CN105223021B - 一种用于航空发动机放气机构的试验系统及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种用于航空发动机放气机构的试验系统及方法，试验系统包括伺服控制系统、液压控制器以及测量机构；伺服控制系统与液压控制器相连，通过液压控制器带动放气活门随动杆，调节放气活门的开闭；放气活门随动杆的一端与放气活门相连，另一端与中介机匣组件相连；放气活门安装在放气总管外侧；放气总管安装在高压压气机机匣上；放气活门随动杆上设置测量机构；放气活门上设置加载组件。本发明提供了航空发动机放气机构试验方法。试验步骤清楚可行，加载过程详细，能够较真实地模拟某航空发动机放气机构工作状态，在试验器上对其施加载荷。对航空发动机放气机构类似结构的试验具有一定的可借鉴作用。
Description
【技术领域】
本发明属于航空发动机试验领域，涉及一种用于航空发动机放气机构的试验系统及方法。
【背景技术】
航空发动机自使用以来，发生了多起放气机构中放气活门随动杆断裂故障，严重时引起航空发动机喘振、超温，影响了部队作战任务的完成率，同时造成了巨大的经济损失。放气机构是为了防止航空发动机在低转速范围内工作时发生喘振而采取的控制措施之一。放气活门随动杆通过防喘作动筒提供的动力带动放气活门开合，实现在低转速时放气。而根据理化分析结论，断裂的放气活门随动杆起源于杆部退刀槽与拨叉转接R处，属较大应力起始，具有高周疲劳扩展特点的疲劳断裂。通过对放气机构的静应力测试试验，为放气活门随动杆断裂故障机理研究和故障的解决提供重要依据。然而查阅英方资料，未找到与放气活门随动杆及放气活门运动机构相关的计算、试验资料等。调研国内相关院所，对类似结构放气机构的相关研究和验证试验均无可借鉴参考的案例。因此，根据在故障分析和试验中积累的知识和经验，为了摸清放气活门随动杆断裂故障机理和在工作中受到的静应力类型及可能达到的极限状态，发明了一种能够较真实地模拟某航空发动机放气机构工作状态，同时施加模拟气动载荷和阻力载荷的放气机构试验方法。
【发明内容】
本发明的目的在于解决上述问题，提出一种用于航空发动机放气机构的试验系统及方法，以验证放气活门随动杆断裂故障中大应力的种类、来源，摸清故障发生机理，采取针对性措施解决故障。
为达到上述目的，本发明采用以下技术方案予以实现：
一种用于航空发动机放气机构的试验方法，包括以下步骤：
1)根据放气活门随动杆断裂部位断口，分析放气机构工作时受到的静应力种类，确定放气机构测试试验组件需要模拟的应力类型；
2)根据应力类型确定试验机构固定方法和加载方法；
3)根据试验机构固定方法、加载方法以及航空发动机放气机构的结构、工作受载类型以及相邻连接零部件，选择相应试验加载盘以及阻滞块，以模拟试验机构受力状态；
4)将试验机构与加载盘进行连接，然后固定连接到试验器框架上，再将弹簧称一端与加载盘连接，另一端与试验器框架连接；
5)将测量机构固定在试验器框架上，测量仪表安装在测量机构上，测量仪表的感受部位接触到试验机构要求测量处；
6)采用加载盘、弹簧称以及阻滞块对试验机构进行加载，载荷分步施加，在每个位置重复测量3次，记录测量数据；100％载荷记录测量数据后更换位置；
7)试验完成后，关闭试验器，分解放气机构试验组件，进行测试数据整理、分析，根据分析结果，给出试验结论，试验结束。
本发明还公开了一种用于实现所述用于航空发动机放气机构的试验方法的试验系统，包括伺服控制系统、液压控制器以及测量机构；伺服控制系统与液压控制器相连，通过液压控制器带动放气活门随动杆，调节放气活门的开闭；放气活门随动杆的一端与放气活门相连，另一端与中介机匣组件相连；放气活门安装在放气总管外侧；放气总管安装在高压压气机机匣上；放气活门随动杆上设置测量机构；放气活门上设置加载组件。
本发明进一步的改进在于：
所述伺服控制器通过控制系统加载杆与液压控制器相连。
所述放气活门随动杆通过中介机匣组件安装在低压压气机机匣组件上。
所述加载组件包括用于给放气活门提供阻滞的阻滞块和用于给放气活门提供轴向力的加载盘和弹簧秤，阻滞块安装于放气总管上，加载盘位于高压压气机机匣的上方。
所述弹簧秤为设置于加载盘底面，且沿圆周均布的若干弹簧。
所述放气活门与加载盘之间设置有高压压气机机匣。
所述液压控制器通过控制臂带动放气活门随动杆运动。
与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
本发明提供了航空发动机放气机构试验方法，首先根据放气活门随动杆断裂部位断口，确定放气机构测试试验组件需要模拟的应力类型，进而确定试验机构固定方法和加载方法，选择相应试验加载盘以及阻滞块，以模拟试验机构受力状态；试验结束后进行测试数据整理、分析，根据分析结果，给出试验结论。本发明试验步骤清楚可行，加载过程详细，能够较真实地模拟某航空发动机放气机构工作状态，在试验器上对其施加载荷。对航空发动机放气机构类似结构的试验具有一定的可借鉴作用。
【附图说明】
图1为本发明航空发动机放气机构试验系统简图；
图2为本发明航空发动机放气机构试验流程简图。
其中：1为伺服控制系统；2为控制系统加载杆；3为液压控制器；4为控制臂；5为中介机匣组件；6为低压压气机机匣组件；7为放气活门随动杆；8为弹簧秤；9为加载盘；10为高压压气机机匣；11为放气总管；12为阻滞块；13为放气活门；14为测量机构。
【具体实施方式】
下面结合附图对本发明做进一步详细描述：
参见图1和图2，本发明用于航空发动机放气机构的试验系统，包括伺服控制系统、液压控制器和试验测量机构。模拟发动机中放气机构安装位置和安装要求组装试验件。放气活门随动杆7一端安装在中介机匣组件5上，一端与放气活门13相连。液压控制器3带动放气活门随动杆7，调节放气活门的打开和关闭。
模拟放气活门阻滞和活门刚刚打开瞬间的轴向力情况，调整放气机构装配时的控制要求，测试放气活门随动杆转接处应力水平并进行综合分析，放气活门阻滞通过阻滞块12加载，轴向力的加载通过加载盘9和弹簧8施加。
本实施例中的试验包括装配故障件状态、按现工艺装配状态和装配工艺调整后状态放气活门随动杆试验。
本实施例的具体步骤如下：
步骤1.确定载荷类型。根据放气活门随动杆断裂部位断口分析结论，理论分析放气机构工作时受到的静应力种类，同时结合试车台放气活门随动杆应变测量结果，分析放气活门随动杆受到摩擦力和气动力两种载荷。摩擦力是放气机构工作时放气活门变形与放气总管摩擦产生的力，气动力是航空发动机工作时气流的作用力。
步骤2.确定试验方案。根据载荷类型，确定试验方案即确定放气机构试验中摩擦力和气动力的模拟方式。本次试验方案是将放气机构固定在中介机匣和高压压气机机匣上，试验模拟载荷通过阻滞块12、加载盘9和弹簧8施加。
步骤3.确定加载方案。根据试验方案和航空发动机放气机构的结构、工作受载类型以及相邻连接零部件，选择试验加载盘、阻滞块。通过改变阻滞块高度确定放气活门不同开度时引起的活门变形量，而通过加载盘和弹簧模拟放气活门刚刚打开瞬间的气体轴向力。
步骤4.试验件安装。按照航空发动机装配要求将放气活门随动杆7与中介机匣组件5和放气活门13连接，放气活门13与放气总管11装配后与高压压气机机匣组件10连接，放气活门随动杆7通过控制臂4与液压控制器3相连，通过液压控制器3为放气活门随动杆7提供动力控制放气活门的打开和关闭。
步骤5.测量机构安装。按照常规方法将试验用测量机构14固定在试验器上。测量机构14上安装有测量仪表，测量仪表的感受部位接触到放气活门随动杆7和放气活门13上要求的测量处。所述的测量仪表包括变形测量表、应变仪。
步骤6.分步试验加载。试验时，试验操作人员按要求对放气机构中各装配要求进行调整，通过改变不同装配控制要求，对施加不同载荷后放气活门变形和放气活门随动杆应变测量。首先进行模拟放气活门由关到开过程受到阻尼载荷作用时，测量随动杆应变值，在放气活门前端与高压压气机机匣前安装边之间，距随动杆和从动杆左右分别100mm处布置4个垫块，阻滞放气活门的开度和通过圆周均布8个弹簧施加轴向力，测量放气活门开度分别为关闭、0.3mm、1mm、2mm、3mm、4mm、6mm、7mm、8mm、全开时放气活门变形量和放气活门随动杆应变；然后改变随动杆等4处轴向间隙、调整垫厚度、四连杆安装座间隙，调整四连杆长度，阻滞放气活门的开度和通过圆周均布8个弹簧施加轴向力，测量放气活门开度分别为关闭、0.3mm、1mm、2mm、3mm、4mm、6mm、7mm、8mm、全开时放气活门变形量和放气活门随动杆应变；最后应用上述测量方法进行装配工艺改进前后对比测量。每种状态重复测量3次。
步骤7.试验卸载。试验完成后，关闭试验器，分解放气机构试验组件，进行测试数据整理、分析，根据分析结果，给出试验结论，试验结束。
以上内容仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明权利要求书的保护范围之内。
Claims (8)
1.一种用于航空发动机放气机构的试验方法，其特征在于，包括以下步骤：
1)根据放气活门随动杆(7)断裂部位断口，分析放气机构工作时受到的静应力种类，确定放气机构测试试验组件需要模拟的放气活门随动杆收到的摩擦力和气动力；
2)根据应力类型确定试验机构固定方法和加载方法；
3)根据试验机构固定方法、加载方法以及航空发动机放气机构的结构、工作受载类型以及相邻连接零部件，选择相应试验加载盘(9)以及阻滞块(12)，以模拟试验机构受力状态；
4)将试验机构与加载盘(9)进行连接，然后固定连接到试验器框架上，再将弹簧称(8)一端与加载盘(9)连接，另一端与试验器框架连接；
5)将测量机构(14)固定在试验器框架上，测量仪表安装在测量机构(14)上，测量仪表的感受部位接触到试验机构要求测量处；
6)采用加载盘(9)、弹簧称(8)以及阻滞块(12)对试验机构进行加载，载荷分步施加，在每个位置重复测量3次，记录测量数据；100％载荷记录测量数据后更换位置；
7)试验完成后，关闭试验器，分解放气机构试验组件，进行测试数据整理、分析，根据分析结果，给出试验结论，试验结束。
2.一种用于实现权利要求1所述用于航空发动机放气机构的试验方法的试验系统，其特征在于，包括伺服控制系统(1)、液压控制器(3)以及测量机构(14)；伺服控制系统(1)与液压控制器(3)相连，通过液压控制器(3)带动放气活门随动杆(7)，调节放气活门(13)的开闭；放气活门随动杆(7)的一端与放气活门(13)相连，另一端与中介机匣组件(5)相连；放气活门(13)安装在放气总管(11)外侧；放气总管(11)安装在高压压气机机匣(10)上；放气活门随动杆(7)上设置测量机构(14)；放气活门(13)上设置加载组件。
3.根据权利要求2所述的用于航空发动机放气机构的试验系统，其特征在于，所述伺服控制器(1)通过控制系统加载杆(2)与液压控制器(3)相连。
4.根据权利要求2所述的用于航空发动机放气机构的试验系统，其特征在于，所述放气活门随动杆(7)通过中介机匣组件(5)安装在低压压气机机匣组件(6)上。
5.根据权利要求2所述的用于航空发动机放气机构的试验系统，其特征在于，所述加载组件包括用于给放气活门(13)提供阻滞的阻滞块(12)和用于给放气活门(13)提供轴向力的加载盘(9)和弹簧秤(8)，阻滞块(12)安装于放气总管(11)上，加载盘(9)位于高压压气机机匣(10)的上方。
6.根据权利要求2所述的用于航空发动机放气机构的试验系统，其特征在于，所述弹簧秤(8)为设置于加载盘(9)底面，且沿圆周均布的若干弹簧。
7.根据权利要求2所述的用于航空发动机放气机构的试验系统，其特征在于，所述放气活门(13)与加载盘(9)之间设置有高压压气机机匣(10)。
8.根据权利要求2所述的用于航空发动机放气机构的试验系统，其特征在于，所述液压控制器(3)通过控制臂(4)带动放气活门随动杆(7)运动。
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