CN105319047B - 航空发动机机匣通流气孔流量测试装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机机匣通流气孔流量测试方法及其实施装置，测试过程是先将机匣上不需测试的大直径孔用弹性材质塞体塞紧密封，在后测试的两组小孔用铝箔胶带粘覆密封，之后将机匣装入由底座、安置底座上的筒体和封盖在筒体上的盖板构成的测试装置内，经由设置在测试装置筒体上的空气进气管，使测量空气进入由机匣外壁面与测试装置底座、筒体和盖板的内壁面构成的密闭环形空间，在环形空间内的气流稳定之后，由设置在进气接管上游的流量计、设置在测试装置上的压力传感器和温度传感器测得该组小孔的气流状况；依次类推，测得其他两组小孔的气流状况。本发明的测试装置结构简单，加工制造成本低，测试方法简捷可靠。

Description

航空发动机机匣通流气孔流量测试装置

技术领域

本发明涉及加工有大量通流气孔的航空发动机零件上的气孔通流测试技术，具体涉及航空发动机机匣壁面周向分布的通流气孔流量测试方法及其实施装置。

背景技术

航空发动机中涉及空气冷却的零部件，为了实现对气流状况的精确控制，往往在发动机装配之前需要按一定条件对其零件进行空气流量测试，如航空发动机机匣。航空发动机机匣壁面上设计有3组沿周向密布的用于空气冷却的直径不大于1mm的小孔和28个直径22mm的大孔，小孔中的第1组小孔周向有一排，第2组小孔周向有6排，第3组小孔周向有1排，在发动机装配之前，机匣壁面上的3组沿周向密布的小孔都需要进行空气流量测试，以确保满足设计要求。目前，对于航空发动机机匣壁面上沿周向密布的用于空气冷却的直径不大于1mm的3组小孔流通情况的测试，传统的做法是针对每组测试孔设计一个独立的工装，即设计3个独立的工装分别测试3组通流孔，或者使用一套工装夹具，但该夹具必须带能够实现对各组通流孔进行自由密封和去密封的结构单元。显然，此类方法或者需要制造多个测量装置，或者将导致装置结构过于复杂，装置制造难度成倍增加，引起装置制造成本上升。

发明内容

针对现有技术关于航空发动机机匣壁面上沿周向密布的用于空气冷却的3组小孔通流情况测试技术的现状与不足，本发明的第一个目的是提供一种新的用于对航空发动机机匣壁面上的3组冷却通流气孔流量的测试方法；本发明的第二个目的是提供一种新结构的用于航空发动机机匣壁面上的3组冷却通流气孔流量测试的装置，以减少工装装置的数量或降低工装装置的加工制造难度，降低测试成本。

本发明提供的用于航空发动机机匣通流气孔流量的测试方法，包括以下步骤：

(1)将机匣上不需测试的大直径的孔用弹性材质塞体塞紧密封，三组待测试小孔中的两组小孔用铝箔胶带粘覆密封；

(2)将机匣装入由底座、安置底座上的筒体和封盖在筒体上的盖板构成的测试装置内，使机匣的外壁面与测试装置的底座、筒体和盖板的内壁面构成密闭环形空间；

(3)测量空气经由设置在测试装置筒体上的空气进气管进入环形空间，由机匣上待测组小孔排出，在环形空间内的气流稳定之后，由设置在进气接管上游的流量计、设置在测试装置上的压力传感器和温度传感器测得该组小孔的气流状况；

(4)将测试完毕的该组小孔用铝箔胶带粘覆密封，打开两待测组中一待测组小孔上的粘覆密封铝箔胶带，重复步骤(2)、(3)的过程，测得该组小孔的气流状况；

(5)重复步骤(2)、(3)和(4)的过程，测得另外一组小孔的气流状况。

在本发明的上述测试方法中，测量空气可于设置在测试装置筒体多个方向上的空气进气管进入由机匣外壁面与测试装置底座、筒体和压板的内壁面构成的密闭环形空间，使环形空间内的气流得到尽快的稳定。测量空气进入环形空间的方向越多，环形空间内的气流稳定的越快，但装置的结构越复杂，制造成本越高，考虑到装置的成本，测量空气最好于两个相对的方向进入环形空间，即测试装置筒体设置有两个空气进气管，分别位于测试装置筒体相对的方向上。

在本发明的上述测试方法中，弹性材质塞体最好采用橡胶锥形塞，沿气流方向塞紧密封大直径的孔。同理，铝箔胶带也采取从空气进气方向一侧粘覆密封机匣壁面上的待测试小孔。

本发明提供的用于实施上述航空发动机机匣通流气孔测试方法的装置，其构成包括底座、安装在底座上的筒体、封盖在筒体上端的压盖和将底座与压盖联接固定在一起的芯轴组件，所述压盖设计有与筒体上端面和安装在底座上的机匣小端端面相匹配的结构面，机匣通过芯轴组件压紧于底座与压盖之间，使机匣的外壁面与测试装置的底座、筒体和压盖的内壁面构成密闭环形空间，测试装置的筒体上设计有测试空气进气接管、压力传感器安装接口和温度传感器安装接口。

在本发明上述测试装置中，底座上可考虑设计不少于3个沿同一直径均匀分布的用于机匣安装定位的定位销；定位销最好为3个，呈120°分布。

在本发明的上述测试装置中，所述压盖优先考虑采用辐轮式结构盖板，使从机匣壁面上的测试组小孔出来的空气由轮辐之间排出。所述压盖最好采用“+”字型辐轮式结构盖板。辐轮式结构盖板的轮板面上加工有环形槽，将槽的内外槽壁端面分别设计为封盖筒体端面和机匣小端端面的结构面。

在本发明的上述测试装置中，测试装置筒体上最好设计有泄压阀，以保证机匣外壁面与测试装置的底座、筒体和压盖的内壁面构成密闭环形空间内的空气能够在需要时进行排放。

在本发明的上述测试装置中，所述机匣最好通过固定在底座上的第三密封垫安置在底座上，以便于机匣快捷安装。

在本发明的上述测试装置中，所述芯轴组件可由芯轴、位于芯轴与盖板中心安装孔之间的限位环和与芯轴两端螺纹相匹配的螺母构成。

本发明针对机匣壁面上直径较大的孔，用带一定锥度的橡胶塞进行密封，使用起来非常简便，只需在测试前将橡胶塞顺着气流方向塞入孔中即可。测试时，由于气压的作用，会有使密封得到进一步加强，因此其密封效果非常好。由于铝箔胶带具有一定的强韧度，可以承受一定气压作用，而且无残留物，因此针对直径较小的气孔，采用铝箔胶带粘覆的方法进行密封。使用时，将铝箔胶带粘覆在孔的进气侧，测试过程中的气压将有助于加强粘接密封。采用铝箔胶带粘覆密封，一次粘覆即可同时完成同组所有的小孔的密封，密封操作十分便捷性。

本发明提供的测试装置，底座上设计有3个沿同一直径均匀分布的用于机匣安装定位的定位销，避免了机匣在安装过程中发生移动，安装快捷方便。密封胶圈使用密封胶粘结固定在装置的相应部位，安装机匣时无需花时间进行密封圈放置，且提高了密封的可靠性。芯轴组件中的限位环，使得安装压盖时密封胶圈可准确贴合在机匣相应结构的端面上，确保此处密封可靠。

采用本发明对机匣上某组小孔进行测试时，大直径的孔用锥形橡胶塞密封，其他两组小孔用铝箔胶带粘覆密封，测试组小孔保持畅通，即可进行测试。本发明与传统方式相比，不需要制造多个测试装置和专门的分组密封结构单元，装置结构简单，因此大大降低了测试装置的制造成本。

本发明与现有技术相比，简单概括起来，具有以下十分突出的有益技术效果：

1、密封方法简单可靠，成本低廉，具有很好的推广性。

2、通过铝箔胶带的粘覆密封和与拆解，即可实现测试孔的分组测试，较传统设计多套工装装置或分组密封单元的方法，大大节约了成本。

3、工装装置结构简单，其装夹定位方式也可为其它类似夹具提供参考。

附图说明

图1是本发明所述航空发动机机匣通流气孔测试装置的剖视结构示意图。

图2是本发明所述航空发动机机匣通流气孔测试装置的俯视结构示意图。

图3是航空发动机机匣壁面断面结构示意图。

图4是航空发动机机匣的立体结构示意图。

上述附图中各图示标号标识的对象分别为：1-芯轴；2-第一密封垫；3-第二密封垫；4-进气接管；5-第三密封垫；6-底座；7-定位销；8-机匣；9-塞体；10-压盖；11-限位环；12-泄压阀；13-压力传感器接口，14-温度传感器接口。

具体实施方式

下面结合附图给出本发明实施例，并通过实施例对本发明作进一步的描述，以便于人们对本发明的理解。本发明的具体结构形式不限于实施例所描述的结构形式，本领域的技术人员可根据本发明揭示的思想在不付出创造性地劳动的条件下，还可设计出其他的具体实施方式，但这些根据本发明内容设计出的具体实施方式应仍属于本发明的保护范围。

实施例1

所要测试的航空发动机机匣如附图3和附图4所示，机匣壁面上加工有沿一圆周均匀分布的28个的大孔和均匀分布在8个圆周上共406个最大孔径为0.73mm的小孔，8个圆周上的小孔要求分成3组进行流量测试，大直径的孔不需测试。测试装置的结构如附图1和附图2所示，其构成包括底座6、安装在底座上的筒体、封盖在筒体上端的压盖10和将底座与压盖联接固定在一起的芯轴组件；所述底座设计有3个沿同一直径均匀分布的用于机匣安装定位的定位销7和通过粘接固定在底座上用于机匣安置的第三密封垫5；所述筒体上设计有两个测试空气进气接管4、压力传感器安装接口13、温度传感器安装接口14和泄压阀12，两个测试空气进气接管对称设置；所述压盖为“+”字型辐轮式结构盖板，辐轮式结构盖板的轮板面上加工有环形槽，槽的外槽壁端面为封盖筒体端面的结构面，该结构面上粘接固定有第二密封垫圈3，槽的内槽壁端面为封盖机匣小端端面的结构面，该结构面上粘接固定有第一密封垫圈2；所述芯轴组件由芯轴1、位于芯轴与盖板中心安装孔之间的限位环11和与芯轴两端螺纹相匹配的螺母构成。机匣大端朝下安装在固定在底座上的第三密封垫5上，通过芯轴组件压紧于底座与压盖之间，使机匣的外壁面与测试装置的底座、筒体和压盖的内壁面构成密闭环形空间。

采用上述测试装置对机匣壁面上的小孔测试过程如下：

(1)将机匣上沿一圆周均匀分布的28个的大孔分别用锥形橡胶塞从进气方向塞紧密封，第二组和第三组的小孔用铝箔胶带从进气一侧粘覆密封；

(2)将机匣大端朝下小端朝上地装入由底座、安置底座上的筒体和封盖在筒体上的盖板构成的测试装置内，通过芯轴组件压紧于底座与压盖之间，使机匣的外壁面与测试装置的底座、筒体和压盖的内壁面构成密闭环形空间；

(3)测量空气经由设置在测试装置筒体上的两个空气进气管进入环形空间，由机匣上待测组小孔排出，在环形空间内的气流稳定之后，由设置在进气接管上游的流量计、设置在测试装置上的压力传感器和温度传感器测得该组小孔的气流状况；

(4)将测试完毕的第一组小孔用铝箔胶带粘覆密封，打开粘覆密封第二组小孔上的铝箔胶带，重复步骤(2)、(3)的过程，测得第二组小孔的气流状况；

(5)重复步骤(2)、(3)和(4)的过程，测得第三组小孔的气流状况。

Claims (9)

1.一种航空发动机机匣通流气孔流量测试装置，其特征在于，包括底座(6)、安装在底座上的筒体、封盖筒体上端的压盖(10)和将底座与压盖联接固定在一起的芯轴组件，所述压盖为辐轮式结构盖板，轮板面上加工有环形槽，槽的内外槽壁端面分别为封盖筒体端面和机匣小端端面的结构面，机匣通过芯轴组件压紧于底座与压盖之间，使机匣的外壁面与测试装置的底座、筒体和压盖的内壁面构成密闭环形空间，在所述筒体上设计有测试空气进气接管(4)、压力传感器安装接口(13)和温度传感器安装接口(14)。

2.根据权利要求1所述的航空发动机机匣通流气孔流量测试装置，其特征在于，底座上设计有不少于3个沿同一直径均匀分布的用于机匣安装定位的定位销(7)。

3.根据权利要求1所述的航空发动机机匣通流气孔流量测试装置，其特征在于，所述压盖为“+”字型辐轮式结构盖板。

4.根据权利要求1所述的航空发动机机匣通流气孔流量测试装置，其特征在于，在测试装置筒体上设计有泄压阀(12)。

5.根据权利要求1至4之一所述的航空发动机机匣通流气孔流量测试装置，其特征在于，机匣通过固定在底座上的第三密封垫(5)安置在底座上。

6.根据权利要求5所述的航空发动机机匣通流气孔流量测试装置，其特征在于，所述第三密封垫(5)通过止口槽固定在底座上。

7.根据权利要求1至4之一所述的航空发动机机匣通流气孔流量测试装置，其特征在于，所述芯轴组件由芯轴(1)、位于芯轴与盖板安装孔之间的限位环(11)和与芯轴两端螺纹相匹配的螺母构成。

8.根据权利要求5所述的航空发动机机匣通流气孔流量测试装置，其特征在于，所述芯轴组件由芯轴(1)、位于芯轴与盖板安装孔之间的限位环(11)和与芯轴两端螺纹相匹配的螺母构成。

9.根据权利要求6所述的航空发动机机匣通流气孔流量测试装置，其特征在于，所述芯轴组件由芯轴(1)、位于芯轴与盖板安装孔之间的限位环(11)和与芯轴两端螺纹相匹配的螺母构成。