专利名称：航空发动机尾喷口直径测量装置及其测量方法
技术领域：
本发明属于航空发动机技术领域，特别是涉及一种航空发动机尾喷口直径测量装
置及其测量方法。用于航空发动机试车时对其尾喷口的直径进行监控，根据本发明测量的 数据调整发动机的参数。
背景技术：
对航空发动机尾喷口直径的测量是发动机试车时的一项重要工作，因为需要以尾 喷口的直径数据进行发动机参数的调整。目前，对发动机尾喷口直径的测量是在发动机试 车过程中，在发动机达到某一状态后立即停车，待发动机冷却到适合人工测量的温度时进 行人工测量。此种测量方法不仅浪费了大量的试车时间，而且在试车过程中需要重复几次 这样的工作，浪费了大量的燃油。
发明内容
针对现有航空发动机尾喷口直径测量方法浪费时间、浪费燃油的问题，本发明提 供一种不仅可节约试车时间，还可节省燃油的航空发动机尾喷口直径测量装置及其测量方 法。 为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案，一种航空发动机尾喷口直径测量 装置，包括设置在航空发动机上的反馈传感器，其特点是反馈传感器与电源相连接的一端 与第一电压隔离模块的输入端相连接，反馈传感器的抽头端与第二电压隔离模块的输入端 相连接；第一电压隔离模块的输出端与第一PXI采集卡的输入端相连接，第二电压隔离模 块的输出端与第二 PXI采集卡的输入端相连接；第一 PXI采集卡和第二 PXI采集卡的输出 端分别经PXI机箱与工控机相连接。 所述的第一电压隔离模块与第一 PXI采集卡通过第一接线板和电缆连接在一起， 所述的第二电压隔离模块与第二 PXI采集卡通过第二接线板和电缆连接在一起。
所述的航空发动机尾喷口直径测量装置的具体电路连接关系为
第一电压隔离模块1TT7、第二电压隔离模块1TT8采用的型号为101SC-05-R/K滞 一电压隔离模块1TT7的第7引脚和第二电压隔离模块1TT8的第7引脚分别与+24V电压 相连接，第一电压隔离模块1TT7的第8引脚和第二电压隔离模块1TT8的第8引脚分别与 地相连接；反馈传感器R1与电源相连接的一端与第一电压隔离模块1TT7的第3引脚相连 接，反馈传感器R1与地相连接的一端分别与第一电压隔离模块1TT7的第4引脚、第二电压 隔离模块1TT8的第4引脚相连接，反馈传感器Rl的抽头端与第二电压隔离模块1TT8的第 3引脚相连接；第一电压隔离模块1TT7和第二电压隔离模块1TT8的输出端分别与第一接 线板1AT4和第二接线板1AT5的输入端相连接，第一接线板1AT4和第二接线板1AT5的输 出端分别与第一 PXI采集卡1AS4和第二 PXI采集卡1AS5的输入端相连接；第一 PXI采集 卡1AS4和第二 PXI采集卡1AS5的输出端分别经PXI机箱与工控机相连接。
所述的工控机分别与显示器和打印机相连接，用于显示和打印喷口数据。
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所述的航空发动机尾喷口直径测量装置的测量方法，包括如下步骤 步骤一 判断是否进行尾喷口标定，若是，则调用尾喷口标定子程序；若否，则进
行尾喷口直径测量，获得信号测量值，执行步骤三； 步骤二返回执行步骤一； 步骤三调用测量信号误差修正子程序； 步骤四调用工程值运算子程序； 步骤五调用电源误差修正子程序； 步骤六将喷口数据存盘； 步骤七显示喷口直径，返回执行步骤一。
步骤一中所述的尾喷口标定子程序，包括如下步骤 步骤A:输入最小尾喷口工程值，即工程值下限；测量最小尾喷口信号值，即信号 值下限； 步骤B :判断测量是否完成，若是，则执行步骤C ;若否，则执行步骤B ; 步骤C:输入最大尾喷口工程值，即工程值上限；测量最大尾喷口信号值，即信号
值上限； 步骤D :判断测量是否完成，若是，则执行步骤E ;若否，则执行步骤D ;
步骤E :根据标定原理计算修正系数； 步骤F :判断修正系数是否满足要求，若是，则进行修正系数存盘，工程值下限、信 号值下限、工程值上限、信号值上限存盘；若否，则返回执行步骤A ;
步骤G :测量反馈传感器电源电压值，即基准电源电压； 步骤H:判断测量是否完成，并判断电源电压值是否满足要求；若是，则将基准电 源电压存盘；若否，则返回执行步骤G ;
步骤I:返回。 步骤E中所述的根据标定原理计算修正系数的方法为首先，采集2组信号测量 值，分别带入误差修正公式Sx = aO+al*Si中，得到一个方程组；然后，采用Givens算法拟 合得到方程组唯一的多项式系数解，即修正系数；式中，a0、 al为修正系数，Si为信号测量 值，Sx为修正后的测量值。 步骤三中所述的测量信号误差修正子程序，包括如下步骤
步骤A :读取磁盘数据，获得修正系数； 步骤B :根据信号测量值和误差修正公式计算修正后的测量值；
误差修正公式
Sx = aO+al*Si 式中，a0、al为修正系数，Si为信号测量值，Sx为修正后的测量值；
步骤C:返回。
步骤四中所述的工程值运算子程序，包括如下步骤 步骤A :读取磁盘数据，获得工程值下限、信号值下限、工程值上限、信号值上限；
步骤B :根据修正后的测量值和工程值运算公式计算修正后的工程值；
工程值运算公式
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<formula>formula see original document page 7</formula> 式中，SO为信号值下限，S1为信号值上限，PO为工程值下限，P1为工程值上限，Sx
为修正后的测量值，P为修正后的工程值；
步骤C:返回。
步骤五中所述的电源误差修正子程序，包括如下步骤 步骤A :读取磁盘数据，获得基准电源电压；
步骤B :根据测得的电源电压值和电源误差修正公式计算电源电压修正后的工程
值；
电源误差修正公式 式中，Px为电源电压修正后的工程值，P为修正后的工程值，V为测得的电源电压 值，V1为基准电源电压；
步骤C:返回。
本发明的有益效果 1、本发明是利用航空发动机已有的尾喷口调节系统中的反馈传感器，即平衡电桥 作为尾喷口直径的检测元件，不在发动机上安装另外的测量元件，保证了发动机结构和工 作不受影响； 2、本发明选用高输入阻抗的电压隔离模块，将测量系统的加入对发动机尾喷口调 节的影响控制在允许的范围内； 3、本发明通过增加对反馈传感器电源电压的检测，对测量过程中由于发动机附件
的工作导致的反馈传感器电源电压变化进行了实时修正，保证了测量的准确性； 4、本发明可自动进行测量，不仅节约了试车时间，节省了燃油；而且还节省了劳动力。
图l是本发明的测 图2是本发明的测 图3是本发明的测 图4是本发明的测 图5是本发明的测 图6是本发明的测 图7是本发明的测
t装置的电路原理框图； t装置的电路原理图； t方法的主程序流程图； t方法中尾喷口标定子程序的程序流程图； t方法中测量信号误差修正子程序的程序流程图 t方法中工程值运算子程序的程序流程图； t方法中电源误差修正子程序的程序流程图； 图l中，l-反馈传感器。
具体实施例方式
如图1所示，一种航空发动机尾喷口直径效 反馈传感器，反馈传感器与电源相连接的一端与第-
量装置，包括设置在航空发动机上的 电压隔离模块的输入端相连接，反馈传感器的抽头端与第二电压隔离模块的输入端相连接；第一电压隔离模块的输出端与第一 PXI采集卡的输入端相连接，第二电压隔离模块的输出端与第二PXI采集卡的输入端相连 接；第一 PXI采集卡和第二 PXI采集卡的输出端分别经PXI机箱与工控机相连接。所述的 工控机分别与显示器和打印机相连接，用于显示和打印喷口数据。所述的第一电压隔离模 块与第一 PXI采集卡通过第一接线板和电缆连接在一起，所述的第二电压隔离模块与第二 PXI采集卡通过第二接线板和电缆连接在一起。 如图2所示，所述的航空发动机尾喷口直径测量装置的具体电路连接关系为
第一电压隔离模块1TT7的第7引脚和第二电压隔离模块1TT8的第7引脚分别与 +24V电压相连接，第一电压隔离模块1TT7的第8引脚和第二电压隔离模块1TT8的第8引 脚分别与地相连接；反馈传感器R1与电源相连接的一端与第一电压隔离模块1TT7的第3 引脚相连接，反馈传感器R1与地相连接的一端分别与第一电压隔离模块1TT7的第4引脚、 第二电压隔离模块1TT8的第4引脚相连接，反馈传感器Rl的抽头端与第二电压隔离模块 1TT8的第3引脚相连接；第一电压隔离模块1TT7和第二电压隔离模块1TT8的输出端分别 与第一接线板1AT4和第二接线板1AT5的输入端相连接，第一接线板1AT4和第二接线板 1AT5的输出端分别与第一 PXI采集卡1AS4和第二 PXI采集卡1AS5的输入端相连接；第一 PXI采集卡1AS4和第二 PXI采集卡1AS5的输出端分别经PXI机箱与工控机相连接。
第一电压隔离模块1TT7、第二电压隔离模块1TT8采用的型号为101SC-05-R/K。 101SC-05-R/K的输入电压为DCO 35V，输出为标准信号电压DCO 5V，在本发明的测量装 置中，电压隔离模块输入/输出电压对应为DCO 28V/DC0 4V。第一电压隔离模块1TT7 用于采集反馈传感器的电源电压，第二电压隔离模块1TT8用于采集反映尾喷口直径的反 馈传感器的抽头电压。 所述的第一接线板1AT4和第二接线板1AT5选用的型号为SCB-68 ;所述的电缆选 用的型号为SCB68-68-EPM。 所述的PXI机箱选用的型号为PXI-IOIO，它作为数据采集的前置机箱，是专为在 恶劣的工业现场环境而设计的，具有良好的抗振动性能、温度特性和密封性；PXI机箱与工 控机采用PXI-PCI卡经光缆通信，PXI机箱与工控机的配合使用保证了系统在试车台的恶 劣环境下能正常工作。所述的工控机选用的型号为IPC-610H，它采用WINDOWS操作系统， 用于控制PXI机箱和PXI采集卡的工作；工控机是安装在坚固机箱内的计算机与PCI背板， 它有8个PXI插槽和4个SCXI插槽，满足采集卡的安装要求。所述的显示器选用的型号为 190SW8，所述的打印机选用的型号为HP1280。 所述的第一 PXI采集卡1AS4和第二 PXI采集卡1AS5选用的型号为PXI-6220 ; PXI-6220是8路差分模拟输入或16路单端模拟输入采集卡，采集速度是250KS/s，满足测 试要求。本发明的测量装置中所选用的都是16路采集卡，能够满足信号的测量精度要求。 PXI-6220的输入为DC-10V +10V或DC-5V +5V或DCOV 5V或DC1V 5V标准信号， 输出为16位二进制值。 反馈传感器是航空发动机附件，其安装在发动机上，与尾喷口调节片的驱动装置 靠机械机构连接在一起。驱动装置在控制尾喷口张大和縮小的同时，通过机械机构带动反 馈传感器的抽头在桥臂上移动，因此，抽头电压就反映了尾喷口直径的变化。反馈传感器的 电压范围是DCO 28V，0V对应尾喷口最小直径，28V对应尾喷口最大直径。其电源电压为
8DC28V。 如图3所示，所述的航空发动机尾喷口直径测量装置的测量方法，包括如下步骤 步骤一 判断是否进行尾喷口标定，若是，则调用尾喷口标定子程序；若否，则进
行尾喷口直径测量，获得信号测量值，执行步骤三； 步骤二 返回执行步骤一 ； 步骤三调用测量信号误差修正子程序； 步骤四调用工程值运算子程序； 步骤五调用电源误差修正子程序； 步骤六将喷口数据存盘； 步骤七显示喷口直径，返回执行步骤一。 如图4所示，步骤一中所述的尾喷口标定子程序，包括如下步骤 步骤A:输入最小尾喷口工程值，即工程值下限；测量最小尾喷口信号值，即信号
值下限； 步骤B :判断测量是否完成，若是，则执行步骤C ;若否，则执行步骤B ; 步骤C :输入最大尾喷口工程值，即工程值上限；测量最大尾喷口信号值，即信号
值上限； 步骤D :判断测量是否完成，若是，则执行步骤E ;若否，则执行步骤D ; 步骤E :根据标定原理计算修正系数； 步骤F :判断修正系数是否满足要求，若是，则进行修正系数存盘，工程值下限、信 号值下限、工程值上限、信号值上限存盘；若否，则返回执行步骤A ; 步骤G :测量反馈传感器电源电压值，即基准电源电压； 步骤H:判断测量是否完成，并判断电源电压值是否满足要求；若是，则将基准电 源电压存盘；若否，则返回执行步骤G ; 步骤I:返回。 步骤E中所述的根据标定原理计算修正系数的方法为首先，采集2组信号测量 值，分别带入误差修正公式Sx = aO+al*Si中，得到一个方程组；然后，采用Givens算法拟 合得到方程组唯一的多项式系数解，即修正系数；式中，a0、 al为修正系数，Si为信号测量 值，Sx为修正后的测量值。 如图5所示，步骤三中所述的测量信号误差修正子程序，包括如下步骤 步骤A :读取磁盘数据，获得修正系数； 步骤B :根据信号测量值和误差修正公式计算修正后的测量值； 误差修正公式 Sx = aO+al*Si 式中，a0、al为修正系数，Si为信号测量值，Sx为修正后的测量值； 步骤C:返回。 如图6所示，步骤四中所述的工程值运算子程序，包括如下步骤 步骤A :读取磁盘数据，获得工程值下限、信号值下限、工程值上限、信号值上限； 步骤B :根据修正后的测量值和工程值运算公式计算修正后的工程值； 工程值运算公式
<formula>formula see original document page 10</formula> 式中，SO为信号值下限，S1为信号值上限，PO为工程值下限，P1为工程值上限，Sx
为修正后的测量值，P为修正后的工程值；
步骤C:返回。
如图7所示，步骤五中所述的电源误差修正子程序，包括如下步骤步骤A :读取磁盘数据，获得基准电源电压；
步骤B :根据测得的电源电压值和电源误差修正公式计算电源电压修正后的工程
值；
电源误差修正公式 /^ =尸*- 式中，Px为电源电压修正后的工程值，P为修正后的工程值，V为测得的电源电压值，V1为基准电源电压；
步骤C:返回。
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权利要求
一种航空发动机尾喷口直径测量装置，包括设置在航空发动机上的反馈传感器，其特征在于反馈传感器与电源相连接的一端与第一电压隔离模块的输入端相连接，反馈传感器的抽头端与第二电压隔离模块的输入端相连接；第一电压隔离模块的输出端与第一PXI采集卡的输入端相连接，第二电压隔离模块的输出端与第二PXI采集卡的输入端相连接；第一PXI采集卡和第二PXI采集卡的输出端分别经PXI机箱与工控机相连接。
2. 根据权利要求1所述的一种航空发动机尾喷口直径测量装置，其特征在于所述的第 一电压隔离模块与第一PXI采集卡通过第一接线板和电缆连接在一起，所述的第二电压隔 离模块与第二 PXI采集卡通过第二接线板和电缆连接在一起。
3. 根据权利要求2所述的一种航空发动机尾喷口直径测量装置，其特征在于所述的航 空发动机尾喷口直径测量装置的具体电路连接关系为第一电压隔离模块1TT7、第二电压隔离模块1TT8采用的型号为101SC-05-R/K ;第一电 压隔离模块1TT7的第7引脚和第二电压隔离模块1TT8的第7引脚分别与+24V电压相连 接，第一电压隔离模块1TT7的第8引脚和第二电压隔离模块1TT8的第8引脚分别与地相 连接；反馈传感器R1与电源相连接的一端与第一电压隔离模块1TT7的第3引脚相连接，反 馈传感器Rl与地相连接的一端分别与第一电压隔离模块1TT7的第4引脚、第二电压隔离 模块1TT8的第4引脚相连接，反馈传感器Rl的抽头端与第二电压隔离模块1TT8的第3引 脚相连接；第一电压隔离模块1TT7和第二电压隔离模块1TT8的输出端分别与第一接线板 1AT4和第二接线板1AT5的输入端相连接，第一接线板1AT4和第二接线板1AT5的输出端分 别与第一 PXI采集卡1AS4和第二 PXI采集卡1AS5的输入端相连接；第一 PXI采集卡1AS4 和第二 PXI采集卡1AS5的输出端分别经PXI机箱与工控机相连接。
4. 根据权利要求1所述的一种航空发动机尾喷口直径测量装置，其特征在于所述的工 控机分别与显示器和打印机相连接。
5. 权利要求1所述的航空发动机尾喷口直径测量装置的测量方法，其特征在于包括如 下步骤步骤一 判断是否进行尾喷口标定，若是，则调用尾喷口标定子程序；若否，则进行尾 喷口直径测量，获得信号测量值，执行步骤三； 步骤二 返回执行步骤一 ； 步骤三调用测量信号误差修正子程序； 步骤四调用工程值运算子程序； 步骤五调用电源误差修正子程序； 步骤六将喷口数据存盘； 步骤七显示喷口直径，返回执行步骤一。
6. 根据权利要求5所述的航空发动机尾喷口直径测量装置的测量方法，其特征在于步 骤一中所述的尾喷口标定子程序，包括如下步骤步骤A :输入最小尾喷口工程值，即工程值下限；测量最小尾喷口信号值，即信号值下限；步骤B :判断测量是否完成，若是，则执行步骤C ;若否，则执行步骤B ;步骤C :输入最大尾喷口工程值，即工程值上限；测量最大尾喷口信号值，即信号值上限；步骤D :判断测量是否完成，若是，则执行步骤E ;若否，则执行步骤D ; 步骤E :根据标定原理计算修正系数；步骤F :判断修正系数是否满足要求，若是，则进行修正系数存盘，工程值下限、信号值 下限、工程值上限、信号值上限存盘；若否，则返回执行步骤A ; 步骤G :测量反馈传感器电源电压值，即基准电源电压；步骤H:判断测量是否完成，并判断电源电压值是否满足要求；若是，则将基准电源电 压存盘；若否，则返回执行步骤G ; 步骤I :返回。
7. 根据权利要求6所述的航空发动机尾喷口直径测量装置的测量方法，其特征在于步 骤E中所述的根据标定原理计算修正系数的方法为首先，采集2组信号测量值，分别带入误差修正公式Sx = aO+al*Si中，得到一个方程组；然后，采用Givens算法拟合得到方程组 唯一的多项式系数解，即修正系数；式中，a0、 al为修正系数，Si为信号测量值，Sx为修正 后的测量值。
8. 根据权利要求5所述的航空发动机尾喷口直径测量装置的测量方法，其特征在于步 骤三中所述的测量信号误差修正子程序，包括如下步骤步骤A :读取磁盘数据，获得修正系数；步骤B :根据信号测量值和误差修正公式计算修正后的测量值； 误差修正公式Sx = aO+al*Si式中，a0、 al为修正系数，Si为信号测量值，Sx为修正后的测量值； 步骤C:返回。
9. 根据权利要求5所述的航空发动机尾喷口直径测量装置的测量方法，其特征在于步 骤四中所述的工程值运算子程序，包括如下步骤步骤A :读取磁盘数据，获得工程值下限、信号值下限、工程值上限、信号值上限； 步骤B :根据修正后的测量值和工程值运算公式计算修正后的工程值； 工程值运算公式<formula>formula see original document page 3</formula>式中，so为信号值下限，SI为信号值上限，P0为工程值下限，PI为工程值上限，Sx为 修正后的测量值，P为修正后的工程值； 步骤C:返回。
10. 根据权利要求5所述的航空发动机尾喷口直径测量装置的测量方法，其特征在于 步骤五中所述的电源误差修正子程序，包括如下步骤步骤A :读取磁盘数据，获得基准电源电压；步骤B :根据测得的电源电压值和电源误差修正公式计算电源电压修正后的工程值； 电源误差修正公式式中，Px为电源电压修正后的工程值，P为修正后的工程值，V为测得的电源电压值，Vl为基准电源电压； 步骤C:返回。
全文摘要
航空发动机尾喷口直径测量装置及其测量方法，属于航空发动机技术领域。本发明包括反馈传感器，反馈传感器与电源相连接的一端与第一电压隔离模块的输入端相连接，反馈传感器的抽头端与第二电压隔离模块的输入端相连接；电压隔离模块的输出端分别与PXI采集卡的输入端相连接，PXI采集卡的输出端分别经PXI机箱与工控机相连接。测量方法，包括一判断是否进行尾喷口标定，若是，则调用尾喷口标定子程序；若否，则进行尾喷口直径测量，获得信号测量值，执行步骤三；二返回执行步骤一；三调用测量信号误差修正子程序；四调用工程值运算子程序；五调用电源误差修正子程序；六将喷口数据存盘；七显示喷口直径，返回执行步骤一。
文档编号G01B7/12GK101738159SQ20091022045
公开日2010年6月16日 申请日期2009年12月4日 优先权日2009年12月4日
发明者丁椿明, 刘国庆, 姜风, 宋伟, 生德品, 许 鹏, 郭旭 申请人:沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司