阅读说明：本技术 航空发动机用燃油喷嘴的测量装置及其实时同步测量方法 (measuring device of fuel nozzle for aircraft engine and real-time synchronous measuring method thereof ) 是由 王鹏 于 2019-07-10 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种航空发动机用燃油喷嘴的测量装置,本发明包括电动泵套件,过滤器,截止阀,调节阀,散热片,循环冷却管,外循环冷却水,煤油压力表,工作枪头,工作腔,储油桶,电动机,电闸,电源和溢流阀；本发明还具有采用同一个系统源,完成煤油冲洗试验和降低航空煤油的温度；采用外循环冷却水降低航空煤油的温度,实时降低航空煤油的温度,减少挥发,增加安全性；采用二级溢流阀能有效保证输出的油量流量恒定等创新优势。利用这些优势达成高精度的先进试验台。本发明还涉及一种采用上述试验台的燃油喷嘴航空煤油冲洗试验方法。(The invention relates to a measuring device of a fuel nozzle for an aircraft engine, which comprises an electric pump kit, a filter, a stop valve, a regulating valve, a radiating fin, a circulating cooling pipe, external circulating cooling water, a kerosene pressure gauge, a working gun head, a working cavity, an oil storage barrel, a motor, a switch, a power supply and an overflow valve, wherein the filter is arranged on the electric pump kit; the invention also adopts the same system source to complete the kerosene flushing test and reduce the temperature of aviation kerosene; the external circulating cooling water is adopted to reduce the temperature of the aviation kerosene, reduce the temperature of the aviation kerosene in real time, reduce volatilization and increase safety; and the output oil mass flow can be effectively ensured to be constant by adopting a secondary overflow valve. These advantages are utilized to achieve advanced test benches with high accuracy. The invention also relates to a fuel nozzle aviation kerosene flushing test method adopting the test stand.)

航空发动机用燃油喷嘴的测量装置及其实时同步测量方法

技术领域

本发明属于航空航天发动机燃油喷油系统技术试验领域，尤其涉及一种航空发动机用燃油喷嘴索太尔直径和雾化锥角测量装置，还涉及一种采用上述测量装置的测量索太尔直径和雾化锥角的实时同步测量方法。

背景技术

目前在航空航天领域，发动机燃油喷油系统的试验检测装置都是自制的，国外过我们进行了技术封锁，这类试验检测装置都是只有专业燃油喷嘴生产厂家才能有，且在政治上和技术上的封锁，致使在市场上无法买到。只能自行设计研发制造。随着工业、经济的发展，雾化方法在燃烧、冷却、干燥、加湿、农药喷撒等诸多行业的应用越来越广泛。雾化质量是表征喷嘴性能的重要参数，也决定着实际工艺过程的质量效果。雾化质量是由雾滴群的尺寸分布、平均尺寸、喷雾雾化锥角以及流量密度分布等等特征参数来表征的。其主要指标有雾化锥角、索太尔直径也称为雾化粒度。研制一种能测量喷嘴的流量、雾化空气流量、喷雾雾化锥角、雾滴群的尺寸分布、平均尺寸等一系列的特征参数的通用喷嘴试验装置对于衡量喷嘴的实际工作效率是很有必要的。因此，需要研发设计一套新型的现代化高精度控制的燃油喷嘴索太尔直径和雾化锥角测量装置，来完成高精度的索太尔直径和雾化锥角测量的实时同步测量的高精度和高可靠性。

发明内容

本发明为解决公知技术中存在的技术问题而提供一种结构设计合理、可控制油压、流量等参数的航空发动机用燃油喷嘴索太尔直径和雾化锥角测量装置。

本发明为解决公知技术中存在的技术问题所采取的技术方案是：包括雾化喷射系统，油路系统，气路系统，FAM激光测粒仪系统和CCD摄像头成像系统。

前述雾化喷射系统包括工作防护罩，进油管，进气管，试验喷嘴，工作空间，雾化颗粒。

前述油路系统包括油缸，玻璃管式液位计，进口阀，过滤器，控制阀，压力表，出口阀，过滤器，调节阀，流量计，液压表和***阀；再将出口阀，过滤器，调节阀，流量计，液压表用油管再连接到油缸，即可形成多油路系统。

前述气路系统包括气源，稳压储气罐，压力表，过滤器，出气阀，进气阀，流量计，压力表和调节阀。

前述FAM激光测粒仪系统包括FAM激光发射端，FAM激光接收端，计算机系统及软件程序系统，打印机输出系统。其中FAM激光发射端包括激光发射器，空间滤波器和扩束透镜。FAM激光接收端包括接收透镜，多元光电探测器。

前述CCD摄像头成像系统包括CCD摄像头采集器和计算机系统及软件程序系统，打印机输出系统。

前述油路系统用油管连接；气路系统用气管连接；FAM激光测粒仪系统和CCD摄像头成像系统用电气数据线连接。

本发明的优点和积极效果是：

一是采用同基础平台，能完成索太尔直径和雾化锥角的测量；

二是采用FAM激光测粒仪系统和CCD摄像头成像系统，可以实现实时同步测量，实时得到想要的试验测量结果；

三是采用计算机系统及软件程序系统和打印机输出系统，可以根据实时测量的数据，得出索太尔直径和雾化锥角的测量曲线，得到不同状态下的测量结果。

四是采用多组FAM激光测粒仪系统和CCD摄像头成像系统在一个平面从多角度测量，即可得到多个测量值，再加权计算，即可得到更准确的测量结果。

本发明的另一个目的是提供一种采用上述实时同步测量方法来对燃油喷嘴试验提供一个平台。

本发明为解决公知技术中存在的技术问题所采取的技术方案是：一种航空发动机用燃油喷嘴测量装置的实时同步测量方法，包括以下步骤：

a、索太尔直径实时同步测量方法

1)将试验喷嘴的油路系统和气路系统安装上，再开启油路系统，气路系统达到工作状态；

2)将FAM激光测粒仪系统，计算机系统及软件程序系统，打印机输出系统都开启，达到工作状态；

3)将FAM激光测粒仪系统的工作面与喷嘴的高度h按技术要求调整到技术要求工作平面；

4)由激光器发出的激光束经空间滤波器及扩束透镜后变成一束平行单色光。当该平行光照射到测量区的颗粒群时便会产生光的散射现象。用接受透镜使由各个颗粒散射出来的相同方向的光聚集到焦平面的相同位置上，在这个焦平面上放置一个多元光电探测器，用来接受散射光的空间光能量分布。多元光电探测器由多个半环组成，它将照射到每个环面的散射光能量转换成电信号，所有各环上输出的电信号经放大和模数转换后一起送入计算机系统及软件程序系统，计算机系统及软件程序系统根据测得的各环上的衍射光能量按预先编好的计算程序可以很快确定出被测颗粒的尺寸分布、平均直径及颗粒浓度等。再经过打印机输出系统即可得到想要的输出结果。

b、雾化锥角实时同步测量方法

1)将试验喷嘴的油路系统和气路系统安装上，再开启油路系统，气路系统达到工作状态；

2)将CCD摄像头成像系统，计算机系统及软件程序系统，打印机输出系统都开启，达到工作状态；

3)将CCD摄像头采集器的工作面与喷嘴的高度h按技术要求调整到技术要求工作平面；

4)CCD摄像头采集器扫描喷嘴雾化的图像，并将图像信号传至计算机系统及软件程序系统，运用编制的软件对图像进行增强、锐化、滤波及边缘检测处理，得到雾化锥角。再经过打印机输出系统即可得到想要的输出结果。

附图说明

图1是本发明的整体结构示意图；

图2是本发明的雾化喷射系统的结构示意图；

图3是本发明的油路系统的结构示意图；

图4是本发明的气路系统的结构示意图；

图5是本发明的FAM激光测粒仪系统的结构示意图；

图6是本发明的CCD摄像头成像系统的结构示意图；

图7是本发明的多组FAM激光测粒仪系统和CCD摄像头成像系统同一平面测量的结构示意图；

图8是本发明的雾化锥角的原理示意图；

图9是本发明的雾化锥角在一条激光束下的原理示意图；

图10是本发明的雾化锥角在多条激光束下的原理示意图；

图11是本发明的整体结构组合原理示意图。

图中：1、雾化喷射系统；2、油路系统；3、气路系统；4、FAM激光测粒仪系统；5、CCD摄像头成像系统；6、工作防护罩；7、进油管；8、进气管；9、试验喷嘴；10、工作空间；11、雾化颗粒；12、油缸；13、玻璃管式液位计；14、进口阀；15、过滤器；16、控制阀；17、压力表；18、出口阀；19、过滤器；20、调节阀；21、流量计；22、液压表；23、***阀；24、气源；25、稳压储气罐；26、压力表；27、过滤器；28、出气阀；29、进气阀；30、流量计；31、压力表；32、调节阀；33、FAM激光发射端；34、FAM激光接收端；35、计算机系统及软件程序系统；36、打印机输出系统；37、激光发射器；38、空间滤波器；39、扩束透镜；40、接收透镜；41、多元光电探测器；42、CCD摄像头采集器。

具体实施方式

为能进一步了解本发明的发明内容、特点及功效，兹例举以下实施例详细说明如下：

请参见图1，一种航空发动机用燃油喷嘴索太尔直径和雾化锥角测量装置及其实时同步测量方法，其特征在于：包括雾化喷射系统1，油路系统2，气路系统3，FAM激光测粒仪系统4和CCD摄像头成像系统5。

请参见图2，前述雾化喷射系统1包括工作防护罩6，进油管7，进气管8，试验喷嘴9，工作空间10，雾化颗粒11。

请参见图3，前述油路系统2包括油缸12，玻璃管式液位计13，进口阀14，过滤器15，控制阀16，压力表17，出口阀18，过滤器19，调节阀20，流量计21，液压表22和***阀23；再将出口阀18，过滤器19，调节阀20，流量计21，液压表22用油管再连接到油缸12，即可形成多油路系统。

请参见图4，前述气路系统3包括气源24，稳压储气罐25，压力表26，过滤器27，出气阀28，进气阀29，流量计30，压力表31和调节阀32。

请参见图5，前述FAM激光测粒仪系统4包括FAM激光发射端33，FAM激光接收端34，计算机系统及软件程序系统35，打印机输出系统36。其中FAM激光发射端33包括激光发射器37，空间滤波器38和扩束透镜39。FAM激光接收端34包括接收透镜40，多元光电探测器41。

请参见图6，前述CCD摄像头成像系统5包括CCD摄像头采集器42和计算机系统及软件程序系统35，打印机输出系统36。

前述油路系统2用油管连接；气路系统3用气管连接；FAM激光测粒仪系统4和CCD摄像头成像系统5用电气数据线连接。

本发明的另一个目的是提供一种采用上述实时同步测量方法来对燃油喷嘴试验提供一个平台。

本发明为解决公知技术中存在的技术问题所采取的技术方案是：一种航空发动机用燃油喷嘴测量装置的实时同步测量方法，包括以下步骤：

a、索太尔直径实时同步测量方法

1将试验喷嘴9的油路系统2和气路系统3安装上，再开启油路系统2，气路系统3达到工作状态；

2将FAM激光测粒仪系统4，计算机系统及软件程序系统35，打印机输出系统36都开启，达到工作状态；

3将FAM激光测粒仪系统4的工作面与喷嘴的高度h按技术要求调整到技术要求工作平面；

4由激光器37发出的激光束经空间滤波器38及扩束透镜39后变成一束平行单色光。当该平行光照射到测量区的颗粒群时便会产生光的散射现象。用接受透镜40使由各个颗粒散射出来的相同方向的光聚集到焦平面的相同位置上，在这个焦平面上放置一个多元光电探测器41，用来接受散射光的空间光能量分布。多元光电探测器41由多个半环组成，它将照射到每个环面的散射光能量转换成电信号，所有各环上输出的电信号经放大和模数转换后一起送入计算机系统及软件程序系统35，计算机系统及软件程序系统35根据测得的各环上的衍射光能量按预先编好的计算程序可以很快确定出被测颗粒的尺寸分布、平均直径及颗粒浓度等。再经过打印机输出系统36即可得到想要的输出结果。

b、雾化锥角实时同步测量方法

1将试验喷嘴9的油路系统2和气路系统3安装上，再开启油路系统2，气路系统3达到工作状态；

2将CCD摄像头成像系统5，计算机系统及软件程序系统35，打印机输出系统36都开启，达到工作状态；

3将CCD摄像头采集器42的工作面与喷嘴的高度h按技术要求调整到技术要求工作平面；

4CCD摄像头采集器42扫描喷嘴雾化的图像，并将图像信号传至计算机系统及软件程序系统35，运用编制的软件对图像进行增强、锐化、滤波及边缘检测处理，得到雾化锥角。再经过打印机输出系统36即可得到想要的输出结果。

另外，对喷嘴雾化质量的主要性能指标雾化锥角和索太尔直径的定义和理论计算进行补充。

1雾化锥角

如图8所示，雾化锥角有几种不同的表示方法。

(1)出口雾化锥角

在喷嘴的出口，作雾化边界的切线，两根切线的夹角即为出口雾化锥角，用α表示。出口雾化锥角的数值与理论计算值比较接近。

(2)条件雾化锥角

在离喷嘴一定的距离处，作一垂直于雾化中心线的垂线，或以喷嘴出口中心为圆心作一圆弧，它们与雾化边界得到两个交点，该两点和喷口中心相连，两连线的夹角即为条件雾化锥角。国内常用的距离半径为200mm～250mm。在距离为h mm处测得的条件雾化锥角用αh表示，在半径为hmm处测得的条件雾化锥角用αR＝h表示。

条件雾化锥角随所用的距离或半径而变，是有条件性的，它便于测量，能更真实地反

映雾滴的运动方向，因此实际应用中常常采用条件雾化锥角来衡量雾化效果。影响雾化锥角的因素很多，所以建立经验公式的难度也加大，根据大量的实验结果提出了如下的经验公式(1)：

式中，θ为雾化锥角；α为经验值，大约在1.7左右；ε为经验值，约为1.2×10^-2；雷诺数Re_c为104。Δ为喷孔表面积与直径比，对于一个喷孔来说，其Δ是一个定值。对于一个Δ＝2.3的喷孔来说，根据经验公式推算出的雾化锥角误差在5°左右。大量实验表明：影响雾化锥角的因素相当多。对于空气雾化喷嘴，空气帽的结构对它的雾化锥角影响很大，圆形喷嘴与扇形喷嘴相比雾化锥角要小得多。

2、雾化锥角测量原理

用CCD摄像头扫描喷嘴雾化的图像，并将图像信号传至计算机，运用编制的软件对图像进行增强、锐化、滤波及边缘检测处理，得到雾化锥角。图像处理关键部分在于锥角的计算。喷嘴喷出的雾滴呈现出如图9的形状，通过边缘检测以后，可以检测出x₁、x₂、x₃(x₁、x₂为激光束与雾化图像边缘线的交点，x₃为雾化图像的顶点)的坐标，根据这三点所确定的三角形(三角形顶角及为雾化锥角)就可以求出雾化锥角α。

如果采用两束激光束的话，就可以如图10所示利用边缘检测求出x₁、x₂、x₄、x₅(x₁、x₂、x₄、x₅分别为两束激光束与雾化图像边缘线的交点)的坐标，然后根据这四点所确定的四边形(四边形中线段x₁x₄、x₂x₅的夹角即为雾化锥角)就可以计算出雾化锥角α。

设x₁、x₂、x₃、x₄、x₅的坐标分别为：(x₁，y₁)、(x₂，y₂)、(x₃，y₃)、(x₄，y₄)、(x₅，y₅)，

则在图9中，已知x₁、x₂、x₃的坐标，雾化锥角α可用下式进行计算：

在图10中，已知x₁、x₂、x₄、x₅的坐标，雾化锥角α可如下式求解：

x₃、y₃满足如下条件：

3、索太尔平均直径(也称为雾化粒度)

雾滴形状的多样化使得雾滴的大小只能用某些具有统计意义的平均尺寸来表征，常用体积一表面积平均直径D表示雾化粒度，也就是索太尔平均直径SMD(SauterMiddleDiameter)。

对于雾化粒度的研究，比对雾化锥角的研究要成熟得多。影响雾滴粒度的主要因素有：喷孔直径、喷雾的工质压力和介质压力、喷嘴形式等等。

从大量的实验可以证明：喷孔直径明显地影响着喷雾滴径的大小，它们几乎呈线性关系；对于机械雾化喷嘴，雾化粒度的大小随雾化工质压力的升高而减少；而对于介质雾化喷嘴，雾滴平均滴径随喷雾的工质压力的升高而增加，随雾化介质压力的增加而减少。

4、雾化粒径测量原理

由激光器发出的激光束经空间滤波器及扩束透镜后变成一束平行单色光。当该平行光照射到测量区的颗粒群时便会产生光的散射现象。用接受透镜使由各个颗粒散射出来的相同方向的光聚集到焦平面的相同位置上，在这个焦平面上放置一个多元光电探测器，用来接受散射光的空间光能量分布。多元光电探测器由多个半环组成，它将照射到每个环面的散射光能量转换成电信号，所有各环上输出的电信号经放大和模数转换后一起送入计算机系统及软件程序系统，计算机系统及软件程序系统根据测得的各环上的衍射光能量按预先编好的计算程序可以很快确定出被测颗粒的尺寸分布、平均直径及颗粒浓度等。

根据米氏理论，在接收透镜的后焦平面即多元光电探测器上，颗粒的光强分布可表示为：

光电探测器第n个光环上的光能量为：

设测量区由许许多多大小不同的颗粒所组成，并设直径为D_i的颗粒数共有Ni个，则该颗粒群所产生的总光能将是每种颗粒所产生的衍射光能的总和。这时，光电探测器第n个光环上的总光能就为

其中，e_n(D_i)为直径为D_i的颗粒在光电探测器第n环上的光能量，w_i为直径为D_i的颗粒的重量频率。

采用函数限定法求解上式中的粒径大小及其重量频率。先给出被测量颗粒群的尺寸分布(例如，假定服从R-R分布，给定特征参数X和N)，在一定的粒径大小分档下，有给定的尺寸分布函数可求出重量频率。代入公式(5)中，将求出的各环光能量与实测的各环光能量进行比较，不断的修正尺寸分布函数的特征参数，重复上述过程，直至以下目标函数值达到最小。

式中，e_cn、e_mn分别为个环衍射光能分布的计算值和测量值。实践指出：当光电探测器的环数为15时，误差满足下式即可：

4＜log(f_min)＜6 (8)

尽管已经示出和描述了本发明最佳的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。