錢 偉，詹定鵬，張德銀，羅 英，代友軍，丁發(fā)軍，何志祥

(中國民用航空飛行學(xué)院, 廣漢， 618307)

航空活塞發(fā)動機(jī)點火強(qiáng)度均衡性測試及防火研究

錢 偉，詹定鵬，張德銀*，羅 英，代友軍，丁發(fā)軍，何志祥

(中國民用航空飛行學(xué)院, 廣漢， 618307)

針對磁電機(jī)故障和點火電嘴故障會使發(fā)動機(jī)失去動力引起飛行事故，高壓導(dǎo)線破損放電可能導(dǎo)致動力系統(tǒng)起火并引發(fā)飛機(jī)火災(zāi)等安全隱患，利用紫外探測技術(shù)和虛擬儀器技術(shù)設(shè)計了航空活塞發(fā)動機(jī)點火強(qiáng)度均衡性測試系統(tǒng)，利用該測試系統(tǒng)完成航空活塞發(fā)動機(jī)點火系統(tǒng)的安全隱患檢測。以四缸活塞發(fā)動機(jī)正常點火、高壓導(dǎo)線破損、點火電嘴積碳等三種點火系統(tǒng)作為測試對象，測試發(fā)動機(jī)在不同轉(zhuǎn)速下各氣缸點火電火花紫外輻射強(qiáng)度，用以表征點火能量強(qiáng)度。實測得到，在不同轉(zhuǎn)速下點火電嘴積碳故障都會導(dǎo)致點火強(qiáng)度降低；高壓導(dǎo)線破損漏電會同時導(dǎo)致點火能量損失與點火強(qiáng)度不均衡，并且與轉(zhuǎn)速呈正相關(guān)。測試結(jié)果可為航空活塞發(fā)動機(jī)點火系統(tǒng)故障排除及發(fā)現(xiàn)可能存在的高壓導(dǎo)線破損放電電氣火災(zāi)隱患點提供技術(shù)依據(jù)。

航空活塞發(fā)動機(jī)；點火強(qiáng)度；點火能量；紫外輻射；高壓漏電

0 引言

因點火強(qiáng)度不均衡而導(dǎo)致的航空活塞發(fā)動機(jī)振動掉轉(zhuǎn)速、因燃?xì)饣旌蠚庠谄變?nèi)燃燒不完全進(jìn)入排氣管內(nèi)復(fù)燃而導(dǎo)致的“放炮”現(xiàn)象，是航空活塞發(fā)動機(jī)各汽缸點火電嘴間隙改變、點火電嘴掛油積炭、高壓導(dǎo)線磨損開裂、高壓導(dǎo)線絕緣層老化破損等故障引起的常見故障表現(xiàn)[1-3]。在20 KV高壓作用下，長期使用老化開裂或振動磨損的高壓導(dǎo)線可能導(dǎo)致高壓導(dǎo)線正負(fù)線之間或高壓導(dǎo)線正極對發(fā)動機(jī)機(jī)殼微距離內(nèi)產(chǎn)生電火花放電，輕則減弱航空活塞發(fā)動機(jī)點火強(qiáng)度，嚴(yán)重則放電電火花可能引燃航空活塞發(fā)動機(jī)，帶來嚴(yán)重的火災(zāi)隱患[4]。因此，通過測試航空活塞發(fā)動機(jī)各汽缸點火電嘴點火強(qiáng)度相對均衡性，對于快速發(fā)現(xiàn)點火系統(tǒng)點火強(qiáng)度減弱、跳火、不點火等故障以及查找到航空活塞發(fā)動機(jī)高壓導(dǎo)線破損放電火災(zāi)隱患顯得非常關(guān)鍵。故本文利用了紫外探測技術(shù)和虛擬儀器技術(shù)來研制航空活塞發(fā)動機(jī)點火強(qiáng)度均衡性紫外探測數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)并判斷潛在的高壓導(dǎo)線破損放電形成的電氣火災(zāi)隱患。

1 點火系統(tǒng)構(gòu)成及其常見故障

航空活塞發(fā)動機(jī)點火系統(tǒng)主要由磁電機(jī)、高壓導(dǎo)線、起動開關(guān)、起動振蕩器和點火電嘴組成，其結(jié)構(gòu)如圖1所示[5]。在正常工作時，點火是由航空活塞發(fā)動機(jī)帶動磁電機(jī)來驅(qū)動的。高速運(yùn)轉(zhuǎn)的磁電機(jī)利用電磁感應(yīng)原理產(chǎn)生20 KV高壓電，并適時地將20 KV高壓電通過高壓導(dǎo)線按照點火次序分配到各個氣缸點火電嘴使其正負(fù)電極微間距內(nèi)擊穿空氣產(chǎn)生高能電火花點燃?xì)飧谆旌嫌蜌?，實現(xiàn)活塞循環(huán)運(yùn)轉(zhuǎn)做功。在航空活塞發(fā)動機(jī)起動時，旋轉(zhuǎn)起動開關(guān)使起動電路接通，起動振蕩器利用機(jī)載電瓶產(chǎn)生高壓電，點燃?xì)飧變?nèi)混合氣帶動航空活塞發(fā)動機(jī)起動[6]。起動完畢，根據(jù)定時器分配時序，各汽缸電嘴持續(xù)輪換點火，推動活塞對螺旋槳做功。

圖1 航空活塞發(fā)動機(jī)點火系統(tǒng)Fig.1 Aerial piston engine ignition system

點火電嘴、高壓導(dǎo)線、磁電機(jī)、起動振蕩器等是航空活塞發(fā)動機(jī)點火系統(tǒng)常見故障點[6]。點火電嘴故障，會造成點火電嘴點火強(qiáng)度減弱甚至為零；高壓導(dǎo)線破損漏電故障，會導(dǎo)致當(dāng)磁電機(jī)線圈高壓能量通過破損處放電導(dǎo)致能量損失，從而降低電嘴點火強(qiáng)度；起動振蕩器故障，會導(dǎo)致起動時點火強(qiáng)度不夠大或斷火；磁電機(jī)常見故障表現(xiàn)為磁電機(jī)高壓線圈產(chǎn)生高壓過低，點火強(qiáng)度相對較低，需要較高起動轉(zhuǎn)速才能實現(xiàn)正常點火，進(jìn)而引起起動機(jī)過載故障。所以點火系統(tǒng)點火強(qiáng)度的變化表現(xiàn)可作為航空活塞發(fā)動機(jī)點火系統(tǒng)故障判斷的依據(jù)。

2 點火強(qiáng)度紫外測試系統(tǒng)設(shè)計及實現(xiàn)

2.1 系統(tǒng)總體設(shè)計

圖2 系統(tǒng)總體設(shè)計Fig.2 General design of test system

傳統(tǒng)點火強(qiáng)度測試大多通過測試點火電嘴間電壓和經(jīng)過高壓導(dǎo)線電流來計算點火強(qiáng)度[7-10]，這種電壓電流測試法是一種間接測試法，其準(zhǔn)確性易受點火電嘴積碳、積鉛、電嘴電極間距改變等因素的影響。在強(qiáng)電磁場干擾環(huán)境下，電壓電流測試法測得的結(jié)果穩(wěn)定性較差。而采用紫外探測技術(shù)直接對點火電火花發(fā)出的紫外輻射強(qiáng)度進(jìn)行測試，用以表征點火強(qiáng)度，不僅能減少強(qiáng)電磁場干擾對測試結(jié)果的影響，還能避免測試結(jié)果受到點火電嘴積碳、積鉛等因素的影響，能實時、可靠地反映點火強(qiáng)度[11-13]。故本測試系統(tǒng)采用紫外測試技術(shù)完成點火強(qiáng)度測試。

本測試系統(tǒng)主要包括：航空活塞發(fā)動機(jī)點火系統(tǒng)、主控機(jī)、數(shù)據(jù)采集模塊、紫外探測模塊、伺服電機(jī)等。系統(tǒng)總體結(jié)構(gòu)如圖2所示，紫外探測模塊對航空活塞發(fā)動機(jī)各汽缸點火強(qiáng)度進(jìn)行實時測試并將測試結(jié)果以脈沖信號輸出；數(shù)據(jù)采集模塊根據(jù)主控機(jī)控制命令完成對紫外探測模塊輸出信號進(jìn)行采集并傳輸給主控機(jī)；主控機(jī)獲得采集數(shù)據(jù)后對其進(jìn)行分析處理并通過虛擬儀器完成測試結(jié)果顯示。伺服電機(jī)用于驅(qū)動點火系統(tǒng)磁電機(jī)，其轉(zhuǎn)速控制采用反饋控制設(shè)計，通過RS232總線接收主控機(jī)轉(zhuǎn)速控制信號，并通過霍爾轉(zhuǎn)速傳感器向主控機(jī)反饋磁電機(jī)轉(zhuǎn)速，其轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)范圍為0 r/min～5000 r/min。

2.2 紫外探測模塊設(shè)計

航空活塞式發(fā)動機(jī)通常有4汽缸、6汽缸、8汽缸等多種型號，每一個汽缸內(nèi)有兩個點火電嘴[14，15]。本文選擇了4缸萊康明發(fā)動機(jī)slick4200點火系統(tǒng)作為測試對象，設(shè)計了4通道紫外探測模塊。每個通道紫外測試模塊結(jié)構(gòu)如圖3所示，包括紫外光敏管、直流電源、升壓模塊、探頭窗口和信號處理電路。升壓模塊是由UC3843設(shè)計的單端反激型DC/DC變換器，實現(xiàn)把12 VDC～24 VDC轉(zhuǎn)變?yōu)?00 VDC～450 VDC。當(dāng)直流電源為15 V時，升壓模塊就能夠為紫外光敏管提供350 V的工作電壓[ 14,15]；紫外窗口實現(xiàn)對紫外光敏管保護(hù)和紫外光會聚作用，紫外窗口設(shè)計選用透紫波段為110 nm～850 nm、透紫率高的氟化鎂材料，能有效覆蓋本文所需紫外探測波段[16,17]。紫外光敏管陰極材料選用了極限波長為274.3 nm的高純金屬Ni，其紫外波段選擇性好，紫外入射光電量子產(chǎn)額高，且只對波長低于274.3 nm的紫外波段響應(yīng)。紫外光敏管填充了純度為99.9999%氫氣并做老練處理，以此降低器件噪聲，提高探測靈敏度[18]。信號處理電路完成電子噪聲濾除和信號轉(zhuǎn)換處理。當(dāng)紫外光敏管探測到入射紫外光后輸出脈沖電壓，經(jīng)濾波和硬件去噪后將有效信號放大[19]，經(jīng)過電壓比較器將有效信號轉(zhuǎn)換為電壓脈沖信號輸出，通過脈沖計數(shù)獲得入射紫外輻射光子計數(shù)，再根據(jù)衰減及探測距離計算紫外輻射強(qiáng)度。

圖3 紫外探測模塊結(jié)構(gòu)圖Fig.3 Ultraviolet detecting module structure

2.3 數(shù)據(jù)采集模塊設(shè)計

數(shù)據(jù)采集模塊由數(shù)據(jù)采集卡、主控機(jī)及伺服電機(jī)組成。為了直觀顯示測試結(jié)果及進(jìn)行人機(jī)控制，主控機(jī)采用了基于Labwindows的虛擬控制顯示界面設(shè)計[20]，界面設(shè)計如圖4所示，其由儀表顯示、指示燈、操作按鍵、電源開關(guān)和測試進(jìn)程顯示的文本框組成。數(shù)據(jù)采集模塊采用的是恒凱電子科技有限公司生產(chǎn)的USB-V7.1數(shù)據(jù)采集卡，其采用USB2.0數(shù)據(jù)通信，傳輸速度可達(dá)480 Mbit/s，含有32路單端/16路差分輸入，AD采樣頻率可達(dá)800 Ksps，并有著24 K DFIFO緩沖[21]。數(shù)據(jù)采集卡通過AD采樣完成各點火電嘴紫外強(qiáng)度測試并傳送至主控機(jī)，主控機(jī)得到數(shù)據(jù)通過虛擬儀器分析和處理采集數(shù)據(jù)，最后將各點火電嘴點火強(qiáng)度值通過儀表同步顯示。為了方便對已測得的數(shù)據(jù)查詢，設(shè)計了測試進(jìn)程顯示文本框?qū)λ鶞y的數(shù)據(jù)進(jìn)行顯示和記錄。為了確保測試系統(tǒng)各通信總線連接正常，在主控機(jī)設(shè)計了自檢程序，自檢測試通過后相應(yīng)的指示燈會點亮，自檢通過后可以進(jìn)行點火系統(tǒng)點火強(qiáng)度測試。

圖4 虛擬儀器界面設(shè)計Fig.4 Virtual instrument interface design

3 點火均衡性測試結(jié)果及防火分析

3.1 三種不同性能點火系統(tǒng)點火強(qiáng)度測試

測試中以三種不同性能的4缸萊康明航空活塞發(fā)動機(jī)slick4200點火系統(tǒng)樣本作為測試對象。點火系統(tǒng)A為正常工作的點火系統(tǒng)；點火系統(tǒng)B為高壓導(dǎo)線破損放電的點火系統(tǒng)；點火系統(tǒng)C為點火電嘴積碳的點火系統(tǒng)。測試中根據(jù)工作手冊將點火電嘴間隙調(diào)整為4 mm[22], 對點火系統(tǒng)A、B、C進(jìn)行不同轉(zhuǎn)速下測試，并將測試的點火強(qiáng)度值以點火系統(tǒng)的紫外輻射能量做表示。如圖5所示，在v=150 r/min低轉(zhuǎn)速情況下，測得點火系統(tǒng)A的紫外輻射值為1.4 mJ～1.8 mJ；當(dāng)v=1100 r/min時，其紫外輻射值為15.7 mJ～18.0 mJ；當(dāng)v=2050 r/min時，紫外輻射值為31.6 mJ～33.7 mJ；當(dāng)v=2980 r/min時，其紫外輻射值為52.8 mJ～54.9 mJ。

圖5 點火系統(tǒng)A在不同轉(zhuǎn)速下點火強(qiáng)度Fig.5 Ignition intensity of ignition system A with different rotate speeds

如圖6所示，在v=150 r/min和v=1100 r/min轉(zhuǎn)速較低的情況下，點火系統(tǒng)B的紫外輻射值分別為1.5 mJ～1.8 mJ和15.7 mJ～18.2 mJ，與點火系統(tǒng)A的紫外輻射能量基本一致。在轉(zhuǎn)速v=2050 r/min時，其紫外輻射值為21.2 mJ～23.0 mJ，與點火系統(tǒng)A相差8.6 mJ～12.5 mJ。在轉(zhuǎn)速v=2980 r/min時，其紫外輻射值為30.7 mJ～32.0 mJ，與點火系統(tǒng)A有著20.8 mJ～24.2 mJ的差值。測試結(jié)果比較可知，當(dāng)轉(zhuǎn)速較低時點火系統(tǒng)B點火強(qiáng)度為正常，而在大轉(zhuǎn)速下，其點火強(qiáng)度顯著低于正常值，且損失能量與轉(zhuǎn)速正相關(guān)。根據(jù)點火系統(tǒng)B特性可知，此測試結(jié)果是由于線絕緣層老化或磨損的高壓導(dǎo)線在高壓作用產(chǎn)生漏電導(dǎo)致點火峰值電壓降低，其放點電火花產(chǎn)生紫外輻射能量也相繼減少，所以此測試特性可作為檢測航空活塞發(fā)動機(jī)點火系統(tǒng)高壓導(dǎo)線破損漏電的標(biāo)志。

圖6 點火系統(tǒng)B在不同轉(zhuǎn)速下點火強(qiáng)度Fig.6 Ignition intensity of ignition system B with different rotate speeds

圖7 點火系統(tǒng)C在不同轉(zhuǎn)速下點火強(qiáng)度Fig.7 Ignition intensity of ignition system C with different rotate speeds

如圖7所示，在v=150 r/min、1100 r/min、2050 r/min和2980 r/min時，測得點火系統(tǒng)C紫外輻射強(qiáng)度值分別為1.0 mJ～1.5 mJ、14.2 mJ～16.7 mJ、26.1 mJ～28.5 mJ和39.2 mJ～41.7 mJ。與點火系統(tǒng)A對比，不同轉(zhuǎn)速下點火系統(tǒng)A的紫外輻射值都比點火系統(tǒng)C的紫外輻射值大，并隨著轉(zhuǎn)速的增長，其兩種點火系統(tǒng)的紫外輻射強(qiáng)度差值越大。根據(jù)點火系統(tǒng)C的特性可知，由于積碳的影響，點火放電電流通過積碳后會被衰減，導(dǎo)致電嘴在不同的轉(zhuǎn)速下，其點火強(qiáng)度都會比正常工作的點火強(qiáng)度要小。此特性與高壓導(dǎo)線漏電的點火系統(tǒng)B點火強(qiáng)度有著顯著差別，可直接將兩種故障隱患進(jìn)行區(qū)分。

3.2 點火系統(tǒng)B點火強(qiáng)度均衡性測試

測試中將點火系統(tǒng)B的4個點火電嘴作為檢測對象，其中第3缸電嘴為設(shè)定的故障點火電嘴，其余為正常工作點火。測試中，觀測各點火電嘴在磁電機(jī)不同轉(zhuǎn)速下點火強(qiáng)度的變化。當(dāng)電機(jī)轉(zhuǎn)速為93 r/min時，虛擬儀器的紫外測試指針開始晃動，紫外探測系統(tǒng)感測到電火花紫外輻射；當(dāng)電機(jī)轉(zhuǎn)速逐漸上升到1475 r/min時，其紫外輻射能量值也同步上升，主控機(jī)4個虛擬儀表中能夠保持同步變化；當(dāng)轉(zhuǎn)速上升到大于1475 r/min時，點火強(qiáng)度測試3號儀表開始與其它點火強(qiáng)度測試儀表出現(xiàn)差值，其測試值上升速率變慢。隨著轉(zhuǎn)速的增大，點火強(qiáng)度測試3號儀表與其它點火強(qiáng)度測試儀表測試結(jié)果的差值逐漸增大，如圖8所示，當(dāng)轉(zhuǎn)速為2200 r/min時，點火強(qiáng)度測試1號儀表、2號儀表和4號儀表，其強(qiáng)度目視觀測基本一樣，而點火強(qiáng)度測試3號儀表指針與其它儀表指針有著大于60°的角度差，該測試結(jié)果通過測試系統(tǒng)能夠直接觀測到，而通過肉眼觀測點火電嘴是根本區(qū)別不出來的；當(dāng)磁電機(jī)轉(zhuǎn)速達(dá)到3200 r/min時，可以觀測到點火強(qiáng)度測試3號儀表所檢測的高壓導(dǎo)線的老化裂縫處有微電火花產(chǎn)生，成為引發(fā)發(fā)動機(jī)火災(zāi)的安全隱患點。而如此細(xì)微的高壓導(dǎo)線破損裂縫通過肉眼檢測是難以發(fā)現(xiàn)的。

圖8 在轉(zhuǎn)速為2200 r/min點火系統(tǒng)B的測試結(jié)果Fig.8 Test results of ignition system B at 2200 r/min

4 結(jié)論

結(jié)合紫外探測和虛擬儀器技術(shù)，本文設(shè)計了一種航空活塞發(fā)動機(jī)點火強(qiáng)度測試系統(tǒng)，通過測試點火放電紫外輻射能量能有效完成航空活塞發(fā)動機(jī)點火強(qiáng)度相對值測試，能夠?qū)崟r通過虛擬儀器儀表觀測火花強(qiáng)度變化情況，可以完成目視檢測難以發(fā)現(xiàn)的點火強(qiáng)度減弱，多缸發(fā)動機(jī)點火強(qiáng)度不均衡等點火系統(tǒng)故障，詳細(xì)分析了點火系統(tǒng)常見的積碳故障與高壓導(dǎo)線漏電故障的點火強(qiáng)度在時域特性，當(dāng)出現(xiàn)點火電嘴積碳故障時，其點火強(qiáng)度會出現(xiàn)一定的衰減，導(dǎo)致其點火強(qiáng)度比正常點火強(qiáng)度要小，衰減幅度隨轉(zhuǎn)速增加而增大。高壓導(dǎo)線漏電故障時，在低轉(zhuǎn)速下故障現(xiàn)象不明顯，點火強(qiáng)度與正常點火值較一致，當(dāng)轉(zhuǎn)速超過1475 r/min后，點火強(qiáng)度開始出線衰減，最大衰減值可以達(dá)到20.8 mJ～24.2 mJ.通過驗證，該系統(tǒng)能夠為航空活塞發(fā)動機(jī)點火系統(tǒng)的性能測試、故障檢測、火災(zāi)隱患排查提供一種可靠的技術(shù)手段與檢測依據(jù)。

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Fire protection and ignition intensity equilibrium test of aerial piston engine ignition system

QIAN Wei, ZAN Dingpeng, ZHANG Deyin, LUO Ying, DAI Youjun, DING Fajun, HE Zhixiang

(Civil Aviation Flight University of China, Guanghan 618307, china)

An aviation piston engine ignition strength balance test system based on UV detection technology and virtual instrument technology is designed in this paper, which can be used for diagnosis faults as magneto fault, igniter plug fault (IPF) and high-voltage wire leakage Fault(HWLF). Aircraft with these potential faults may cause safety accidents, such as engine failure, engine fire, aircraft fire or flight disaster. To characterize the ignition energy intensity, the intensity of ignition electric spark ultraviolet radiation of a four cylinder piston engine with three kinds of ignition system including normal ignition, HWLF and IPF with carbon has been tested by the system. Test results show that the ignition intensity of the ignition system with IPF is lower than the normal ignition system at different engine speeds. The ignition intensity decrease and ignition intensity imbalance both appear in HWLF, which will be more significant with the increase of rotate speed. The researches provide technical support for troubleshooting the ignition system faults of an aircraft piston engine, and finding out the potential fire hazards with HWLF.

Aero piston engine; Ignition intensity; Ignition energy; Ultraviolet radiation; High voltage leakage

2016-01-04；修改日期：2016-07-11

國家自然科學(xué)基金項目(No. 51176179和51036007)。

錢偉(1986-)，男，四川峨邊人，碩士，工程師。主要工作與研究方向：機(jī)載電子電氣設(shè)備故障診斷，測試自動化與設(shè)備研發(fā)。

張德銀，Email：1033636653@qq.com

1004-5309(2016)-00188-06

10.3969/j.issn.1004-5309.2016.04.03

TP206+.3; X932

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