CN104406794B - 一种用于检测航空发动机导向器的实验装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于检测航空发动机导向器的实验装置，包括装置支架、安装在支架上用于安装待检测导向器的筒腔、位于筒腔内的第一环形腔A、位于第一环形腔A上方的第二环形腔B、密封导向器流道出口的密封组件、测量气流配送装置、设置在第二环形腔B上的压力传感器和温度传感器，以及设置在进气管道上的流量传感器；所述筒腔由筒腔底板和与筒腔底板密闭连接的外筒体构成；所述第一环形腔A由与外筒体下部密闭连接的环形板和与筒腔底板、环形板密闭连接的内筒体构成，环形板设计有多个与第二环形腔B连通的孔口，构成第一环形腔A的筒腔底板上设计有进气管口；所述第二环形腔B由构成第一环形腔A的环形板、外筒体和待检测导向器外壁面构成。

Description

一种用于检测航空发动机导向器的实验装置

技术领域

本发明属于航空发动机导向器检测领域，具体涉及一种用于检测航空发动机导向器的实验装置。

背景技术

航空发动机导向器是航空发动机的重要组成部分，导向器流道面积是影响发动机性能的重要因素，在导向器的设计和生产中都需要测量或者检测导向器流道面积。目前，航空发动机导向器流道面积的测量通常是采用测具和标准件测量每一流道不同截面的高度、宽度等参数，按测量的参数计算流道面积。但是，航空发动机导向器空气流道的形状复杂，需要使用多套测具和标准件才能完成测量，测量时，每套测具和标准件需要分别进行定位及测量，存在着测量过程繁琐复杂、劳动强度大，测量效率低下，测量误差大和可重复性差的问题。

通过对航空发动机导流器进行空气流量实验，也能够获得导向器空气流道面积的相关信息。目前，用于航空发动机导流器空气流量实验的装置通常采用气流阀、压力计、管道、温度传感器、开关、密封件、专用工艺装备等元器件组装而成，在实验过程中要求同时记录瞬时温度和压强等参数，需要依靠多个操作者的同时操作才能完成实验，操作繁琐，费时费力。现有的空气流量实验装置装配简陋，气体泄漏难以控制，而气体泄漏、被测试试件能否准确定位和夹紧，都会影响测试数据的真实性和准确性。

为适应国内外航空发动机导向器流道检测空气流量的要求，急需开发一种流量实验精度高、重复性好、实验周期短、实验操作者劳动强度低的实验装置。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种用于检测航空发动机导向器的实验装置，以提高航空发动机导向器空气流量测试的准确性并降低操作者的劳动强度。

本发明所述用于检测航空发动机导向器的实验装置，包括装置支架、安装在支架上用于安装待检测导向器的筒腔、位于筒腔内的第一环形腔A、位于第一环形腔A上方的第二环形腔B、在测量待检测导向器流道密闭性使用的密封导向器流道出口的密封组件、测量气流配送装置、设置在第二环形腔B上的压力传感器和温度传感器，以及设置在测量气流配送装置进气管道上的流量传感器；所述用于安装待检测导向器的筒腔由筒腔底板和与筒腔底板密闭连接的外筒体构成；所述第一环形腔A由与外筒体下部密闭连接的环形板和与筒腔底板、环形板密闭连接的内筒体构成，环形板设计有多个与第二环形腔B连通的孔口，构成第一环形腔A的筒腔底板上设计有与测量气流配送装置出口数量相等的进气管口；所述第二环形腔B由构成第一环形腔A的环形板、外筒体和待检测导向器外壁面构成，待检测导向器小端法兰通过压紧组件密闭压紧在第一环形腔A的环形板上，大端法兰通过联接构件与外筒体上端密闭连接；构成第一环形腔A的筒腔底板上的进气管口与测量气流配送装置出气管口通过连接管连接；设置在第二环形腔B上的压力传感器和温度传感器的信号输出端，以及设置在配送装置进气管道上的流量传感器的信号输出端与检测控制计算机连接。

上述用于检测航空发动机导向器的实验装置的技术方案中，环形板上与第二环形腔B连通的孔口的上方设置有改变气流出气方向的出气罩；优选地，所述出气罩为瓦型结构的出气罩，测量气体由出气罩的两端进入第二环形腔B内。

上述用于检测航空发动机导向器的实验装置的技术方案中，将待检测导向器小端法兰密闭压紧在环形板上的所述压紧组件，由固置在筒腔底板上的支承构件、两端分别置于支承构件和环形板上的压块、固置于筒腔底板上的螺杆和与螺杆配合施压于压块的螺母构成，压紧组件的数量不少于3套；所述支承构件和螺杆通过螺纹副固置于筒腔底板上。

上述用于检测航空发动机导向器的实验装置的技术方案中，所述密封导向器流道出口的所述密封组件由密封待检测导向器流道出口环形压板、下端固定于筒腔底板上不少于3个的螺杆和与螺杆配合施压于环形压板的螺母构成；所述螺杆通过螺纹副固置于筒腔底板上。

上述用于检测航空发动机导向器的实验装置的技术方案中，构成第一环形腔A的筒腔底板上设计有4个均布的进气管口，分别通过连接管与测量气流配送装置上的4个出气管口连接；所述测量气流配送装置为两端封闭的筒体，在筒体壁面上设计有3个出气管口，在筒体的一封闭端上设计有1个出气管口，筒体另一封闭端上设计有进气喷嘴。

上述用于检测航空发动机导向器的实验装置的技术方案中，所述装置支架下面设置有带锁紧机构的滚轮，以方便该实验装置的移动。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

1、本发明提供了一种新的用于检测航空发动机导向器的实验装置，该实验装置设置的密封组件能够有效防止气体泄漏，通过压紧组件与第一环形腔A的环形板和被测试试件的配合，以及外筒体顶端、联接构件与被测试试件的配合，被测试试件能在该实验装置中准确地定位和夹紧，因此本发明所述实验装置能够提高航空发动机导向器空气流量实验的准确性。

2、由于本发明所述实验装置的第二环形腔B上的压力传感器和温度传感器、配送装置进气管道上的流量传感器都是与检测控制计算机相连的，因此使用其进行空气流量实验，实验过程中无需依靠多个操作者同时进行读数，只需一名操作者即可完成实验，使用方便，操作简单，省时省力，极大地降低操作者的劳动强度。

3、采用本发明所述实验装置对航空发动机导向器进行空气流量测试，在气密性检查合格后每进行一次空气流量测量，只需要15～35秒，测试效率高；测试结果的精确度高，累积进行多次测试，各次空气流量值的差异在±0.379％以内。

附图说明

图1-1是本发明所述实验装置的外形结构示意图；

图1-2是图1的俯视结构示意图(装置支架未示出)；

图2-1是航空发动机导向器的局部结构示意图；

图2-2是图2-1的A-A向结构示意图；

图3-1是采用本发明对导向器进行气密性检测时的装置结构示意图；

图3-2是图3-1的B-B向剖视结构示意图；

图3-3是图3-2的C-C向剖视结构示意图；

图4是采用本发明对导向器进行空气流量实验时的装置结构示意图。

图中，1—测量气流配送装置、2—装置支架、3—压力传感器、4—外筒体、5—出气罩、6—环形压板、7—压紧组件、8—密封件、9—密封件、10—联接构件、11—待检测导向器、12—温度传感器、13—密封件、14—筒腔底板、15—环形板、16—内筒体、17—孔口、18—进气管口、19—出气管口、20—滚轮。

具体实施方式

以下通过实施例并结合附图对本发明所述用于检测航空发动机导向器的实验装置，以及使用该装置对航空发动机导向器进行密封性测试和流量测试作进一步说明。

实施例1

本实施例中，用于检测航空发动机导向器的实验装置的外形结构如图1-1和图1-2所示，被测试航空发动机导向器的局部结构如图2-1和图2-2所示。所述实验装置包括装置支架2、安装在支架上用于安装待检测导向器11的筒腔、位于筒腔内的第一环形腔A、位于第一环形腔A上方的第二环形腔B、在测量待检测导向器流道密闭性使用的密封导向器流道出口的密封组件、测量气流配送装置1、设置在第二环形腔B上的压力传感器3和温度传感器12，以及设置在测量气流配送装置进气管道上的流量传感器。

所述用于安装待检测导向器的筒腔由筒腔底板14和与筒腔底板密闭连接的外筒体4构成；所述第一环形腔A由与外筒体4下部密闭连接的环形板15和与筒腔底板14、环形板15密闭连接的内筒体16构成，环形板15设计有多个与第二环形腔B连通的孔口17，孔口17的上方设置有改变气流出气方向的瓦型结构的出气罩5，测量气体由出气罩5的两端进入第二环形腔B内。所述测量气流配送装置1为两端封闭的筒体，在筒体壁面上设计有3个出气管口19，在筒体的一封闭端上设计有1个出气管口19，筒体另一封闭端上设计有进气喷嘴；构成第一环形腔A的筒腔底板14上设计有4个均布的进气管口18，分别通过连接管与测量气流配送装置上的4个出气管口19连接。所述第二环形腔B由构成第一环形腔A的环形板15、外筒体4和待检测导向器外壁面构成，待检测导向器小端法兰通过6套压紧组件7密闭压紧在第一环形腔A的环形板上，所述压紧组件7由固置在筒腔底板上的支承构件、两端分别置于支承构件和环形板上的压块、固置于筒腔底板上的螺杆和施压于压块的螺母构成，所述支承构件和螺杆通过螺纹副固置于筒腔底板上；待检测导向器11大端法兰通过联接构件10与外筒体上端密闭连接。所述密封导向器流道出口的密封组件由密封待检测导向器流道出口环形压板6、下端固定于筒腔底板上的6个螺杆和施压于环形压板6的螺母构成，所述螺杆通过螺纹副固置于筒腔底板14上，所述待检测导向器11与环形压板6、外筒体4、环形板15相接触处分别设置有密封件8、密封件9和密封件13。构成第一环形腔A的筒腔底板14上的进气管口18与测量气流配送装置出气管口通过连接管连接；设置在第二环形腔B上的压力传感器3和温度传感器13的信号输出端，以及设置在配送装置进气管道上的流量传感器的信号输出端与检测控制计算机连接。构成第一环形腔A的筒腔底板上设计有4个均布的进气孔口，分别通过连接管与测量气流配送装置上的4个出气管口连接。所述测量气流配送装置为两端封闭的筒体，在筒体壁面上设计有3个出气管口，在筒体的一封闭端上设计有1个出气管口，筒体另一封闭端上设计有进气喷嘴。所述装置支架2下面设置有带锁紧机构的滚轮20。

实施例2

本实施例中，采用本发明所述实验装置对航空发动机导向器进行空气流量实验，将测量待检测导向器11放入实施例1所述实验装置中，将待检测导向器11小端法兰通过6套压紧组件7密闭压紧在第一环形腔A的环形板上，将待检测导向器11大端法兰通过联接构件10与外筒体上端密闭连接，用密封组件将待检测导向器11的流道出口密封，在待检测导向器11与外筒体4以及环形板15相接触处分别设置密封件9和密封件13(见图3-1)。采用软管将进气管口与出气管口接通，具体为接口A与A'接通、接口B与B'接通、接口C与C'接通、接口D与D'接通，软管应保持基本水平。首先进行气密性检查：空气通过空气压缩机进入储气罐，通过多次过滤系统、露点仪进入音速喷嘴，再由音速喷嘴进入测量气流配送装置，由与实验装置相连的计算机控制气压，测量气体通过测量气流配送装置进入第一环形腔A，经出气罩的两端进入第二环形腔B内。配合计算机上安装的软件(软件：Air Flow TestStandV9.2.12)进行气密性检查，若气密性合格，则进行下一步的空气流量实验，若气密性不合格，则需要在待测导向器与实验装置相接处出涂膜肥皂水，根据是否出现肥皂泡，找到漏气点，重新组合安装，直到气密性合格才进行下一步的空气流量实验。

气密性检查合格后进行空气流量实验：如图4所示，取下环形压板6，开启空气压缩机使空气进入储气罐，通过多次过滤系统、露点仪进入音速喷嘴，再由音速喷嘴进入测量气流配送装置，由与实验装置相连的计算机控制气压，测量气体通过测量气流配送装置进入第一环形腔A，经出气罩的两端进入第二环形腔B内，然后由导向器的出口排出。配合计算机上安装的软件(软件：Air Flow Test StandV9.2.12)进行空气流量实验，得到空气流量值。

Claims (10)

1.一种用于检测航空发动机导向器的实验装置，其特征在于，包括装置支架、安装在支架上用于安装待检测导向器的筒腔、位于筒腔内的第一环形腔A、位于第一环形腔A上方的第二环形腔B、在测量待检测导向器流道密闭性使用的密封导向器流道出口的密封组件、测量气流配送装置、设置在第二环形腔B上的压力传感器和温度传感器，以及设置在测量气流配送装置进气管道上的流量传感器；所述用于安装待检测导向器的筒腔由筒腔底板和与筒腔底板密闭连接的外筒体构成；所述第一环形腔A由与外筒体下部密闭连接的环形板和与筒腔底板、环形板密闭连接的内筒体构成，环形板设计有多个与第二环形腔B连通的孔口，构成第一环形腔A的筒腔底板上设计有与测量气流配送装置出口数量相等的进气管口；所述第二环形腔B由构成第一环形腔A的环形板、外筒体和待检测导向器外壁面构成，待检测导向器小端法兰通过压紧组件密闭压紧在第一环形腔A的环形板上，大端法兰通过联接构件与外筒体上端密闭连接；构成第一环形腔A的筒腔底板上的进气管口与测量气流配送装置出气管口通过连接管连接；设置在第二环形腔B上的压力传感器和温度传感器的信号输出端，以及设置在配送装置进气管道上的流量传感器的信号输出端与检测控制计算机连接。

2.根据权利要求1所述的用于检测航空发动机导向器的实验装置，其特征在于，环形板上与第二环形腔B连通的孔口的上方设置有改变气流出气方向的出气罩。

3.根据权利要求2所述的用于检测航空发动机导向器的实验装置，其特征在于，所述出气罩为瓦型结构的出气罩，测量气体由出气罩的两端进入第二环形腔B内。

4.根据权利要求1所述的用于检测航空发动机导向器的实验装置，其特征在于，将待检测导向器小端法兰密闭压紧在环形板上的所述压紧组件，由固置在筒腔底板上的支承构件、两端分别置于支承构件和环形板上的压块、固置于筒腔底板上的螺杆和与螺杆配合施压于压块的螺母构成，压紧组件的数量不少于3套。

5.根据权利要求4所述的用于检测航空发动机导向器的实验装置，其特征在于，所述支承构件和螺杆通过螺纹副固置于筒腔底板上。

6.根据权利要求1所述的用于检测航空发动机导向器的实验装置，其特征在于，所述密封导向器流道出口的密封组件由密封待检测导向器流道出口环形压板、下端固定于筒腔底板上不少于3个的螺杆和与螺杆配合施压于环形压板的螺母构成。

7.根据权利要求6所述的用于检测航空发动机导向器的实验装置，其特征在于，所述螺杆通过螺纹副固置于筒腔底板上。

8.根据权利要求1所述的用于检测航空发动机导向器的实验装置，其特征在于，构成第一环形腔A的筒腔底板上设计有4个均布的进气管口，分别通过连接管与测量气流配送装置上的4个出气管口连接。

9.根据权利要求8所述的用于检测航空发动机导向器的实验装置，其特征在于，所述测量气流配送装置为两端封闭的筒体，在筒体壁面上设计有3个出气管口，在筒体的一封闭端上设计有1个出气管口，筒体另一封闭端上设计有进气喷嘴。

10.根据权利要求1所述的用于检测航空发动机导向器的实验装置，其特征在于，所述装置支架下面设置有带锁紧机构的滚轮。