CN105758646B - 航空发动机加力燃油调节器断滑油试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种航空发动机加力燃油调节器断滑油的试验装置及试验方法，通过对加力燃油调节器试验设备进行改造，在加力燃油调节器上增加温度测量装置，达到可以监测加力燃油调节器轴承是否出现异常工作的目的，解决了加力燃油调节器原试验设备不具备断滑油试验的条件问题和断滑油后如何监测加力燃油调节器工作状态的问题，验证了加力燃油调节器在断滑油情况下，是否会导致轴承损坏、壳体温度非正常增加，摸清了断滑油后加力燃油调节器在不出现壳体破裂的情况下的工作时间，此试验方法便于快速分析加力燃油调节器轴承失效和壳体温度增加的故障原因。

Description

航空发动机加力燃油调节器断滑油试验方法

【技术领域】

本发明属于航空发动机领域，涉及航空发动机加力燃油调节器，具体涉及一种航空发动机加力燃油调节器断滑油的试验装置及试验方法。

【背景技术】

加力燃油调节器是航空发动机重要组成部分，为发动机加力燃烧室提供燃油，并随着飞行状态的变化，自动调节供油量，保持加力燃烧室具有最佳油气比，为飞机起飞、爬升以及作战时提供额外的推力。若出现故障，会造成过发动机和飞机着火、坠毁的严重事故。传统的加力燃调没有断油试验，如果不进行考核将出现多种问题，导致发动机存在安全隐患。

加力燃油调节器供油量很大，其轴承工作负荷大，断滑油试验国内外未见相关报道。如图1所示，现有加力燃油调节器试验设备，仅设置有分别与加力燃油调节器连通的燃油进口1、燃油出口2、滑油出口3和滑油进口4，该试验设备不具备断滑油试验的条件，加力燃油调节器断滑油后多长时间可能会引起着火的严重损坏也没有经验，导致加力燃油调节器断滑油无法正常进行。

【发明内容】

为解决上述问题，本发明提供了一种航空发动机加力燃油调节器断滑油的试验装置及试验方法，解决加力燃油调节器原试验设备不具备断滑油试验的问题。

为达到上述目的，本发明的技术方案如下：

航空发动机加力燃油调节器断滑油的试验装置，包括分别与加力燃油调节器各进出油口连接的燃油进口、燃油出口、滑油出口和滑油进口，在加力燃油调节器的滑油进口供油管路上还安装有电磁阀，并在试验台上安装有用于控制电磁阀的控制开关，并在加力燃油调节器壳体上加装温度传感器。

航空发动机加力燃油调节器断滑油的试验方法，包括以下步骤：

步骤一：按装配工艺装配调试合格的加力燃油调节器；

步骤二：在加力燃油调节器壳体上加装温度传感器，并将温度信号引入到试验台显示仪表；

步骤三：在加力燃油调节器的滑油进口供油管路上安装电磁阀，并在试验台上安装有用于控制电磁阀的控制开关；

步骤四：将加力燃油调节器装上试验台，连接相应的燃油和滑油管路，使控制电磁阀的控制开关处于断开位置；

步骤五：按正常试验要求进行试验，记录加力燃油调节器各状态壳体温度；

步骤六：接通控制电磁阀的控制开关，断开加力燃油调节器的滑油进油管路；

步骤七：监视加力燃油调节器壳体温度变化以及加力燃油调节器汽芯泵是否有异常声音或振动；

步骤八：试验进行到泵内有明显异常声音传出，从泵出口有火花溅出，壳体温度上升到极限值，停止试验，记录时间和壳体温度；

步骤九：分解检查

将加力燃油调节器分解检查，实验结束。

进一步，所述步骤五将加力燃油调节器转速调整到15000转/分，运转20分钟后，记录到的壳体温度。

进一步，所述步骤八中试验进行到滑油中断后第25分钟，听见泵内有明显异常声音传出，从泵出口有火花溅出，壳体温度上升到152℃时，停止试验。

进一步，所述步骤九将加力燃油调节器分解检查，检查前后轴承及轴承滚珠磨损情况，测试轴承转动是否卡滞。

本发明的优点：

本发明通过对加力燃油调节器试验设备进行改造，在加力燃油调节器上增加温度测量装置，达到可以监测加力燃油调节器轴承是否出现异常工作的目的，采用的方法和步骤适用于航空发动机加力燃油调节器断滑油试验。解决了加力燃油调节器原试验设备不具备断滑油试验的条件问题和断滑油后如何监测加力燃油调节器工作状态的问题，具备监测加力燃油调节器工作状态的能力，可用于分析加力燃油调节器轴承失效的故障原因及验证轴承失效后加力燃油调节器工作能力。

验证了加力燃油调节器在断滑油情况下，是否会导致轴承损坏、壳体温度非正常增加，摸清了断滑油后加力燃油调节器在不出现壳体破裂的情况下的工作时间，此试验方法便于快速分析加力燃油调节器轴承失效和壳体温度增加的故障原因。

【附图说明】

图1为现有加力燃油调节器试验设备原理示意图；

图2为改进后的造后试验装置原理示意图；

图3为具体实施方式中加装壳体表面温度传感器示意图；

图中：1-燃油进口；2-燃油出口；3-滑油出口；4-滑油进口；5-电磁阀；6- 控制开关；7-温度传感器；

【具体实施方式】

下面结合附图和实施例，对本发明作进一步的说明，但本发明并不限于以下实施例。

本发明航空发动机加力燃油调节器断滑油的试验装置，包括分别与加力燃油调节器各进出油口连接的燃油进口1、燃油出口2、滑油出口3和滑油进口4，在加力燃油调节器的滑油进口4供油管路上还安装有电磁阀5，并在试验台上安装有用于控制电磁阀5的控制开关6，并在加力燃油调节器壳体上加装温度传感器 7。

本发明航空发动机加力燃油调节器断滑油的试验方法，包括以下步骤：

步骤一：按装配工艺装配调试合格的加力燃油调节器汽芯泵。

步骤二：在加力燃油调节器壳体上加装温度传感器7，并将温度信号引入到试验台显示仪表，如图3；

步骤三：对试验设备进行造，在滑油供油管路上增加一个电磁阀，在试验台上增加一个控制开关，除了常规的燃油进口1、燃油出口2、滑油出口3和滑油进口4外，还在加力燃油调节器的滑油进口供油管路上安装电磁阀5，并在试验台上安装有用于控制电磁阀5的控制开关6，如图2；

步骤四：将加力燃油调节器装上试验台，连接相应燃油和滑油管路，使控制滑油供油管路电磁阀的控制开关处于断开位置。

步骤五：按正常试验要求进行试验，记录各状态壳体温度；

步骤六：将加力燃油调节器汽芯泵转速调整到15000转/分，运转20分钟，记录到的壳体温度为105℃。

步骤七：接通控制滑油供油管路电磁阀的控制开关，断开加力燃油调节器冷却滑油进管路；

步骤八：监视壳体温度变化以及汽芯泵是否有异常声音或振动。

步骤九：试验进行到滑油中断后第25分钟，可听见泵内有明显异常声音传出，从泵出口有火花溅出，壳体温度上升到152℃，停止试验。

步骤十：分解检查

分解检查，后轴承(远离叶轮)已解体，后轴承滚珠已磨损；前轴承(靠近叶轮)尚未解体，但转动卡滞。

步骤十一：结果评价

试验表明，加力燃油调节器断滑油后，可能出现轴承失效、壳体破裂、着火故障，实现了故障复现。

从损坏情况分析，断滑油后加力燃油调节器在慢车状态继续工作20～30分钟，不至于出现着火的严重事故，为飞行时发生断滑油后的特情处置提供了依据。

根据试验结论，后续采取了提高主滑油泵制造质量，防止出现滑油中断；在加力燃油调节器上加装壳体表面温度传感器，监测可能出现的轴承失效等改进措施，经数年使用验证，未再出现加力燃油调节器轴承失效故障，也未出现空中使发动机停车的事件。

Claims (3)

1.航空发动机加力燃油调节器断滑油试验方法，其特征在于：该方法基于航空发动机加力燃油调节器断滑油的试验装置，该试验 装置包括分别与加力燃油调节器各进出油口连接的燃油进口(1)、燃油出口(2)、滑油出口(3)和滑油进口(4)，在加力燃油调节器的滑油进口(4)供油管路上还安装有电磁阀(5)，并在试验台上安装有用于控制电磁阀(5)的控制开关(6)，并在加力燃油调节器壳体上加装温度传感器(7)；所述试验装置的航空发动机加力燃油调节器断滑油试验方法，包括以下步骤：

步骤一：按装配工艺装配调试合格的加力燃油调节器；

步骤二：在加力燃油调节器壳体上加装温度传感器(7)，并将温度信号引入到试验台显示仪表；

步骤三：在加力燃油调节器的滑油进口供油管路上安装电磁阀(5)，并在试验台上安装有用于控制电磁阀(5)的控制开关(6)；

步骤四：将加力燃油调节器装上试验台，连接相应的燃油和滑油管路，使控制电磁阀(5)的控制开关(6)处于断开位置；

步骤五：按正常试验要求进行试验，记录加力燃油调节器各状态壳体温度；

步骤六：接通控制电磁阀(5)的控制开关，断开加力燃油调节器的滑油进油管路；

步骤七：监视加力燃油调节器壳体温度变化以及加力燃油调节器汽芯泵是否有异常声音或振动；

步骤八：试验进行到泵内有明显异常声音传出，从泵出口有火花溅出，壳体温度上升到极限值，停止试验，记录时间和壳体温度；

步骤九：分解检查，将加力燃油调节器分解检查，实验结束；

所述步骤五将加力燃油调节器转速调整到15000转/分，运转20分钟后，记录到的壳体温度。

2.根据权利要求1所述的航空发动机加力燃油调节器断滑油试验方法，其特征在于：所述步骤八中试验进行到滑油中断后第25分钟，听见泵内有明显异常声音传出，从泵出口有火花溅出，壳体温度上升到152℃时，停止试验。

3.根据权利要求1所述的航空发动机加力燃油调节器断滑油试验方法，其特征在于：所述步骤九将加力燃油调节器分解检查，检查前后轴承及轴承滚珠磨损情况，测试轴承转动是否卡滞。