一種航空發動機高空活門試驗裝置的制造方法
【專利摘要】本實用新型屬于試驗裝置設計技術，具體涉及一種用于航空發動機高空活門試驗的裝置。一種用于航空發動機高空活門試驗裝置包括大氣環境模擬腔1、軸承腔模擬腔3、抽真空裝置4、測量設備2。其中，大氣環境模擬腔和軸承腔模擬腔的壓力由抽真空裝置對模擬腔進行抽真空獲得，本實用新型能夠高效完成高空活門的試驗，可準確獲知高空活門的膜盒是否關閉，以及準確測量膜盒的位移量。這種新型實用結構簡單，對零件的材料無特殊要求，安裝維護方便。
【專利說明】
一種航空發動機高空活門試驗裝置
技術領域
[0001]本實用新型屬于試驗裝置構建技術，具體涉及到一種航空發動機高空活門試驗裝置
【背景技術】
[0002]航空發動機為保證其在整個飛行包線內滑油系統依然能夠滿足滑油栗進口壓力的最低需求，確保滑油供給的順暢，軸承腔壓力需保持不小于某一限定值，同時也不大于某一限定值，為此通常在自由通風系統中設置一關鍵部件一高空活門。隨著發動機飛行高度的變化，高空活門能夠感受當地、當時的大氣壓力，通過活門開度的變化來改變活門的流通面積，從而改變活門的流通阻力，以調節滑油系統內腔壓力。目前國內現有發動機高空活門大多測仿國外航空發動機的相關附件而成。準確掌握高空活門完整的空中工作特性對該類高空活門的設計具有指導意義。因此利用相應的試驗裝置對發動機的高空活門進行試驗研究，總結高空活門結構參數與其工作特性的關聯性就很有必要。在本實用新型用于航空發動機高空活門試驗裝置出現之前，國內外尚無相關專門裝置進行高空活門的相關試驗。
[0003]高空活門試驗裝置結構簡單，試驗裝置的構建主要包含環境壓力模擬、位移量測量、壓力測量、數據獲取四個方面。
【實用新型內容】
[0004]本實用新型的目的是:
[0005]提供了一種用于航空發動機高空活門試驗裝置，有效解決高空活門試驗驗證的問題。
[0006]本實用新型的技術方案是:
[0007]—種航空發動機高空活門試驗裝置，其特征在于，包括大氣環境模擬腔(a)、測量設備(b)、軸承模擬腔(C)和抽真空裝置(d);
[0008]其中，大氣環境模擬腔(a)為密閉腔體，大氣環境模擬腔(a)—處與大氣相連，安裝有真空球閥，用來調節腔內壓力；另一處與真空栗相連，管路上安裝有真空球閥，用來調節抽氣速率;大氣環境模擬腔(a)包含抽氣管道接口、排氣管道接口、腔體蓋板、耐油橡膠密封墊、緊固螺栓;管道各連接處采用球頭與壓緊螺母的密封結構形式;測量設備(b)采用激光位移傳感器直接測量膜盒活門的位移量，激光位移傳感器安裝座為“L”型，傳感器固定孔為“一”字型，安裝座與軸承腔模擬腔底部靠磁吸座固定在一起，便于調整最佳測量距離；
[0009]軸承模擬腔(C)置于大氣環境模擬腔(a)內，通過管子引出至大氣環境模擬腔外，再利用管子與真空栗相連;軸承模擬腔(C)包含蓋板、耐油橡膠密封墊、高空活門轉接段、激光位移傳感器安裝座、引壓管、緊固螺栓;高空活門轉接段包括焊接在軸承腔模擬腔上的接頭、固定高空活門的接頭，以及這兩者之間的密封墊。
[0010]本實用新型的有益效果是:
[0011]I)由于本實用新型直接采用激光位移傳感器測量位移變化量，避免了電渦流位移傳感器在被測物移動中誤差大的問題。
[0012]2)采用鋁合金材料加工膜盒活門引伸段，將引伸段與膜盒活門固定在一起。有效避免了膜盒活門距激光位移傳感器較遠，因反射角的存在，而產生較大的誤差。
[0013]3)本實用新型采用內外模擬腔結構方式，既解決了航空發動機典型高空活門的安裝，有能夠模擬高空活門的工作環境，能夠較全面的進行高空活門的各種試驗。
[0014]4)本實用新型結構簡單，零件加工要求不高，且安裝維護方便，成本低。
[0015]5)本實用新型尺寸較小，在未來還可以和加溫或者降溫設施相結合，達到模擬高空活門有可能涉及到的溫度環境。
【附圖說明】
[0016]圖1和圖2為本發明具體結構不意圖；
[0017]圖3為數據獲取階段原理結構示意圖。
[0018]圖4為典型高空活門的結構形式；
[0019]其中，1-支架、2-大氣環境模擬腔、3-激光位移傳感器安裝座、4-高空活門、5-膜盒活門延伸段、6-高空活門轉接座、7-大氣模擬腔測壓組件、8-密封圈、9-高空活門安裝座、10-膜盒活門引伸段、11-激光位移傳感器、12-軸承腔模擬腔、13-軸承腔模擬腔端蓋、14-大氣環境模擬腔端蓋、15-軸承腔模擬腔轉接頭、16-軸承腔模擬腔測壓組件、17-大氣環境模擬腔轉接頭、18-兩腔轉接管、19-內外轉接頭、20-軸承腔模擬腔調壓管道、21-軸承腔模擬腔調壓真空球閥、22-大氣環境模擬腔調壓真空球閥、23-真空栗轉接頭、24-軸承腔模擬腔真空栗、25-大氣環境模擬腔調壓管道、26-大氣環境模擬腔真空栗、27-軸承腔模擬腔排空真空球閥、28-軸承腔模擬腔測壓接頭1、29_大氣環境模擬腔排空真空球閥、30-大氣環境模擬腔排空管道、31-軸承腔模擬腔測壓接頭Π、32-激光位移傳感器穿線管內接頭、33-激光位移傳感器穿線管、34-激光位移傳感器穿線管外接頭、35-激光位移傳感器穿線管堵頭、36-測試傳感器、37-數據采集模塊、38-通訊模塊、39-計算機。
【具體實施方式】
[0020]【具體實施方式】分為結構搭建與動態工作過程兩部分進行說明，下面結合附圖對本實用新型進行詳細說明:
[0021]1.結構搭建
[0022]參考圖2，用于航空發動機高空活門試驗的裝置結構示意圖，其包括軸承腔模擬腔、大氣環境模擬腔，兩腔采用內外放置方式，采用分散模擬的方法，軸承腔模擬腔與大氣環境模擬腔分別采用一臺真空栗單獨模擬，分別配置壓力管道和真空球閥對模擬情況進行控制。
[0023]參考圖2，所述大氣環境模擬裝置包括大氣環境模擬腔腔體2、大氣環境模擬腔測壓組件7、大氣環境模擬腔轉接頭15、大氣環境模擬腔調壓真空球閥20、大氣環境模擬腔調壓管道23、大氣環境模擬腔真空栗26、大氣環境模擬腔排空真空球閥29、大氣環境模擬腔排空管道30。所述大氣環境模擬腔排空真空球閥29和大氣環境模擬腔排空管道30通過大氣環境模擬腔上的孔與大氣環境模擬腔2相通。所述大氣環境模擬腔真空栗26通過大氣環境模擬腔轉接頭17、大氣環境模擬腔調壓真空球閥22、大氣環境模擬腔調壓管道25與大氣環境模擬腔2相通。利用真空栗26對大氣環境模擬腔2抽真空，不同的真空度則代表了航空發動機不同的飛行高度。所述軸承腔模擬腔排空真空球閥25位于內外轉接頭19和軸承腔模擬腔調壓真空球閥21之間，在此位置通過三通連接，得到放氣旁路。排空管道(調壓管道)與真空球閥通過焊接法蘭配對，利用螺栓周向連接。所述大氣模擬腔測壓組件通過大氣模擬腔接口與腔內相同。所述大氣環境模擬腔2與大氣環境模擬腔端蓋之間加耐油橡膠作為密封墊，并利用螺栓軸向擰緊，進行密封，保證不泄露。所述軸承腔模擬腔11置于大氣環境模擬腔2內，軸承腔模擬腔四周開孔，用于焊接高空活門安裝座9、軸承腔模擬腔轉接頭15、軸承腔模擬腔測壓接頭Π 31、激光位移傳感器穿線管內接頭;所述激光位移傳感器穿線管堵頭中心開圓孔，用于測試線纜穿過。所述軸承腔模擬腔12與軸承腔模擬腔端蓋之間加耐油橡膠作為密封墊，周向用螺栓擰緊。所述激光位移傳感器安裝座3置于軸承腔模擬腔內，并放置于底部，利用磁吸座將兩者固定在一起。所述高空活門轉接座6與高空活門安裝座9通過螺紋連接，高空活門安裝座內放置O型密封圈，進行端面密封。所述軸承腔模擬腔測壓組件16通過軸承腔模擬腔測壓接頭128和軸承腔模擬腔測壓接頭Π 31與軸承腔模擬腔相通。
[0024]參考圖3，數據獲取階段包含測試傳感器36、數據采集模塊37、通訊模塊38、工作計算機39 ο所述測試傳感器36包含壓力傳感器和激光位移傳感器，所述測試傳感器36、數據采集模塊37、通訊模塊38這三者之間采用普通測試線纜進行連接。所述通訊模塊38與計算機39之間采用RS232進行通訊。
[0025]2.動態工作過程
[0026]典型高空活門的結構形式如圖4所示。A腔為密閉容腔，其中充入一定壓力的空氣或氮氣，膜盒的波紋管41預先壓縮以保證端頭緊度。隨著飛行高度的增加，B腔的絕對壓力下降，作用于波紋管41的壓差增大，則A腔的氣體膨脹，使波紋管蓋40右移，逐漸關小盤形活門座45上導管的空氣出口E，達到一定高度后，盤形活門座45上導管的空氣出口E被波紋管蓋40堵住。這時盤形活門44開始工作(該活門由壓縮彈簧壓緊以保證發動機內腔壓力恒定)，從發動機流入軸承腔的空氣在克服彈簧力經盤形活門座45上的小孔D，進入通大氣口43，引出機艙外。
[0027]下面結合圖2、圖3對高空活門的膜盒活門開啟關閉試驗和高空活門的彈簧活門的開啟試驗進行說明:
[0028]I)關閉大氣環境模擬腔排空真空球閥29和軸承腔模擬腔排空真空球閥27，使大氣環境模擬腔真空栗26對大氣環境模擬腔2抽真空，會引起兩模擬腔內的壓力P1、P2逐漸降低，當低于某一壓力值時，膜盒活門開始動作;隨著壓力逐漸下降，膜盒活門繼續移動，直至達到設計最大位移值，記錄整個過程中P1、P2的壓力值，以及對應膜盒活門的位移量；
[0029]2)當膜盒活門位移達到最大值，即膜盒活門完全關閉，緩慢打開軸承腔模擬腔排空真空球閥27，逐漸增大軸承腔模擬腔內壓力(模擬發動機內部空氣流入軸承腔)，直至盤形活門44動作(打開)，隨后，P2和Pl隨同下降，當P2降至某一壓力值時，盤形活門44再次動作(關閉)。記錄整個過程中P1、P2的壓力值。
[0030]3)關閉真空栗26，緩慢打開大氣環境模擬腔排空真空球閥29，逐漸增大Pl直至地面大氣環境，膜盒活門打開并移動至原始狀態。記錄下大氣模擬腔和軸承腔模擬腔的壓力值P1、P2。
[0031]通過I)、2)、3)過程，即可獲取膜盒活門關閉壓力、膜盒活門移動位移和盤形活門 44的開啟壓差。
【主權項】
1.一種航空發動機高空活門試驗裝置，其特征在于，包括大氣環境模擬腔(a)、測量設備(b)、軸承模擬腔(C)和抽真空裝置(d); 其中，大氣環境模擬腔(a)為密閉腔體，大氣環境模擬腔(a) —處與大氣相連，安裝有真空球閥，用來調節腔內壓力；另一處與真空栗相連，管路上安裝有真空球閥，用來調節抽氣速率;大氣環境模擬腔(a)包含抽氣管道接口、排氣管道接口、腔體蓋板、耐油橡膠密封墊、緊固螺栓;管道各連接處采用球頭與壓緊螺母的密封結構形式;測量設備(b)采用激光位移傳感器直接測量膜盒活門的位移量，激光位移傳感器安裝座為“L”型，傳感器固定孔為“一”字型，安裝座與軸承腔模擬腔底部靠磁吸座固定在一起，便于調整最佳測量距離； 軸承模擬腔(C)置于大氣環境模擬腔(a)內，通過管子引出至大氣環境模擬腔外，再利用管子與真空栗相連;軸承模擬腔(C)包含蓋板、耐油橡膠密封墊、高空活門轉接段、激光位移傳感器安裝座、引壓管、緊固螺栓;高空活門轉接段包括焊接在軸承腔模擬腔上的接頭、固定高空活門的接頭，以及這兩者之間的密封墊。
【文檔編號】G01M13/00GK205426497SQ201521047074
【公開日】2016年8月3日
【申請日】2015年12月15日
【發明人】劉亞軍, 劉廷武, 楊美超, 朱靖, 李朋賓, 邵振芹, 岳曉晶
【申請人】中國燃氣渦輪研究院