[發明專利]微型航空渦噴發動機參數檢測系統及方法

在審

• 申請號: 202110361357.2
• 申請日: 2021-04-02
• 公開（公告）號: CN113074949A
• 公開（公告）日: 2021-07-06
• 發明（設計）人: 付宇;于軍力;王炫;相鐵武
• 申請（專利權）人: 南京賽恩通航科技有限公司
• 主分類號: G01M15/14
• 分類號: G01M15/14
• 代理公司: 南京行高知識產權代理有限公司 32404
• 代理人: 王培松;王菊花

1.一種微型航空渦噴發動機參數檢測系統，其特征在于：包括發動機數據采集模塊和發動機數據處理模塊，其中發動機數據采集模塊主要采集微型航空渦噴發動機中的參數數據，并將采集到的數據發送到發動機數據處理模塊，發動機數據處理模塊對接收到的數據進行處理，將處理得到的參數或參數之間的關系反饋給微型航空渦噴發動機或終端；其中，參數之間的關系包括微型航空渦噴發動機燃油流量與燃油泵轉速和發動機的燃油入口處的壓力之間的函數關系；處理得到的參數包括微型航空渦噴發動機的進氣口的空氣質量。

2.根據權利要求1所述的微型航空渦噴發動機參數檢測系統，其特征在于：發動機數據采集模塊包括支撐臺、發動機支撐架、進氣道延長管和多個傳感器，其中，發動機支撐架通過可移動裝置設置在支撐臺上，進氣道延長管與待檢測的微型航空渦噴發動機的進氣口連接，進氣道延長管設置在支撐臺上，多個傳感器分別設置在微型航空渦噴發動機和發動機支撐架上，用于采集微型航空渦噴發動機工作時的數據。

3.根據權利要求2所述的微型航空渦噴發動機參數檢測系統，其特征在于：所述進氣道延長管的入口端為喇叭口式進氣口，進氣道延長管入口端的直徑為發動機進氣管直徑的2～3倍；進氣道延長管出口端與待檢測的微型航空渦噴發動機的進氣口的大小相適應。

4.根據權利要求1所述的微型航空渦噴發動機參數檢測系統，其特征在于：發動機數據處理模塊處理得到微型航空渦噴發動機燃油流量與燃油泵轉速和發動機的燃油入口處的壓力之間的函數關系的方法為：僅采用燃油給微型航空渦噴發動機供油使發動機工作，將燃油泵的轉速固定后，測量在發動機的燃油入口處不同的壓力值的情況下，燃油流量的值；改變燃油泵的轉速，重復測量在發動機的燃油入口處不同的壓力值的情況下，燃油流量的值；根據多組測量值將燃油流量擬合為關于燃油泵轉速和發動機的燃油入口處壓力的函數。

5.根據權利要求4所述的微型航空渦噴發動機參數檢測系統，其特征在于：燃油流量采用齒輪流量計進行測量。

6.根據權利要求1所述的微型航空渦噴發動機參數檢測系統，其特征在于：發動機數據處理模塊處理得到微型航空渦噴發動機的進氣口的空氣質量主要包括以下步驟：

步驟1：根據公式ΔP＝P1-P2計算出微型航空渦噴發動機進氣口的氣流壓差ΔP；

步驟2：根據公式計算出微型航空渦噴發動機進氣口的空氣密度ρ；

步驟3：根據公式得到微型航空渦噴發動機進氣口的空氣速度V；

步驟4：根據公式M＝ρVA得到微型航空渦噴發動機進氣口的空氣質量M；

其中，P1為設置在微型航空渦噴發動機進氣口的第一壓力傳感器反饋的進氣口氣流總壓值，P2為設置在微型航空渦噴發動機進氣口的第二壓力傳感器反饋的進氣口靜壓值，T1為設置在微型航空渦噴發動機進氣口的第一溫度傳感器反饋的進氣口的溫度，A為微型航空渦噴發動機進氣口的截面積。

7.根據權利要求6所述的微型航空渦噴發動機參數檢測系統，其特征在于：第一壓力傳感器采用皮托管；第二壓力傳感器采用采用壁面靜壓管。

8.一種微型航空渦噴發動機參數檢測方法，其特征在于：包括以下步驟：

將待檢測的微型航空渦噴發動機的設置在動機數據采集模塊中的測試平臺上；

將發動機數據采集模塊中的多個傳感器分別設置在待檢測的微型航空渦噴發動機上；

起動待檢測的微型航空渦噴發動機；

多個傳感器開始采集待檢測的微型航空渦噴發動機的數據，并將采集到的數據分別發送給發動機數據處理模塊，發動機數據處理模塊對接收到的數據進行處理，將處理得到的參數或參數之間的關系反饋給微型航空渦噴發動機或終端；

其中，參數之間的關系包括微型航空渦噴發動機燃油流量與燃油泵轉速和燃燒室入口處的壓力之間的函數關系；處理得到的參數包括微型航空渦噴發動機的進氣口的空氣質量。