CN105387977B - 一种针对航空发动机的两腔室三压力区结构安装边泄漏检测系统及方法 - Google Patents

一种针对航空发动机的两腔室三压力区结构安装边泄漏检测系统及方法 Download PDF

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Abstract

一种针对航空发动机的两腔室三压力区结构安装边泄漏检测系统及方法，包括空气气瓶、减压阀、电磁阀、试验件、试验件支架、压力传感器、温度传感器、电阻式应变仪、同步数据采集卡、计算机。试验件主要由两部分腔室组成：高压腔室与低压腔室。高压气体通过法兰安装边泄漏至低压腔室内。高压腔室和低压腔室外表面周向均匀分布四个接管，分别为气口、压力传感器口、温度传感器口与预留口。本发明结构应用最简化的试验件与检测设备来完成对航空发动机燃烧室机匣与涡轮机匣安装边的泄漏压力及泄漏量的定量检测，首次实现航空发动机燃烧室机匣与涡轮机匣安装边的气体泄漏定量检测。

Description

一种针对航空发动机的两腔室三压力区结构安装边泄漏检测 系统及方法
技术领域
本发明涉及一种检测系统及方法,尤其是一种针对航空发动机的两腔室三压力区结构安装边泄漏检测系统及方法，属于航空发动机技术领域。
背景技术
法兰安装边密封结构在航空航天、化工、机械制造、锅炉等各个方面得到了广泛的应用。相应地,伴随航空发动机性能要求的提高，以及压力容器、设备的广泛应用,高压气体泄漏的检测技术也越来越凸显出其重要性。
高压燃气泄漏是影响航空发动机效率的关键问题之一，而在航空发动机正常工作的情况下对发动机内涵道安装边泄漏进行检测十分困难，传统的法兰安装边结构为单腔室两压力区结构，其泄漏检测系统较为简单且成熟，其中一种典型方法为差压法，这是一种利用气体流量公式,通过测量容器内压力的变化来计算泄漏量的检测方法。密闭的容器由于泄漏,必然造成容器内气体质量的流失,使得容器内原有的气压减低,因此可以通过测量容器内气体压力降低的数量从而推导出实际容器泄漏的气体量。除此之外，气体泄漏的常用检测方法还有水检法、静压法、U型管法等，以上方法则存在检测效率低,易受测试环境和人为因素等制约,测试精度难以提高；而利用超声波检漏技术、微压差泄漏检测技术、主动成像气体检测技术以及红外检漏技术等虽弥补了传统检测手段的不足,但不能应用到航空发动机两腔室三压力区结构泄漏检测系统中。
对于两腔室三压力区结构的安装边泄漏检测系统，则需要单独制造针对航空发动机燃烧室机匣与涡轮机匣安装边的试验件，来检查安装边的泄漏量，并且提出一套相对应的检测方案。
发明内容
针对上述现有技术的缺点，本发明提供了一种针对航空发动机的两腔室三压力区结构安装边泄漏检测系统及方法。
为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：一种针对航空发动机燃烧室两腔室三压力区的安装边泄漏检测系统，包括空气气瓶、加压阀、电磁阀、试验件、支架、压力传感器、温度传感器、埋入式应变计、电阻式应变仪、同步数据采集卡和计算机。空气气瓶通过加压阀和电磁阀给高压腔室和低压腔室供气。两个压力传感器、温度传感器分别连接到高压腔室和低压腔室上。试验件螺栓上布置埋入式应变计。电阻应变仪与埋入式应变计连接。同步数据采集卡与压力传感器和温度传感器连接。计算机与电阻式应变仪、同步数据采集卡连接。
一种针对航空发动机的两腔室三压力区结构安装边泄漏检测方法，由高压空气瓶经减压阀、电磁阀向试验件两个腔室内提供所需压力的气体。试验件两个腔室壳体上布置压力、温度传感器，试验件螺栓上布置埋入式应变计，压力、温度传感器和应变计信号分别经由同步数据采集卡和应变仪记录，并通过电脑的交互界面控制显示及储存。同时，电磁阀由采集卡采集到的腔室压力数值自动控制启闭状态。
高压腔室A的腔室气体通过螺栓连接部位向低压腔室B、C区泄漏，假设A向C泄漏率为Q1，A向B泄漏率为Q2，Q1为小量。B腔室气体将通过弹性片部位向C区泄漏，假设泄漏率为Q3。通过测量腔室A、B的压力变化计算A、B泄漏率的方法为：
若忽略Q1，则通过测量腔室A、B的压力变化计算A、B泄漏率的方法为：
①以相同采集频率同步采集获得腔室A、B的压力PA(ti)、PB(ti)，以及温度TA(ti)、TB(ti)。其中，i为数据采集时刻，i＝1,2,3…n。(注意：要实现腔室A、B压力、温度的同步采集)
②以实时泄漏率Lv(ti)为最终考虑的目标，对腔室A，在获得PA(ti)后，
其标况下实时泄漏率计算为
式中：
LvA(ti)：ti时刻腔室A标准状况泄漏率，N·cm3/s；
Tst：标况下大气温度，取273.16K；
pst：标况下大气压力，取101325Pa；
VA：腔室A体积，cm3，测量得到；
PA(ti)、TA(ti)：ti时刻测量得到的空腔A内绝对压力和温度，Pa、K；
PA(ti+1)、TA(ti+1)：ti+1时刻测量得到的空腔A内绝对压力和温度，Pa、K；
根据上式和测量数据，腔室A的泄漏率随时间的变化规律LvA(ti)可求。
③假设腔室B无泄漏，则根据A的泄漏率，可计算腔室B内的压力随时间的变化。
由腔室A泄漏至腔室B的气体量：ΔV(ti)＝Lv(ti)·Δt；
ΔV(ti)的气体量引起ti+1时刻B腔室压力变化为(由于泄漏比较缓慢，且实验容器非绝热，因此认为气体泄漏不引起温度变化)：
上式中，Rm为通用气体常数，nB(ti)为ti时刻腔室B内气体的摩尔数。考虑到数据采集周期较小，单周期内温度的变化很小，即TB(ti+1)≈TB(ti)，则上式变为：
而实际腔室B内测量得到的气体压力为PB(ti+1)，则腔室B的泄漏率为：
本发明结构应用最简化的试验件与检测设备来完成对航空发动机燃烧室机匣与涡轮机匣安装边的泄漏压力及泄漏量的定量检测，首次实现航空发动机燃烧室机匣与涡轮机匣安装边的气体泄漏定量检测。能够为航空发动机研制过程提供气体泄漏检测系统及检测方案。
附图说明
图1是本发明测试系统的整体结构示意图。
图2是试验件结构示意图。
图中：1-空气气瓶；2-加压阀；3-电磁阀；4-试验件；5-支架；6-压力传感器；7-温度传感器；8-埋入式应变计；9-电阻应变仪；10-同步数据采集卡；11-计算机。
具体实施方式
如图1所示：一种针对航空发动机燃烧室两腔室三压力区的安装边泄漏检测系统，包括空气气瓶1、加压阀2、电磁阀3、试验件4、支架5、压力传感器6、温度传感器7、埋入式应变计8、电阻式应变仪9、同步数据采集卡10和计算机11。空气气瓶1通过加压阀2和电磁阀3给高压腔室A和低压腔室B供气。两个压力传感器6、温度传感器7分别连接到高压腔室A和一个低压腔室B上。试验件螺栓上布置埋入式应变计8。电阻应变仪9与埋入式应变计8连接。同步数据采集卡10与压力传感器6和温度传感器7连接。计算机11与电阻式应变仪9、同步数据采集卡10连接。
如图2所示：试验件主要由两部分腔室组成：高压腔室A与低压腔室B。高压气体通过法兰安装边泄漏至低压腔室内。高压腔室和低压腔室外表面周向均匀分布四个接管，分别为气口、压力传感器口、温度传感器口与预留口。
一种针对航空发动机的两腔室三压力区结构安装边泄漏检测方法，具体步骤如下：
(1)压力测试
如图1和图2所示：压力采用压力传感器测量。压力传感器P1用于测量腔室A的压力，量程为0-5MPa，精度为0.10％FS，即可以精确至0.005MPa。压力传感器P2用于测量腔室B的压力，量程为0-2.5MPa，精度为0.10％FS，可以精确至0.0025MPa。传感器频率不做特殊要求，采集时1Hz即可满足要求。
(2)温度测量
温度测量采用热电偶实现。采用堵头及密封胶粘合。
(3)泄漏率测量
试验件结构为两室三区，如图2所示。A腔室初始压力为3MPa，B腔室初始压力1MPa，C区压力为大气压。不考虑腔室B通过右侧螺栓垫片的泄漏量，即认为该处泄漏率为0。试验过程中通过严格的加载保证此处泄漏率近似为0。
A腔室气体通过螺栓连接部位向B腔室、C区泄漏，假设A向C泄漏率为Q1，A向B泄漏率为Q2，Q1为小量。B腔室气体将通过弹性片部位向C泄漏，假设泄漏率为Q3。通过测量腔室A、B的压力变化计算A、B泄漏率的方法为：
若忽略Q1，则通过测量腔室A、B的压力变化计算A、B泄漏率的方法为：
①以相同采集频率同步采集获得A、B的压力PA(ti)、PB(ti)，以及温度TA(ti)、TB(ti)。其中，i为数据采集时刻，i＝1,2,3…n。(注意：要实现A、B压力、温度的同步采集)
②以实时泄漏率Lv(ti)为最终考虑的目标，对腔室A，在获得PA(ti)后，其标况下实时泄漏率计算为
式中：
LvA(ti)：ti时刻腔室A标准状况泄漏率，N·cm3/s；
Tst：标况下大气温度，取273.16K；
pst：标况下大气压力，取101325Pa；
VA：腔室A体积，cm3，测量得到；
PA(ti)、TA(ti)：ti时刻测量得到的空腔A内绝对压力和温度，Pa、K；
PA(ti+1)、TA(ti+1)：ti+1时刻测量得到的空腔A内绝对压力和温度，Pa、K；
根据上式和测量数据，腔室A的泄漏率随时间的变化规律LvA(ti)可求。
③假设腔室B无泄漏，则根据A的泄漏率，可计算腔室B内的压力随时间的变化。
由腔室A泄漏至腔室B的气体量：ΔV(ti)＝Lv(ti)·Δt；
ΔV(ti)的气体量引起ti+1时刻B腔室压力变化为(由于泄漏比较缓慢，且实验容器非绝热，因此认为气体泄漏不引起温度变化)：
上式中，Rm为通用气体常数，nB(ti)为ti时刻腔室B内气体的摩尔数。考虑到数据采集周期较小，单周期内温度的变化很小，即TB(ti+1)≈TB(ti)，则上式变为：
而实际腔室B内测量得到的气体压力为PB(ti+1)，则腔室B的泄漏率为：
实验过程中，通过Visual Basic编制控制及数据采集程序，通过采集到的压力数据直接计算实时泄漏率数据。

Claims (1)

1.一种针对航空发动机的两腔室三压力区结构安装边泄漏检测方法，采用针对航空发动机燃烧室两腔室三压力区的安装边泄漏检测系统，由高压空气瓶经加压阀、电磁阀向试验件两个腔室内提供所需压力的气体，试验件的高压腔室A和低压腔室B壳体上布置压力传感器、温度传感器，试验件螺栓上布置埋入式应变计，压力传感器、温度传感器和应变计信号分别经由同步数据采集卡和应变仪记录，并通过计算机的交互界面控制显示及储存，同时，电磁阀由采集卡采集到的腔室压力数值自动控制启闭状态，高压腔室A的腔室气体通过螺栓连接部位向低压腔室B、压力区C区泄漏，假设A向C泄漏率为Q1，A向B泄漏率为Q2，Q1为小量，B腔室气体将通过弹性片部位向C区泄漏，假设泄漏率为Q3，通过测量腔室A、B的压力变化计算A、B泄漏率的方法为：
忽略Q1，则通过测量腔室A、B的压力变化计算A、B泄漏率的方法为：
①以相同采集频率同步采集获得腔室A、B的压力pA(ti)、pB(ti)，以及温度TA(ti)、TB(ti)，其中，ti为数据采集时刻，i＝1,2,3…n，要实现腔室A、B压力、温度的同步采集；
②以实时泄漏率为最终考虑的目标，对腔室A，在获得pA(ti)后，其标准状况下实时泄漏率计算为
式中：
LA(ti)：ti时刻腔室A标准状况泄漏率，单位为N·cm3/s；
Tst：标准状况下大气温度，取273.16K；
pst：标准状况下大气压力，取101325Pa；
VA：腔室A体积，cm3，测量得到；
pA(ti)、TA(ti)：ti时刻测量得到的腔室A内绝对压力和温度，单位为Pa、K；
pA(ti+1)、TA(ti+1)：ti+1时刻测量得到的腔室A内绝对压力和温度，单位为Pa、K；
根据上式和测量数据，求出腔室A在标准状况下的实时泄漏率LA(ti)；
③假设腔室B无泄漏，则根据A的泄漏率，计算腔室B内的压力随时间的变化；
由腔室A泄漏至腔室B的气体量：ΔV＝LA(ti)·(ti+1-ti)；
ΔV的气体量引起ti+1时刻B腔室压力为：
式中：
R：通用气体常数；
nB(ti)：ti时刻腔室B内气体的摩尔数；
考虑到数据采集周期较小，单周期内温度的变化很小，即TB(ti+1)≈TB(ti)，则上式变为：
而实际腔室B内测量得到的气体压力为pB(ti+1)，则腔室B的泄漏率为：
其中，所述针对航空发动机燃烧室两腔室三压力区的安装边泄漏检测系统，包括高压空气瓶、加压阀、电磁阀、试验件、支架、压力传感器、温度传感器、埋入式应变计、应变仪、同步数据采集卡和计算机；高压空气瓶通过加压阀和电磁阀给试验件的高压腔室和低压腔室供气，两个压力传感器、温度传感器分别连接到高压腔室和低压腔室上，试验件螺栓上布置埋入式应变计，应变仪与埋入式应变计连接，同步数据采集卡与压力传感器和温度传感器连接，计算机与应变仪、同步数据采集卡连接。
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