专利名称：一种喷流控制系统的制作方法
技术领域：
本发明属于飞机设计领域，尤其涉及一种采用非接触式动力源作为动力的飞机发动机转子效应的模拟装置的喷流控制系统。
背景技术：
现代大型客机设计广泛采用机翼下吊挂发动机的布局形式，在结构布局上这种吊挂式发动机往往远离翼根并伸出机翼前缘，由于机翼和发动机吊架的柔性，当机翼发生扭转振动及面内弯曲时，发动机转子旋转轴将发生俯仰和偏航角振动，根据陀螺仪理论，这种旋转体轴线的角运动将引起陀螺力矩，即转子效应；这种转子效应势必对飞机机翼和发动机所组成的系统甚至全机的结构动力学特性产生影响，进而对系统或全机的颤振特性产生影响，因此翼下吊发动机不仅对飞机的气动力布局产生影响，发动机高速旋转的风扇和压气机及涡轮等转子的转子效应在翼吊喷气发动机布局和机翼的颤振分析中的影响也应予以考虑。随着大型客机的发展，发动机转子效应的机翼-发动机系统的颤振特性理论方面的研究已经取得了一些进展，有限元仿真也做出了一定的结果，但是如何进行试验验证俨然成为了亟待解决的技术问题之一。试验方案设计及平台的搭建尤为重要，前人提出采用步进电机作为动力驱动转盘转动来模拟转子效应，此方法优点在于可以方便的控制转速，保持结构动特性的稳定，从而进行结构动特性测试，但是，连接间隙以及电机附加质量给试验带来的影响成为难以解决的问题。
发明内容
本发明的目的:为克服上述采用步进电机作为动力驱动转盘转动来模拟转子效应的不足，本发明提出了一种非接触式动力源作为动力的发动机转子效应模拟装置，这种装置采用非接触式连接，减少了连接装置和间隙，结构紧凑、重量轻、控制方便，能有效模拟转子效应。本发明的技术方案:本发明提供的翼吊发动机缩比模型转子效应模拟装置的喷流控制系统及其方法，其特征在于:所述喷流控制系统包括，喷嘴环形支架20、喷嘴侧支架21、喷嘴22、气源23、调节阀24、控制器25 ;所述喷嘴环形支架20为一环状管，所述环状管内侧分布有喷嘴22，喷嘴22方向可调节，喷嘴环形支架20与气源23连接；(喷嘴等角度分布设为8个)；所述喷嘴环形支架20竖直设置于试验台，叶轮30可旋转的设置于喷嘴环形支架20内部，叶轮30与喷嘴22对应设置。所述喷流控制系统利用控制器25控制调节阀24的流量和气源23的压力，同时配合转速测量系统接入工控机70，实现转子效应模拟装置转速控制。该装置利用高压气体气源23作动力驱动叶轮30旋转，应用测试装置(光电测速仪60、感光片61)测试叶轮30转速，通过喷流控制系统调节阀24进行高压气体流量和压力调节，进而改变喷嘴22的流速，达到调节和稳定叶轮30转速的目的。本发明的有益效果在于:本发明提供的翼吊发动机缩比模型转子效应模拟装置重量轻、结构简单，与传统装置转轴上装有动力源相比，旋转部件转轴12独立，无附加质量影响，只有叶轮30提供转动惯量；由于采用非接触式连接，减少了连接间隙，控制方便。
图1是本发明翼吊发动机缩比模型转子效应模拟装置第一种实施例的结构组成图。图2是本发明翼吊发动机缩比模型转子效应模拟装置第一种实施例的结构示意图。图3是本发明翼吊发动机缩比模型转子效应模拟装置第二种实施例的结构示意图。图4是本发明喷流控制系统结构示意图。图5是本发明喷流控制系统工作流程图。图6是本发明转速测量控制系统结构示意图。图7是本发明转速测量控制系统工作流程图。
具体实施例方式下面结合附图1 7和具体实施例对本发明进行详细的说明。图1和图2是本发明翼吊发动机缩比模型转子效应模拟装置第一种实施例的结构组成图及示意图，由图1 2可知模拟装置结构由试验台、喷流控制系统、转速测量控制系统三部分组成；试验台包括:底座10、轴承座11、转轴12、轴承13、叶轮30、配重浆片40 ；喷流控制系统包括:喷嘴支架(喷嘴环形支架20、喷嘴侧支架21)、喷嘴22、气源23、调节阀24、控制器25、工控机70 ;转速测量控制系统包括:光电测速器60、感光片61、数据采集仪62、电磁制动器50、工控机70。所述试验台为一带滑道的底座10、底座10上设有轴承座11，转轴12通过轴承13固定于轴承座11上；所述喷嘴环形支架20为一环状管，内部空腔可以充满气体，所述环状管内侧分布有喷嘴22(本发明优选实施例中8个喷嘴22等角度分布)，喷嘴22方向可调节，环形支架20通过软管26与气源23连接；所述喷嘴环形支架20竖直设置，通过喷嘴侧支架21支撑，设置于两轴承座11的中间位置，转轴12与喷嘴环形支架20构成的平面垂直，转轴12穿过喷嘴环形支架20的圆心位置；8个叶轮30可旋转的设置于喷嘴环形支架20内部，叶轮30与喷嘴22对应设置；所述配重桨片40和电磁制动器50穿过转轴12设于轴承座11的一侧。图3是本发明翼吊发动机缩比模型转子效应模拟装置第二种实施例的结构示意图，由图中可以看出将第一实施例中的喷嘴侧支架21进行了改良，设有固定装置200，所述固定装置为一组固定肋条，端部与轴承13连接，对喷嘴环形支架20的四个对称位置进行固定，形成菱形封闭框架，叶轮30可旋转的设置于菱形封闭框架内部中心位置，在固定装置200上，喷嘴环形支架20的上端，设有悬挂吊耳201。图4是本发明喷流控制系统结构示意图，，喷嘴环形支架20上等角度分布8个喷嘴22，喷嘴22方向可调节，能够实现全方位多角度喷流，喷流控制系统利用控制器25 (所述控制器25包括测量元件、比较元件、信号放大器、信号校正装置和执行元件)控制调节阀24的流量和气源压力，同时将转速信号作为反馈接入工控机70，工控机70通过控制系统软件实现装置转速可控。所述喷流控制系统利用控制器25控制调节阀24的流量和气源23的压力，同时配合转速测量系统接入工控机70，实现转子效应模拟装置转速控制；该装置利用高压气体气源23作动力驱动叶轮30旋转，与转速测量控制系统配合，应用测试装置(光电测速仪60、感光片61)测试叶轮30转速，通过喷流控制系统调节阀24进行高压气体流量和压力调节，进而改变喷嘴22的流速，达到调节和稳定叶轮30转速的目的。图5是本发明喷流控制系统工作流程图，第一步，首先启动工控机70内的控制软件，系统初始化，获得初始参数，包括初始气体压力、流量等；第二步，根据目标转速进行参数设置，设置压力、流量、误差限(转速容差)；第三步，系统运行过程中，通过控制器25实时监测气体压力、流量，光电测速器60采集叶轮30的转速曲线，待各参数稳定后，计算叶轮30当前转速与目标转速差，判断是否在误差范围内，如是，则保持状态；如不是，则返回重新进行参数设置(采用控制策略对气体压力、流量或喷嘴角度进行调整，可按一定模式进行自动调节，或手动调节)，最终达到目标转速，保持系统状态。图6是本发明转速测量控制系统结构示意图，主要由光电测速器60、感光片61、数据采集仪62、电磁制动器50、工控机70组成；所述感光片61设有转轴12的端部，光电测速器60与感光片61对应放置；电磁制动器50穿过转轴12设于与感光片61相对的另一侧转轴12上。图7是本发明转速测量控制系统工作流程图，首先是利用光电测速器60感测转轴12端部的感光片61，数据采集仪62采集转速信号，实现转速的“实时监控”，同时转速信号作为“转速反馈”传输至喷流控制系统软件中，喷流控制系统通过计算叶轮30当前转速与目标转速差，判断是否满足容差(误差限)要求，若满足则保持此状态；若不满足则采用刹车、喷流控制相结合的方法进行调整，所述刹车功能主要是通过电磁制动器50实现，根据电磁铁的工作原理，利用软件控制电路的通断，通电时抱紧，断电时松开；所述喷流控制利用控制器25控制调节阀24的气体流量和气源23的压力，进而实现转速控制，最终达到目标转速。以上所述仅为本发明的较佳实施例，并非用以限定本发明的申请范围；凡其他未脱离本发明所揭示的实质下所完成的等效改变或修饰，均应包含在下述的权利要求书范围内。
权利要求
1.一种喷流控制系统，结构主要包括喷嘴固定装置、喷嘴(22)、气源(23)、调节阀(24)、控制器(25);所述气源(23)与喷嘴固定装置(20)连接；控制器(25)控制调节阀(24)从而控制气体流量和压力。
2.如权利要求1所述喷流控制系统，其特征在于:所述喷嘴固定装置为一喷嘴环形支架(20)，(20)内部为空腔，且与气源(23)连接，内侧分布有喷嘴(22)。
3.如权利要求2所述的喷流控制系统，其特征在于:所述分布于喷嘴环形支架(20)内侧的喷嘴(22)，为等角度分布，数量是8个。
4.如权利要求1 3任一项所述的喷流控制系统的喷流控制方法，其特征在于:步骤一，启动控制软件，系统初始化，获得初始参数，包括初始气体压力、流量值；步骤二，根据目标转速进行参数设置，设置压力、流量、误差限(转速容差)；步骤三，系统运行过程中，通过控制器实时监测气体压力、流量，光电测速器采集叶轮的转速曲线，待各参数稳定后，计算叶轮当前转速与目标转速差，判断是否在误差范围内，如是，则保持状态；如不是，则返回重新进行参数设置。
5.如权利要求4所述的喷流控制系统的喷流控制方法，其特征在于:计算叶轮当前转速与目标转速差，判断是否在误差范围内，如不是，则采用控制策略对气体压力、流量或喷嘴角度进行调整，按一定模式进行自动调节或手动调节，最终达到目标转速，保持系统状态。
6.如权利要求4所述的喷流控制系统的喷流控制方法，在发动机转子效应模拟装置中的用途。
全文摘要
本发明提供了一种喷流控制系统，克服了传统步进电机作为动力驱动转盘转动来模拟转子效应的不足，其特征在于所述喷流控制系统根据目标转速进行参数设置，设置压力、流量、误差限(转速容差)；系统运行过程中，通过控制器实时监测气体压力、流量；其有益效果为本发明采用喷流控制系统作为翼吊发动机的非接触式动力源，这种装置为非接触式连接，减少了连接元件和间隙，结构紧凑、重量轻、控制方便，能有效模拟转子效应。
文档编号F02C9/00GK103184937SQ20111044493
公开日2013年7月3日 申请日期2011年12月28日 优先权日2011年12月28日
发明者张亮, 邱涛, 张发明 申请人:中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所