一種航空發動機燃油噴嘴自動測試系統的製作方法

2023-12-09 10:45:41 1

本發明屬於航空發動機部件測試技術領域，特別是涉及一種航空發動機燃油噴嘴自動測試系統。

背景技術：

安全是民航永恆的主題，也是民航一切工作的重中之重。航空發動機作為飛機的「心臟」，是民航飛行安全的重要保證。

燃油噴嘴是航空發動機的重要部件，其主要功能是根據發動機不同的工作狀態，供給燃燒室合適數量、具有良好霧化質量的燃油。其中燃油噴嘴的射程、壓力、噴射角度和噴射模型是保證發動機推力要求、影響燃燒效率和性能的主要指標。

近年來，我國航空運輸需求強勁，行業發展迅速，預計到「十三五」末，運輸機場將有270個左右，運輸飛機有4600架左右，通用飛機有5000架左右，民航機隊規模總數近萬架。而隨著機隊規模不斷擴大，航空發動機的維護工作量必然成倍增長。

在航空發動機部件檢測中，燃油噴嘴的性能檢測十分重要。但是，目前國內航空公司和發動機維修企業主要採用人工手動檢測的方式對燃油噴嘴進行性能測試，這樣不僅檢測效率低且容易出現「誤檢」，同時也導致發動機整機檢測時間過長，直接增加了航空公司的運營成本。

隨著自動化檢測技術的迅速發展，中國逐漸進入「工業4.0時代」。在機械製造、汽車行業、航空航天等多個領域，自動化檢測技術已成為國際公認的先進位造技術和新產品研發的輔助手段。採用航空發動機燃油噴嘴自動測試系統，可避免人為原因所導致的「誤檢」，降低機務維護人員的工作強度；可大大提高檢測效率，有效減低發動機整機檢測時間，進而降低航空公司的運營成本。但目前尚缺少這樣的系統。

技術實現要素：

為了解決上述問題，本發明的目的在於提供一種航空發動機燃油噴嘴自動測試系統。

為了達到上述目的，本發明提供的航空發動機燃油噴嘴自動測試系統包括：底座、移動平臺、低速大扭矩直流電機、絲槓、兩個氣缸支撐座、兩個可調行程氣缸、兩個壓力傳感器支撐臂、兩個壓力傳感器、超聲測距傳感器發射端、超聲測距傳感器接收端、絲槓支撐座、第一電機支撐臂、直流電機、噴嘴旋轉臂、噴嘴固定件、流量計、泵、儲液罐、第二電機支撐臂、步進電機、高速攝像機旋轉臂、高速攝像機、分布式控制系統、雷射測距傳感器、水平傳感器；其中，底座為矩形板狀結構，水平放置，並且左端表面前部沿左右方向形成有一個第二滑軌；絲槓以與第二滑軌平行的方式設置在底座的左端表面後側，一端通過聯軸器與低速大扭矩直流電機的輸出軸相連，另一端通過固定在底座表面的絲槓支撐座進行支撐；移動平臺的後端底面通過一個絲槓母連接在絲槓上，前端底面向下突出形成有一個下端插入在第二滑軌內的導向軌，因此能夠在低速大扭矩直流電機和絲槓的驅動下沿第二滑軌進行直線運動，並且移動平臺的表面中部沿前後方向形成有一個第一滑軌；兩個氣缸支撐座的下端分別固定在移動平臺的前後端表面；兩個可調行程氣缸分別固定在兩個氣缸支撐座的上端，並且兩個可調行程氣缸上的作動筒相對設置；兩個垂直設置的壓力傳感器支撐臂中部分別連接在兩個可調行程氣缸的作動筒外端，下端插入在第一滑軌中，因此能夠在可調行程氣缸的作用下沿第一滑軌進行直線運動；兩個壓力傳感器分別安裝在兩個壓力傳感器支撐臂上端，並且壓力感應方向朝向右側方向；超聲測距傳感器發射端和超聲測距傳感器接收端分別安裝在兩個壓力傳感器的左側面上；第一電機支撐臂垂直安裝在底座中部；直流電機固定在第一電機支撐臂上端，並且輸出軸位於前端；噴嘴旋轉臂的內端與直流電機的輸出軸垂直相連，因此可在直流電機的驅動下進行旋轉；噴嘴固定件連接在噴嘴旋轉臂的外端，用於安裝待檢測的噴嘴；流量計、泵和儲液罐安裝在底座中部，三者之間通過管路連接，並且流量計與噴嘴通過軟管連接；第二電機支撐臂垂直安裝在底座右端表面；步進電機安裝在第二電機支撐臂上端，並且輸出軸位於左端；高速攝像機旋轉臂的內端與步進電機的輸出軸垂直相連，因此能夠在步進電機的驅動下進行旋轉；高速攝像機安裝在高速攝像機旋轉臂的外端；當噴嘴固定件面對壓力傳感器時，水平傳感器固定在噴嘴旋轉臂的下部邊緣，雷射測距傳感器固定在噴嘴旋轉臂的上部邊緣，且雷射測距傳感器上的雷射發射端與噴嘴的頂部齊平；分布式控制系統同時與低速大扭矩直流電機、可調行程氣缸、壓力傳感器、超聲測距傳感器發射端、超聲測距傳感器接收端、直流電機、流量計、泵、步進電機、高速攝像機、雷射測距傳感器和水平傳感器電連接。

所述的航空發動機燃油噴嘴自動測試系統還包括一個背景幕安裝臂和背景幕，其中背景幕安裝臂的內端與步進電機的輸出軸垂直相連，並且與高速攝像機旋轉臂相差180°；背景幕安裝在背景幕安裝臂的外端。

所述的分布式控制系統上部嵌入式安裝有工業觸控螢幕，下部為控制電氣櫃，工業觸控螢幕選用Proface公司GC4000。

所述的水平傳感器選用RION公司的ACA626T高精度傾角儀。

所述的雷射測距傳感器選用上海譽煊電子有限公司RLM-S12雷射測距傳感器。

所述的高速攝像機選用SJCAM公司生產H3R無線高速運動防水攝像機。

本發明提供的航空發動機燃油噴嘴自動測試系統可自動測試噴嘴壓力、噴射角度和噴射模型等主要性能參數，能夠避免人為原因所導致的「誤檢」，降低機務維護人員的工作強度；可大大提高檢測效率，有效減低發動機整機檢測時間，進而降低航空公司的運營成本；本系統可方便地安裝在普通輪式載具上，使用靈活方便。

附圖說明

圖1為本發明提供的航空發動機燃油噴嘴自動測試系統部分結構立體圖。

圖2為本發明提供的航空發動機燃油噴嘴自動測試系統中噴嘴旋轉臂部位局部結構示意圖。

圖3為安裝有背景幕的本發明提供的航空發動機燃油噴嘴自動測試系統結構示意圖。

圖4為本發明提供的航空發動機燃油噴嘴自動測試系統進行工作模式1測試時結構俯視圖。

圖5為本發明提供的航空發動機燃油噴嘴自動測試系統進行工作模式2測試時結構俯視圖。

圖6為本發明提供的航空發動機燃油噴嘴自動測試系統進行工作模式3測試時結構正視圖。

具體實施方式

下面結合附圖和具體實施例對本發明提供的航空發動機燃油噴嘴自動測試系統進行詳細說明。

如圖1—圖6所示，本發明提供的航空發動機燃油噴嘴自動測試系統包括：底座1、移動平臺2、低速大扭矩直流電機3、絲槓4、兩個氣缸支撐座5、兩個可調行程氣缸6、兩個壓力傳感器支撐臂9、兩個壓力傳感器10、超聲測距傳感器發射端11、超聲測距傳感器接收端12、絲槓支撐座13、第一電機支撐臂14、直流電機15、噴嘴旋轉臂16、噴嘴固定件17、流量計18、泵19、儲液罐20、第二電機支撐臂21、步進電機22、高速攝像機旋轉臂23、高速攝像機24、分布式控制系統26、雷射測距傳感器27、水平傳感器29；其中，底座1為矩形板狀結構，水平放置，並且左端表面前部沿左右方向形成有一個第二滑軌8；絲槓4以與第二滑軌8平行的方式設置在底座1的左端表面後側，一端通過聯軸器與低速大扭矩直流電機3的輸出軸相連，另一端通過固定在底座1表面的絲槓支撐座13進行支撐；移動平臺2的後端底面通過一個絲槓母連接在絲槓4上，前端底面向下突出形成有一個下端插入在第二滑軌8內的導向軌，因此能夠在低速大扭矩直流電機3和絲槓4的驅動下沿第二滑軌8進行直線運動，並且移動平臺2的表面中部沿前後方向形成有一個第一滑軌7；兩個氣缸支撐座5的下端分別固定在移動平臺2的前後端表面；兩個可調行程氣缸6分別固定在兩個氣缸支撐座5的上端，並且兩個可調行程氣缸6上的作動筒相對設置；兩個垂直設置的壓力傳感器支撐臂9中部分別連接在兩個可調行程氣缸6的作動筒外端，下端插入在第一滑軌7中，因此能夠在可調行程氣缸6的作用下沿第一滑軌(7)進行直線運動；兩個壓力傳感器10分別安裝在兩個壓力傳感器支撐臂9上端，並且壓力感應方向朝向右側方向；超聲測距傳感器發射端11和超聲測距傳感器接收端12分別安裝在兩個壓力傳感器10的左側面上；第一電機支撐臂14垂直安裝在底座1中部；直流電機15固定在第一電機支撐臂14上端，並且輸出軸位於前端；噴嘴旋轉臂16的內端與直流電機15的輸出軸垂直相連，因此可在直流電機15的驅動下進行旋轉；噴嘴固定件17連接在噴嘴旋轉臂16的外端，用於安裝待檢測的噴嘴28；流量計18、泵19和儲液罐20安裝在底座1中部，三者之間通過管路連接，並且流量計18與噴嘴28通過軟管連接；第二電機支撐臂21垂直安裝在底座1右端表面；步進電機22安裝在第二電機支撐臂21上端，並且輸出軸位於左端；高速攝像機旋轉臂23的內端與步進電機22的輸出軸垂直相連，因此能夠在步進電機22的驅動下進行旋轉；高速攝像機24安裝在高速攝像機旋轉臂23的外端；當噴嘴固定件17面對壓力傳感器10時，水平傳感器29固定在噴嘴旋轉臂16的下部邊緣，雷射測距傳感器27固定在噴嘴旋轉臂16的上部邊緣，且雷射測距傳感器27上的雷射發射端與噴嘴28的頂部齊平；分布式控制系統26同時與低速大扭矩直流電機3、可調行程氣缸6、壓力傳感器10、超聲測距傳感器發射端11、超聲測距傳感器接收端12、直流電機(15)、流量計18、泵19、步進電機22、高速攝像機24、雷射測距傳感器27和水平傳感器29電連接。

所述的航空發動機燃油噴嘴自動測試系統還包括一個背景幕安裝臂25和背景幕30，其中背景幕安裝臂25的內端與步進電機22的輸出軸垂直相連，並且與高速攝像機旋轉臂23相差180°；背景幕30安裝在背景幕安裝臂25的外端。

所述的分布式控制系統26上部嵌入式安裝有工業觸控螢幕，下部為控制電氣櫃，工業觸控螢幕可根據需求選用，例如Proface公司GC4000。

所述的水平傳感器29可根據需求選用，例如RION公司的ACA626T高精度傾角儀。

所述的雷射測距傳感器27可根據需求選用，例如上海譽煊電子有限公司RLM-S12雷射測距傳感器。

所述的高速攝像機24可根據需求選用，例如SJCAM公司生產H3R無線高速運動防水攝像機。

現將本發明提供的航空發動機燃油噴嘴自動測試系統使用方法闡述如下：

首先，由檢測人員將本航空發動機燃油噴嘴自動測試系統(以下簡稱系統)連接好電源和氣源，並在儲液罐20中添加噴嘴檢測校準液，然後將系統通電並完成系統自檢；

第二，將待檢測噴嘴28利用噴嘴固定件17安裝在噴嘴旋轉臂16的外端；

第三，進行工作模式1的測試，即測試額定流量和射程下噴嘴28的壓力：在分布式控制系統26的控制下啟動直流電機15，由此驅動噴嘴旋轉臂16向左側轉動，直到水平傳感器29發出水平位置到達信號以使直流電機15停止轉動；同時控制兩個可調行程氣缸6工作，使兩個壓力傳感器支撐臂9在第一滑軌7上進行移動，直到兩個壓力傳感器支撐臂9在移動平臺2中間位置相互接觸；

第四，啟動低速大扭矩直流電機3，通過絲槓4驅動移動平臺2在第二滑軌8上進行移動；當雷射測距傳感器27檢測到噴嘴28與兩個壓力傳感器10間的距離等於噴嘴射程L時，發出信號使低速大扭矩直流電機3停止工作；

第五，啟動泵19，由此將儲液罐20中的噴嘴檢測校準液通過管路及軟管提供給噴嘴28，並由噴嘴28向外噴出；當流量計18顯示出管路中的壓力已達到噴嘴28的正常流量時，開始採集兩個壓力傳感器10的信號；等待10秒鐘信號穩定後，如壓力信號達到噴嘴28的標稱值，測試通過，否則，測試未通過；

第六，進行工作模式2的測試，即測試額定流量和射程下噴嘴28的噴射角度：同時控制兩個可調行程氣缸6工作，使兩個壓力傳感器支撐臂9在第一滑軌7上向外側進行移動，直到兩個壓力傳感器10採集不到壓力信號，兩個可調行程氣缸6停止工作；啟動超聲測距傳感器發射端11、超聲測距傳感器接收端12而得到噴嘴28的噴射寬度W；關閉泵19，然後通過下式計算出噴嘴28的噴射角度α：

計算公式：噴射角度α＝2*arctan(噴射寬度W/2/噴嘴射程L)

第七，進行工作模式3的測試，即測試額定流量下噴嘴28的噴射模型；啟動直流電機15，由此驅動噴嘴旋轉臂16向右側轉動，直到水平傳感器29發出水平位置到達信號以使直流電機15停止轉動；

第八，根據儲液罐20中噴嘴檢測校準液的類型，選擇是否在背景幕安裝臂25上安裝背景幕30；啟動泵19，由此將儲液罐20中的噴嘴檢測校準液通過管路及軟管提供給噴嘴28，並由噴嘴28向外噴出；當流量計18顯示出管路中的壓力已達到噴嘴28的正常流量時，等待10秒鐘；啟動步進電機22以驅動高速攝像機旋轉臂23慢速旋轉，開啟高速攝像機24，實時採集噴嘴28的噴射模型，由此完成噴嘴28的檢測過程。

另外，噴嘴檢測校準液可選擇水、MIL-C-7024校準液、JET A燃油或JP-5燃油，應依據相關噴嘴維修手冊進行選擇。

需要強調的是，本發明所述的實施例是說明性的，而不是限定性的，因此本發明並不限於具體實施方式中所述的實施例。在不脫離本發明的範圍的情況下，可以對其進行各種改進或替換。尤其是，只要不存在結構上的衝突，各實施例中的特徵均可相互結合起來，或由本領域技術人員根據本發明的技術方案及其他相似的此原理得出的其他實施方式，同樣屬於本發明保護的範圍。