面向热流动力学的参数测量综合试验系统及试验方法技术方案

本发明专利技术涉及一种面向热流动力学的参数测量综合试验系统及试验方法，该系统包括系统主体模块，测量模块和控制模块。该试验系统以涵道风扇为气源，以涡轮为动力装置，依托PTC加热陶瓷和气缸分别作为加热系统和位移系统，辅以压差、压力、温度、位移、转速传感器，模拟航空发动机运行中的一些重要参数(流量、压力、温度、位移、转速等)的测量，并且可以通过调节阀门开度和控制输入信号来实现对于上述参数的调节。该系统可直观展示热流动力学基本原理，涵盖的测量参数全面，且具有结构紧凑，成本低，可操作性强等特点。

Comprehensive test system and method of parameter measurement for heat flow dynamics

The invention relates to a comprehensive test system and test method for heat flow parameter measurement, which includes a system main body module, a measurement module and a control module. The test system for the ducted fan for the gas turbine power plant in PTC, relying on the heating ceramic and cylinder respectively as a heating system and a displacement system with differential pressure, pressure, temperature, displacement, speed sensor, some important parameters in the operation simulation of aero engine (flow, pressure, temperature, displacement, speed, etc.) the measurement, and can be adjusted by the adjusting valve and control input signal to achieve the above parameters. The system can intuitively display the basic principle of heat flow dynamics, covering the comprehensive measurement parameters, and has the characteristics of compact structure, low cost and strong operability.

【技术实现步骤摘要】
面向热流动力学的参数测量综合试验系统及试验方法
本专利技术涉及一种面向热流动力学的参数测量综合试验系统，属于测试与控制领域。
技术介绍
针对于所述的温度、压力、位移传感器被广泛用于流体的相关参数测量，但是从目前国际主流的试验仪器生产厂家辉煌公司或ATPIO公司所推出的相关产品来看，如XB-9E和XORTS这些设备，只能实现单一或者少数几个参数的测量，没有针对航空发动机在运行过程中气流的相关参数综合测量模拟和控制仿真的试验系统，并且上述这些系统具有结构复杂，操作繁琐，价格昂贵等特点，很难满足市场上特定客户的需求。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是针对
技术介绍
中所涉及到的缺陷，提供了本专利技术公开了一种面向热流动力学的参数测量综合试验系统，模拟航空发动机运行中的一些重要参数(温度、压力、流量、转速，位移等)的测量，并且可以通过调节阀门开度和控制输入信号来实现对于上述参数的控制。本专利技术为解决上述技术问题采用以下技术方案：面向热流动力学的参数测量综合试验系统，包括系统主体模块1，控制模块3和测量模块2，其中所述系统主体模块1以涵道风扇4为气源，以涡轮12为动力装置，依托PTC加热陶瓷7和气缸8分别作为加热系统和位移系统，包括压差、压力、温度、位移、转速传感器，所述涵道风扇4设置在涡轮12，所述PTC加热陶瓷7，所述气缸8；所述压差、压力、温度、位移、转速传感器分别设置在；所述控制模块3包括电调板31、可控硅调压模块32、调速电位器29与调压电位器30，电调板31与调速电位器29连接，直接参与对涵道风扇4的转速控制；所述可控硅调压模块32与调压电位器30连接，直接参与PTC加热陶瓷7的温度控制；所述测量模块2包括信号调理单元24、采集接口25、信号采集器26与计算机终端27，信号调理单元24将调理之后的数据信号通过采集接口25与信号采集器26相连，之后由与计算机终端27相连的信号采集卡进行信号采集和处理。进一步的，所述的涡轮12叶片采用铝合金材质，通过在涡轮12转轴上固定径向充磁的高强度磁铁，利用在涡轮转轴上方35-40mm处布置的磁阻式转速传感器采集涡轮12转动过程中产生的磁阻脉冲信号，进而通过信号调理单元24转换为TTL信号进行输出。进一步的，工作时，涵道风扇4采取PWM调制方式实现对其转速的精准控制，将其产生的初始气流利用三通阀A5进行分离，一部分通过加热系统7进行加热，之后通过三通阀B6与主管路气流混合进而推动涡轮12旋转。面向热流动力学的参数测量综合试验方法，其特征是，所述的涡轮12转速控制包括两种调节方案：其一是利用PWM调制方式控制涵道风扇4产生具有不同压力和速度的主流气体，进而实现涡轮12转速的控制；或者是利用在涡轮12后15-20mm处设置节流阀C11，通过调节阀门开度即调节涡轮12出口背压来实现转速控制。基于上述试验系统，本专利技术提供面向热流动力学的参数测量综合试验方法，所述系统主体模块1，其特征是所述的位移测量通过从主流管路中引出一定压力的气体接入气缸8，将压力信号转为位移信号，利用LVDT位移传感器实现位移参数的测量。本专利技术采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：通过对面向热流动力学的参数测量综合试验系统的设计，模拟了航空发动机运行中的一些重要参数(温度、压力、流量、转速，位移等)的测量，并且可以通过调节阀门开度和控制输入信号来实现对于上述参数的测量与控制。该系统可直观展示热流动力学基本原理，涵盖的测量参数全面，且具有结构紧凑，成本低，可操作性强等特点。附图说明图1是面向热流动力学的参数测量综合试验系统结构示意图；图2是面向热流动力学的参数测量综合试验系统中测量模块的信号调理单元电路示意图。具体实施方式下面结合附图对本专利技术的技术方案做进一步的详细说明：如附图1所示，面向热流动力学的参数测量综合试验系统，包括系统主体模块1，控制模块3和测量模块2。其中系统主体模块是以涵道风扇4为气源，以涡轮12为动力装置，依托PTC加热陶瓷7和气缸8分别作为加热系统和位移系统，辅以压差传感器13和20，压力传感器14、17及19，温度传感器15、16及21，位移传感器22，转速传感器18等共计十个不同传感器组成。工作时，首先通过PC端利用相关的控制程序提供给涵道风扇4的电调板31一个特定的PWM信号，使涵道风扇4开始运转，并且产生一定速度和压力的气流，在通过三通阀A5时初始气流发生分离，一部分继续通过主管路之后的节流阀A9流出。另一部分则通过节流阀B10之后的加热系统7进行加热以后，再通过三通阀B6与主管路气流混合之后推动涡轮12旋转，最后气流通过节流阀C11向外界大气排出。其中控制模块3是由电调板31和可控硅调压模块32组成，电调板31与调速电位器29连接，直接参与对涵道风扇4的转速控制，可控硅调压模块32与调压电位器30连接，直接参与PTC加热陶瓷7的温度控制，两个电位器29、30通过控制接口和测量模块2相连。其中测量模块2是由信号调理单元24、采集接口25和信号采集器26组成，信号调理单元24是利用不同传感器的输入输出特性进行相应的电路板的设计和制作，将调理之后的数据信号通过采集接口25与信号采集器26相连，而信号采集器26是通过采用NI公司的myRIO1900系列的信号采集卡进行信号采集。之后信号采集器26则通过与计算机终端27相连进行相关数据的采集和整理。涵道风扇4的转速控制采用基于Labview软件开发的相应控制程序提供涵道风扇4的电调板31一个特定的PWM信号，进而实现对其转速的精准控制，然后利用其产生的一定速度和压力的主气流进行下一步的实验。涡轮12转速测量，涡轮12叶片采用铝合金材质，通过在涡轮12转轴上放置一枚径向充磁的高强度磁铁，在涡轮12的转动过程中会使上述径向充磁的高强度磁铁产生交替变化的磁阻脉冲信号，利用固定在上述径向充磁的高强度磁铁正上方的KMI15/1磁阻式转速传感器18捕捉涡轮12转动过程中产生的磁阻脉冲信号，进而转变为信号采集卡可以采集的TTL信号进行输出。加热系统采用PTC加热陶瓷7，其优点在于无明火，控制精度高，安全性好，利用控制模块3中的可控硅调压模块32通过输出不同的电压值对PTC加热陶瓷7进行相应的温度控制。位移系统由气缸8和LVDT位移传感器22组成，位移测量是通过从主流管路中引出一定压力的气体接入气缸8，将压力信号转为位移信号，利用LVDT位移传感器22实现位移参数的测量。信号调理单元24是基于不同传感器输入输出特性进行相应的电路板的设计和制作，其中压力传感器14、17、19、压差传感器13、20、位移传感器22、转速传感器18、温度传感器15、16、21均通过传感器总线24产生4-20mA电流输出，通过接入250欧姆的电阻R1、R2、R3、R4、R5、R6、R7、R8将其转化为上述测量模块中信号采集卡可以处理的1-5V电压输出，其中在上述每个250欧姆的电阻上分别并联一个0.0001F的电容进行滤波，在+24V电源输入端接入二极管D1防止电源短路。电路板中具有可以处理KMI15/1磁阻式转速传感器18产生的方波信号的处理单元，利用该单元中的LM339电压比较器33对上述KMI15/1磁阻式转速传感器18产生的方波信号进行相应处理，即通过本文档来自技高网...

【技术保护点】
面向热流动力学的参数测量综合试验系统，其特征是，包括系统主体模块(1)，控制模块(3)和测量模块(2)，其中所述系统主体模块(1)以涵道风扇(4)为气源，以涡轮(12)为动力装置，通过主通道连接，依托PTC加热陶瓷(7)和气缸(8)分别作为加热系统和位移系统，该系统还包括压差、压力、温度、位移、转速传感器；其中，所述涵道风扇(4)设置在主体模块中进口气流处的前端，所述涡轮(12)设置在主体模块中气流出口的尾端，所述PTC加热陶瓷(7)设置在与主体模块中主通道气流并联管路的中部，所述气缸(8)与系统主体模块中主通道的中部气流旁侧的管路相连；所述压差传感器包括至少两个，其中第一压差传感器(13)设置在紧靠涵道风扇(4)的后部，第二压差传感器(20)设置在紧靠涡轮(12)的后部，分别测量气流进口压差，气流出口压差参数；所述压力传感器包括至少三个，其中第一压力传感器(14)设置在紧靠涵道风扇(4)的后部，与第二压差传感器(14)呈同周对侧分布，所述第二压力传感器(17)设置在紧靠涡轮(12)的前部，第三压力传感器(19)设置在紧靠涡轮(12)的后部，分别测量气流进口压力、气流出口压力、气流出口背压参数；所述温度传感器包括至少三个，其中第一温度传感器(15)设置在紧靠PTC加热陶瓷(7)的前端，第二温度传感器(16)设置在紧靠PTC加热陶瓷(7)的后部，第三温度传感器(21)设置在紧靠涡轮(12)的前部，与所述第二压力传感器(17)呈同周对侧分布，分别测量加热前温度、加热后温度、混合后温度；所述位移传感器(22)设置在紧靠气缸(8)的后部，用来测量位移参数；所述转速传感器(18)设置在紧靠涡轮(12)出口段的正上方，用来测量转速参数；所述控制模块(3)包括电调板(31)、可控硅调压模块(32)、调速电位器(29)与调压电位器(30)，电调板(31)与调速电位器(29)连接，直接参与对涵道风扇(4)的转速控制；所述可控硅调压模块(32)与调压电位器(30)连接，直接参与PTC加热陶瓷(7)的温度控制；所述测量模块(2)包括信号调理单元(24)、采集接口(25)、信号采集器(26)与计算机终端(27)，信号调理单元(24)将调理之后的数据信号通过采集接口(25)与信号采集器(26)相连，之后由与计算机终端(27)相连的信号采集卡进行信号采集和处理。...

【技术特征摘要】
1.面向热流动力学的参数测量综合试验系统，其特征是，包括系统主体模块(1)，控制模块(3)和测量模块(2)，其中所述系统主体模块(1)以涵道风扇(4)为气源，以涡轮(12)为动力装置，通过主通道连接，依托PTC加热陶瓷(7)和气缸(8)分别作为加热系统和位移系统，该系统还包括压差、压力、温度、位移、转速传感器；其中，所述涵道风扇(4)设置在主体模块中进口气流处的前端，所述涡轮(12)设置在主体模块中气流出口的尾端，所述PTC加热陶瓷(7)设置在与主体模块中主通道气流并联管路的中部，所述气缸(8)与系统主体模块中主通道的中部气流旁侧的管路相连；所述压差传感器包括至少两个，其中第一压差传感器(13)设置在紧靠涵道风扇(4)的后部，第二压差传感器(20)设置在紧靠涡轮(12)的后部，分别测量气流进口压差，气流出口压差参数；所述压力传感器包括至少三个，其中第一压力传感器(14)设置在紧靠涵道风扇(4)的后部，与第二压差传感器(14)呈同周对侧分布，所述第二压力传感器(17)设置在紧靠涡轮(12)的前部，第三压力传感器(19)设置在紧靠涡轮(12)的后部，分别测量气流进口压力、气流出口压力、气流出口背压参数；所述温度传感器包括至少三个，其中第一温度传感器(15)设置在紧靠PTC加热陶瓷(7)的前端，第二温度传感器(16)设置在紧靠PTC加热陶瓷(7)的后部，第三温度传感器(21)设置在紧靠涡轮(12)的前部，与所述第二压力传感器(17)呈同周对侧分布，分别测量加热前温度、加热后温度、混合后温度；所述位移传感器(22)设置在紧靠气缸(8)的后部，用来测量位移参数；所述转速传感器(18)设置在紧靠涡轮(12)出口段的正上方，用来测量转速参数；所述控制模块(3)包括电调板(31)、可控硅调压模块(32)、调速电位器(29)与调压电位器(30)，电调板(31)与调速电位...

【专利技术属性】
技术研发人员：戎毅，李林，张天宏，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏,32