[发明专利]航空发动机气路故障静电监测模拟实验平台及使用方法有效
申请号: | 201410182944.5 | 申请日: | 2014-05-04 |
公开(公告)号: | CN103954452B | 公开(公告)日: | 2017-06-30 |
发明(设计)人: | 左洪福;殷逸冰;刘宸宁;蔡景;冒慧杰;李鑫 | 申请(专利权)人: | 南京航空航天大学 |
主分类号: | G01M15/00 | 分类号: | G01M15/00 |
代理公司: | 江苏圣典律师事务所32237 | 代理人: | 贺翔 |
地址: | 210016 江*** | 国省代码: | 江苏;32 |
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摘要: | |||
搜索关键词: | 航空发动机 故障 静电 监测 模拟 实验 平台 使用方法 | ||
1.一种航空发动机气路故障静电监测模拟实验平台,其特征在于:包括安装平台(12),在安装平台(12)上安装模拟气路通道,所述模拟气路通道包括依次连接的高压风机(1)、进气道延长管(2)、微型航空涡喷发动机(5)和尾喷管延长管(6),在模拟气路通道上安装有故障产生装置和静电传感器,静电传感器连接到静电数据采集系统;所述故障产生装置包括故障物模拟注入装置(3)、燃油注入装置(7)、叶片-机匣碰摩故障产生装置之中的一个或多个;叶片-机匣碰摩故障产生装置包括碰摩激振往复装置(8)和碰摩转子及控制装置(10);其中,故障物模拟注入装置(3)安装在进气道延长管(2)或尾喷管延长管(6)上, 燃油注入装置(7)安装在尾喷管延长管(6)上,碰摩激振往复装置(8)和碰摩转子及控制装置(10)均安装在尾喷管延长管(6)上并且紧固于安装平台(12),叶片-机匣碰摩故障产生装置还连接到碰摩力测试系统;所述碰摩激振往复装置(8)包括激振器(30)、激振器支撑架(31)、转接头(32)、力传感器(33)、激振杆(34)、碰摩头(35)、直线导轨装置(36)、和导轨支撑架(37),其中激振器(30)、激振杆(34)分别在激振器支撑架(31)和直线导轨装置(36)上安装;直线导轨装置(36)又在导轨支撑架(37)上安装,在直线导轨装置(36)和导轨支撑架(37)之间安装力传感器(33),激振器支撑架(31)、导轨支撑架(37)紧固在安装平台(12)上;激振器(30)、转接头(32)、力传感器(33)、激振杆(34)、碰摩头(35)沿直线导轨方向依次相连为一体,碰摩头(35)经过插入孔插入到尾喷管延长管(6)内部;力传感器(33)连接到碰摩力测试系统。
2.根据权利要求1所述的航空发动机气路故障静电监测模拟实验平台,其特征在于:所述静电传感器包括安装在进气道延长管(2)上的环状静电传感器(4)和安装在尾喷管延长管(6)上的棒状静电传感器(9)。
3.根据权利要求2所述的航空发动机气路故障静电监测模拟实验平台,其特征在于:所述故障物模拟注入装置(3)包括故障物存放管(19)、故障物注入管(20)和球形电磁阀(21),故障物存放管(19)、球形电磁阀(21)、故障物注入管(20)依次相连成为一体,故障物注入管(20)安装在进气道延长管(2)或尾喷管延长管(6)上,与模拟气路通道相通;所述环状静电传感器(4)数量为2个,棒状静电传感器(9)为1个。
4.根据权利要求3所述的航空发动机气路故障静电监测模拟实验平台,其特征在于:所述燃油注入装置(7)包括油瓶(26)、 双向油泵(27)、电磁截止阀(28)、喷射头(29),油瓶(26)、双向油泵(27)、电磁截止阀(28)和喷射头(29)依次相连,喷射头(29)插入式安装于尾喷管延长管(6)上的安装孔,与模拟气路通道相通。
5.根据权利要求2所述的航空发动机气路故障静电监测模拟实验平台,其特征在于:所述碰摩转子及控制装置(10)包括转轴(40)、轴承座(41)、碰摩圆盘(42)、皮带轮(43)、转速传输皮带(44)、电动机支撑架(45)和步进电机(46);其中步进电机(46)通过转速传输皮带(44)与皮带轮(43)相连,带动转轴(40)和碰摩圆盘(42)转动,碰摩圆盘(42)嵌入尾喷管延长管(6)内。
6.根据权利要求2所述的航空发动机气路故障静电监测模拟实验平台,其特征在于:所述微型航空涡喷发动机(5)由微型航空涡喷发动机控制系统控制,微型航空涡喷发动机控制系统还包括输油管(23)、油桶(24)和燃油泵(25)。
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