四测试点（4）有电流，但电流值较点火激励器正常工作时电流值偏大或偏小，点火激励器故障。

3.根据权利要求1所述的航空发动机点火激励器在线故障检测方法，其特征在于：所述第一检测判定电路包括串联的二极管D1、第一分压电阻R1、可调电阻R2、第二分压电阻R3、电流互感器L1；所述可调电阻R3连接用于输出可调电阻R3电压信号的发动机控制***。

4.根据权利要求1所述的航空发动机点火激励器在线故障检测方法，其特征在于：所述第二检测判定电路包括连接在第三测试点（3）的电流互感器L2、连接在第四测试点（4）的电流互感器L3；所述电流互感器L2和电流互感器L3与发动机控制***连接。

5.根据权利要求1所述的航空发动机点火激励器在线故障检测方法，其特征在于：所述在线检测方法还包括通过检测判定电路在线采集点火激励器电路输入频率和电路输出频率，并根据采集到的电路输入频率判断输入电源的频率是否存在异常，根据采集到的电路输出频率判断点火激励器是否存在输出频率异常。

6.根据权利要求5所述的航空发动机点火激励器在线故障检测方法，其特征在于：所述点火激励器在线故障检测结果的判断方法为：

（1）第一测试点（1）、第二测试点（2）电压对应的电源输入电压大于输入电源电压或小于输入电源电压，输入电源电压异常；

（2）第一测试点（1）、第二测试点（2）脉冲频率大于输入电源频率或者小于输入电源频率，输入电源频率异常；

（3）第三测试点（3）无电流，点火激励器故障；

（4）第三测试点（3）有电流，第四测试点（4）有电流，点火激励器正常；

（5）第三测试点（3）有电流，第四测试点（4）无电流，点火激励器正常，后级连接开路或电缆电嘴故障；

（6）第四测试点（4）有电流，但电流值较点火激励器正常工作时电流值偏大或偏小，点火激励器故障；

（7）第四测试点（4）脉冲频率异常，点火激励器故障。

7.根据权利要求6所述的航空发动机点火激励器在线故障检测方法，其特征在于：所述第一检测判定电路还包括与电流互感器L1串联的第一光耦器件和第一计数器串联，所述第一光耦器件和第一计数器串联与发动机控制***连接，用于采集点火激励器电源输入的频率值，判断电源输入频率是否异常。

8.根据权利要求6所述的航空发动机点火激励器在线故障检测方法，其特征在于：所述第二检测判定电路还包括与电流互感器L3串联的第二光耦器件和第二计数器串联，所述第二光耦器件和第二计数器串联与发动机控制***连接，用于采集点火激励器的输出频率，判断点火激励器输出频率是否异常。