一种航空发动机流道中气体压力测量装置制造方法及图纸

提供一种航空发动机流道中气体压力测量装置，设计一端连通至航空发动机流道中气体压力测点的压力测量管路，另一端分出三条支路，分别连接到量程不同的三个压力测量数据采集模块上，并配置有三个电控阀门，且设置控制器连接三个压力测量数据采集模块、电控阀门，能够根据航空发动机流道中气体压力测点的压力，自动控制三个电控阀门开关，接通相应的支路，利用相应的压力测量数据采集模块进行压力测量，实时的将量程与气体压力测点压力相配的压力测量数据采集模块的压力测量值，输出作为对航空发动机流道中气体压力测点的压力测量值，可在大范围压力内具有较高的测量精度，且能够连续对气体压力测点的压力进行测量，保证压力测量结果的可信度。测量结果的可信度。测量结果的可信度。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机流道中气体压力测量装置


[0001]本申请属于航空发动机流道中气体压力测量
，具体涉及一种航空发动机流道中气体压力测量装置。

技术介绍

[0002]航空发动机试验中涉及到对流道中气体压力的测量，对此，当前，多是采用压力测量数据采集模块利用压力测量管路连接到压力测点进行测量，如图1所示。
[0003]压力测量数据采集模块量程固定，若压力测量数据采集模块的量程为P
F.S.
、满量程测量精度为δ
F.S.
，则压力测量数据采集模块的绝对误差
△
P
F.S.
＝δ
F.S.
·
P
F.S.
，其压力测量值P的相对误差不同压力测量值P下的相对误差如图2所示，从中可见，在压力测量值P达到满量程P
F.S.
时，其相对误差δ
p
为δ
F.S.
，压力测量值P小于量程P
F.S.
时，其相对误差δ
p
大于δ
F.S.
，且是随着压力测量值P的减小而急剧增大。
[0004]在航空发动机试验过程中，流道中某些压力测点，压力值变化范围较大，可达数十倍，以图1所示的压力测量装置进行压力测量，选用压力测量数据采集模块的量程P
F.S.
，需要大于压力测点的最大压力，在压力测点压力较大接，近于压力测量数据采集模块的量程P
F.S.
时，压力测量值P可具有较小的相对误差δ<br/>p
，但在压力测点压力较小，接近最小，偏离压力测量数据采集模块的量程P
F.S.
较大时，压力测量值P的相对误差δ
p
较大，精度较低，不够可信，影响压力测量结果的使用价值。
[0005]以图1所示的压力测量装置进行压力测量，在压力测点压力较小，可通过更换量程P
F.S.
较小的压力测量数据采集模块，进行压力测量，以此提高测量精度，得到可信的压力测量值P，提高压力测量结果的使用价值，但在对压力测量数据采集模块进行更换时，需要中断航空发动机试验，影响试验进程，不能够保证压力测量的连续性、一致性。
[0006]鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
[0007]需注意的是，以上
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内容的公开仅用于辅助理解本专利技术的专利技术构思及技术方案，其并不必然属于本申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述
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不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

技术实现思路

[0008]本申请的目的是提供一种航空发动机流道中气体压力测量装置，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
[0009]本申请的技术方案是：
[0010]一种航空发动机流道中气体压力测量装置，包括：
[0011]三个压力测量数据采集模块，其中，P1
F.S.
&gt;P2
F.S.
&gt;P3
F.S.
，P1
F.S.
、P2
F.S.
、P3
F.S.
分别为第一个压力测量数据采集模块、第二个压力测量数据采集模块、第三个压力测量数据采集
模块的量程；
[0012]压力测量管路，一端连通至航空发动机流道中气体压力测点，另一端分出三条支路；三条支路分别连接到三个压力测量数据采集模块上；
[0013]三个电控阀门，分别设置在三条支路上；
[0014]控制器，连接三个压力测量数据采集模块、电控阀门，以能够获取三个压力测量数据采集模块的压力测量值，以及能够控制三个电控阀门的开关：
[0015]V1＝1；
[0016][0017][0018]其中：
[0019]V1、V2、V3分别为第一个压力测量数据采集模块、第二个压力测量数据采集模块、第三个压力测量数据采集模块对应电控阀门的开关，值为1代表打开，值为0时代表关闭；
[0020]P1为第一个压力测量数据采集模块的压力测量值；
[0021]控制器能够输出航空发动机流道中气体压力测点的压力测量值P：
[0022][0023]P2、P3分别为第二个压力测量数据采集模块、第三个压力测量数据采集模块的压力测量值。
[0024]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机流道中气体压力测量装置中，P2
F.S.
＝1/3P1
F.S.
；
[0025]P3
F.S.
＝1/3P2
F.S.
。
[0026]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机流道中气体压力测量装置中，第一个压力测量数据采集模块、第二个压力测量数据采集模块、第三个压力测量数据采集模块的满量程测量精度相等，均为δ
F.S.
。
附图说明
[0027]图1是当前航空发动机流道中气体压力测量装置的示意图；
[0028]图2是当前航空发动机流道中气体压力测量装置测量相对误差示意图；
[0029]图3是本申请实施例提供的航空发动机流道中气体压力测量装置的示意图；
[0030]图4是本申请实施例提供的航空发动机流道中气体压力测量装置测量相对误差的示意图。
[0031]为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本申请的限制。
具体实施方式
[0032]为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
[0033]此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机流道中气体压力测量装置，其特征在于，包括：三个压力测量数据采集模块，其中，P1
F.S.
&gt;P2
F.S.
&gt;P3
F.S.
，P1
F.S.
、P2
F.S.
、P3
F.S.
分别为第一个压力测量数据采集模块、第二个压力测量数据采集模块、第三个压力测量数据采集模块的量程；压力测量管路，一端连通至航空发动机流道中气体压力测点，另一端分出三条支路；三条支路分别连接到三个压力测量数据采集模块上；三个电控阀门，分别设置在三条支路上；控制器，连接三个压力测量数据采集模块、电控阀门，以能够获取三个压力测量数据采集模块的压力测量值，以及能够控制三个电控阀门的开关：V1＝1；＝1；其中：V1、V2、V3分别为第一个...

【专利技术属性】
技术研发人员：高飞龙，张志博，郑南，王鑫，王安妮，王明，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：