CN108775988B - 一种航空泵机械密封试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空泵机械密封试验装置，包括试验台底座，试验台底座上设有依次相连的轴尾加载力装置、试验腔体、润滑装置、扭矩传感器和伺服电机，主轴的端部与伺服电机相连，主轴的另一端依次穿设于扭矩传感器、润滑装置和试验腔体，轴尾加载力装置为主轴的端部提供加载力，润滑装置为主轴的转动提供润滑，扭矩传感器检测主轴的扭矩，伺服电机控制主轴的转速。轴尾加载力装置与试验腔体之间还设有拉压力传感器和连接杆，拉压力传感器的端部与轴尾加载力装置相连，拉压力传感器的另一端与连接杆的端部相连，连接杆的另一端与试验腔体相连。

Description

一种航空泵机械密封试验装置

技术领域

本发明属于机械密封试验装置技术领域，具体涉及一种航空泵机械密封试验装置。

背景技术

航空液压泵是现代飞机液压系统中的重要组成部分。相关研究表明，由密封问题引发的发动机计划外更换率高达32％～50％，由泄露导致的燃油消耗增加为7％。因此，机械密封的可靠性就显得尤为重要。

机械密封作为一种广泛应用的旋转轴动密封技术，在航空航天中具有重要意义。研究机械密封的失效形式，通过寿命试验对机械密封的寿命进行预测，对提高机械密封的质量、使用可靠性和安全性具有重要意义。

施加于密封环上的载荷分为：密封介质压力、弹簧压力、传动力、副密封力、摩擦力、固体接触力、流体压力和热效应。通过对密封环应力和变形的建模可以实现密封性能的有效评估。同时结合试验的结果，对密封性能进行分析，也有利于完成对机械密封的优化设计。

针对机械密封的几种主要失效形式，分析其失效原因，不同于以往机械密封试验台单纯的从密封温度、压力的角度出发，额外考虑了机械密封的弹簧力和变速运动下的密封影响因素变得尤其重要。

发明内容

本发明的目的是解决上述问题，提供一种可用于模拟高空飞行中航空液压泵的机械密封性能参数，并能对高空油温、油压、特别是端面比压下的静环性能参数有效采集的航空泵机械密封试验装置。

为解决上述技术问题，本发明的技术方案是：一种航空泵机械密封试验装置，包括试验台底座，试验台底座上设有依次相连的轴尾加载力装置、试验腔体、润滑装置、扭矩传感器和伺服电机，主轴的端部与伺服电机相连，主轴的另一端依次穿设于扭矩传感器、润滑装置和试验腔体，轴尾加载力装置为主轴的端部提供加载力，润滑装置为主轴的转动提供润滑，扭矩传感器检测主轴的扭矩，伺服电机控制主轴的转速。

优选地，所述轴尾加载力装置包括依次相连的加载力机构和拉压力传感器，加载力机构包括依次相连的加载装置螺钉、加载装置端盖、加载装置顶杆支座和加载装置顶杆，加载装置顶杆支座的中部开设有通孔，加载装置顶杆的端部与拉压力传感器相连，加载装置顶杆的另一端穿设于加载装置顶杆支座的内部；加载装置顶杆支座的另一端与加载装置端盖相连，加载装置螺钉向加载装置端盖内部转动过程中，加载装置螺钉给加载装置顶杆施加加载力。

优选地，所述试验腔体包括依次相连的三爪推杆、试验腔体限位盖、试验腔体第一端盖、试验腔体壳体和试验腔体第二端盖，试验腔壳体内设有机械密封装置，机械密封装置包括依次相连的静环座、静环套、静环和动环，主轴穿设于静环套的内部，静环座与静环套之间设有密封圈和密封弹簧；三爪推杆与静环座的尾部接触，试验腔体第二端盖外部还设有试验腔体轴承座，试验腔体轴承座套设与主轴，试验腔体轴承座与主轴之间设有轴承；试验腔体限位盖上设有试验腔体限位盖孔，试验腔体限位盖孔内穿设有热电偶测温线，热电偶测温线的端部与静环的内圈相连。

优选地，所述试验腔壳体的两端设有试验腔壳体孔，试验腔壳体孔内安装有温度传感器和油压传感器。

优选地，所述试验腔体第一端盖和试验腔体第二端盖对称分布在试验腔壳体的两端，试验腔体第一端盖上设有环形状的端盖密封槽，端盖密封槽内安装有端盖密封圈，端盖密封圈位于端盖密封槽和试验腔壳体之间，试验腔体第二端盖上设有第二端盖密封槽，第二端盖密封槽内安装有第二端盖密封圈，第二端盖密封圈位于第二端盖密封槽和试验腔壳体之间，第二端盖密封槽与端盖密封槽结构相同，第二端盖密封圈与端盖密封圈结构相同。

优选地，所述试验腔体限位盖与试验腔体第一端盖通过螺钉连接，试验腔体轴承座与试验腔体第二端盖通过螺钉连接。

优选地，所述三爪推杆包括三爪推杆主体，三爪推杆主体为圆柱体状结构；三爪推杆主体的端面上设有均匀分布的三爪推杆支脚，三爪推杆支脚呈圆弧状分布，圆弧状的中心位于三爪推杆主体轴线的延长线上。

优选地，所述试验腔体限位盖为回转体结构，试验腔体限位盖上设有试验腔体限位盖孔，试验腔体限位盖孔为圆弧状，三爪推杆支脚穿设于试验腔体限位盖孔。

优选地，所述试验台底座上设有支座组件，支座组件与试验台底座通过螺栓可拆卸连接，支座组件包括轴尾加载力装置支座、试验腔体支座、润滑装置支座、扭矩传感器支座和伺服电机支座，轴尾加载力装置位于轴尾加载力装置支座上，试验腔体位于试验腔体支座上、润滑装置位于润滑装置支座上、扭矩传感器位于扭矩传感器支座上，伺服电机位于伺服电机支座上。

优选地，所述拉压力传感器与试验腔体之间还设有连接杆，拉压力传感器的端部与轴尾加载力装置相连，拉压力传感器的另一端与连接杆的端部相连，连接杆的另一端与试验腔体相连。

本发明的有益效果是：

1、本发明所提供的一种航空泵机械密封试验装置，构简单、便于拆卸。如果需要对其他相似结构机械密封做类似试验，可更改试验密封圈。只需对试验腔体进行更改，可大大减小试验成本。

2、试验腔体内的介质可以通过液压站对介质进行加压，可以模拟出机械密封在高空中飞行的真实工况，并通过PLC有效进行数据采集，反馈密封工况。

3、现今机械密封的PV值通常采用计算的方式确认，本发明将这一参数作为试验采集目标设计出此机械结构，在不影响收集尾部加载力参数同时，从后方穿过轴承座进行静环温度采集。

4、本发明通过伺服电机变速控制主轴的转速，可观测机械密封在变速工况下的密封性能影响。

5、本发明使用双机封结构设计，使介质压力作用于主轴上的力方向相反，相互抵消，使试验结果更加精确。

附图说明

图1是本发明一种航空泵机械密封试验装置的结构示意图；

图2是本发明轴尾加载力装置的结构示意图；

图3是本发明试验腔体结构示意图；

图4是本发明试验腔体的装配爆炸示意图；

图5是本发明三爪推杆的结构示意图；

图6是本发明试验腔体限位盖的结构示意图；

图7是本发明机械密封装置结构示意图。

附图标记说明：1、轴尾加载力装置；2、试验腔体；3、润滑装置；4、扭矩传感器；5、伺服电机；7、试验台底座；11、加载装置螺钉；12、加载装置端盖；13、加载装置顶杆支座；14、加载装置顶杆；15、拉压力传感器；16、连接杆；21、三爪推杆；22、试验腔体限位盖；23、试验腔体第一端盖；24、试验腔体壳体；25、试验腔体第二端盖；26、试验腔体轴承座；27、主轴；71、轴尾加载力装置支座；72、试验腔体支座；73、润滑装置支座；74、扭矩传感器支座；75、伺服电机支座；211、三爪推杆主体；212、三爪推杆支脚；221、热电偶测温线；222、试验腔体限位盖孔；231、端盖密封槽；232、端盖密封圈；241、静环座；242、静环套；243、静环；244、动环；245、密封圈；246、密封弹簧；251、第二端盖密封槽；252、第二端盖密封圈。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步的说明：

如图1到图7所示，本发明提供的一种航空泵机械密封试验装置，包括试验台底座7，试验台底座7上设有依次相连的轴尾加载力装置1、试验腔体2、润滑装置3、扭矩传感器4和伺服电机5，主轴27的端部与伺服电机5相连，主轴27的另一端依次穿设于扭矩传感器4、润滑装置3和试验腔体2，轴尾加载力装置1为主轴27的端部提供加载力，润滑装置3为主轴27的转动提供润滑，扭矩传感器4检测主轴27的扭矩，伺服电机5控制主轴27的转速。

试验腔体2与润滑装置3的端部之间通过联轴器相连，润滑装置3的另一端与扭矩传感器4的端部通过联轴器相连，扭矩传感器4的另一端通过联轴器与伺服电机5相连，联轴器采用波纹管联轴器。

轴尾加载力装置1包括依次相连的加载力机构和拉压力传感器15，加载力机构包括依次相连的加载装置螺钉11、加载装置端盖12、加载装置顶杆支座13和加载装置顶杆14，加载装置顶杆支座13的中部开设有通孔，加载装置顶杆14的端部与拉压力传感器15相连，加载装置顶杆14的另一端穿设于加载装置顶杆支座13的内部；加载装置顶杆支座13的另一端与加载装置端盖12相连，加载装置螺钉11向加载装置端盖12内部转动过程中，加载装置螺钉11给加载装置顶杆14施加加载力。拉压力传感器15能够测得加载装置顶杆14上施加的加载力大小。

试验腔体2包括依次相连的三爪推杆21、试验腔体限位盖22、试验腔体第一端盖23、试验腔体壳体24和试验腔体第二端盖25，试验腔壳体24内设有机械密封装置，机械密封装置包括依次相连的静环座241、静环套242、静环243和动环244，主轴27穿设于静环套242的内部，静环座241与静环套242之间设有密封圈245和密封弹簧246；三爪推杆21与静环座241的尾部接触，试验腔体第二端盖25外部还设有试验腔体轴承座26，试验腔体轴承座26套设与主轴27，试验腔体轴承座26与主轴27之间设有轴承；试验腔体限位盖2上设有试验腔体限位盖孔，试验腔体限位盖孔内穿设有热电偶测温线221，热电偶测温线221的端部与静环243的内圈相连。在本实施例中，热点偶测温线221的端部通过胶水粘贴在静环243的内圈上，在实际使用过程中，可根据实际使用需要更换不影响试验结果的粘贴方式。热电偶测温线221的另一端与外部的温度测量装置相连，温度测量装置为现有成熟技术设备。温度测量装置能够通过热电偶测温线221测量出静环243的温度，从而便于操作人员对试验设备进行准确的控制，已达到最佳的实验效果。

试验腔体限位盖22内部设有限位盖轴承座，限位盖轴承座与试验腔体限位盖22通过螺钉固定连接。限位盖轴承座套设于主轴27之上，限位盖轴承座能够使主轴27转动过程中保持稳定，不会发生晃动等现象。

三爪推杆21包括三爪推杆主体211，三爪推杆主体211为圆柱体状结构；三爪推杆主体211的端面上设有均匀分布的三爪推杆支脚212，三爪推杆支脚212呈圆弧状分布，圆弧状的中心位于三爪推杆主体211轴线的延长线上。

在本实施例中，三爪推杆支脚212的数量为三，且均匀分布在三爪推杆主体211的端面上。在实际使用过程中三爪推杆支脚212的数量可以根据需要而定。

试验腔体限位盖22为回转体结构，试验腔体轴承座22上设有试验腔体限位盖孔222，试验腔体限位盖孔222为圆弧状，三爪推杆支脚212穿设于试验腔体限位盖孔222。试验腔体限位盖孔222的数量和形状与三爪推杆支脚212的数量和形状而定，能够让三爪推杆支脚212插入试验腔体限位盖孔222。

试验腔壳体24的两端设有试验腔壳体孔，试验腔壳体孔内安装有温度传感器和油压传感器。试验腔壳体24内填充有液压油，温度传感器和油压传感器能够检测试验腔壳体24内部的温度和液压油的压力，以保证实验的安全。液压油为“15#”航空液压油，温度范围是正常室温到一百三十五摄氏度。

试验腔体第一端盖23和试验腔体第二端盖25对称分布在试验腔壳体24的两端，试验腔体第一端盖23上设有环形状的端盖密封槽231，端盖密封槽231内安装有端盖密封圈232，端盖密封圈232位于端盖密封槽231和试验腔壳体24之间。端盖密封圈232为“O”形密封圈，能够起到良好的密封效果。试验腔体第二端盖25上设有第二端盖密封槽251，第二端盖密封槽251内安装有第二端盖密封圈252，第二端盖密封圈252位于第二端盖密封槽251和试验腔壳体24之间，第二端盖密封槽251与端盖密封槽231结构相同，第二端盖密封圈252与端盖密封圈232结构相同。

试验腔体轴承座22与试验腔体第一端盖23通过螺钉连接，试验腔体轴承座26与试验腔体第二端盖25通过螺钉连接。螺钉连接中所采用的螺钉为内六角螺钉，且环形分布。

试验台底座7上设有支座组件，支座组件与试验台底座7通过螺栓可拆卸连接，支座组件包括轴尾加载力装置支座71、试验腔体支座72、润滑装置支座73、扭矩传感器支座74和伺服电机支座75，轴尾加载力装置1位于轴尾加载力装置支座71上，试验腔体2位于试验腔体支座72上、润滑装置3位于润滑装置支座73上、扭矩传感器4位于扭矩传感器支座74上，伺服电机5位于伺服电机支座75上。

拉压力传感器15与试验腔体2之间还设有连接杆16，拉压力传感器15的端部与轴尾加载力装置1相连，拉压力传感器15的另一端与连接杆16的端部相连，连接杆16的另一端与试验腔体2相连。在本实施例中，连接杆16与三爪推杆21之间还设有钢珠，钢珠能够使轴尾加载力装置1的作用力保持水平，使通过拉力传感器15测得的加载力不会因方向而产生误差。

在本实施例中，润滑装置3、扭矩传感器4、伺服电机5和拉压力传感器15均为现有成熟技术设备，能够产生相同工作效果的现有设备均可采用。

本发明结构简单、便于拆卸，如果需要对其他相似结构机械密封做类似试验，可更改试验密封圈。只需对试验腔体进行更改，可大大减小试验成本。试验腔体2内的介质可以通过液压站对介质进行加压，可以模拟出机械密封在高空中飞行的真实工况，并通过PLC有效进行数据采集，反馈密封工况。使用双机封结构设计，使介质压力作用于主轴上的力方向相反，相互抵消，使试验结果更加精确。现今机械密封的PV值通常采用计算的方式确认，本发明将这一参数作为试验采集目标设计本发明的机械结构，在不影响收集尾部加载力参数同时，从后方穿过轴承座进行静环温度采集。通过伺服电机5变速控制主轴27的转速，可观测机械密封在变速工况下的密封性能影响，从而大大增加了本发明的实用性，模拟试验数据的准确性。PLC为现有的成熟技术可编程逻辑控制器，PV值表示机械密封的工作能力。

本领域的普通技术人员将会意识到，这里所述的实施例是为了帮助读者理解本发明的原理，应被理解为本发明的保护范围并不局限于这样的特别陈述和实施例。本领域的普通技术人员可以根据本发明公开的这些技术启示做出各种不脱离本发明实质的其它各种具体变形和组合，这些变形和组合仍然在本发明的保护范围内。

Claims (8)

1.一种航空泵机械密封试验装置，其特征在于：包括试验台底座(7)，试验台底座(7)上设有依次相连的轴尾加载力装置(1)、试验腔体(2)、润滑装置(3)、扭矩传感器(4)和伺服电机(5)，主轴(27)的端部与伺服电机(5)相连，主轴(27)的另一端依次穿设于扭矩传感器(4)、润滑装置(3)和试验腔体(2)，轴尾加载力装置(1)为主轴(27)的端部提供加载力，润滑装置(3)为主轴(27)的转动提供润滑，扭矩传感器(4)检测主轴(27)的扭矩，伺服电机(5)控制主轴(27)的转速；

所述轴尾加载力装置(1)包括依次相连的加载力机构和拉压力传感器(15)，加载力机构包括依次相连的加载装置螺钉(11)、加载装置端盖(12)、加载装置顶杆支座(13)和加载装置顶杆(14)，加载装置顶杆支座(13)的中部开设有通孔，加载装置顶杆(14)的端部与拉压力传感器(15)相连，加载装置顶杆(14)的另一端穿设于加载装置顶杆支座(13)的内部；加载装置顶杆支座(13)的另一端与加载装置端盖(12)相连，加载装置螺钉(11)向加载装置端盖(12)内部转动过程中，加载装置螺钉(11)给加载装置顶杆(14)施加加载力；

所述试验腔体(2)包括依次相连的三爪推杆(21)、试验腔限位盖(22)、试验腔体第一端盖(23)、试验腔体壳体(24)和试验腔体第二端盖(25)，试验腔壳体(24)内设有机械密封装置，机械密封装置包括依次相连的静环座(241)、静环套(242)、静环(243)和动环(244)，主轴(27)穿设于静环套(242)的内部，静环座(241)与静环套(242)之间设有密封圈(245)和密封弹簧(246)；三爪推杆(21)与静环座(241)的尾部接触，试验腔体第二端盖(25)外部还设有试验腔体轴承座(26)，试验腔体轴承座(26)套设与主轴(27)，试验腔体轴承座(26)与主轴(27)之间设有轴承；试验腔体限位盖(22)上设有试验腔体限位盖孔，试验腔体限位盖孔内穿设有热电偶测温线(221)，热电偶测温线(221)的端部与静环(243)的内圈相连。

2.根据权利要求1所述的一种航空泵机械密封试验装置，其特征在于：所述试验腔壳体(24)的两端设有试验腔壳体孔，试验腔壳体孔内安装有温度传感器和油压传感器。

3.根据权利要求1所述的一种航空泵机械密封试验装置，其特征在于：所述试验腔体第一端盖(23)和试验腔体第二端盖(25)对称分布在试验腔壳体(24)的两端，试验腔体第一端盖(23)上设有环形状的端盖密封槽(231)，端盖密封槽(231)内安装有端盖密封圈(232)，端盖密封圈(232)位于端盖密封槽(231)和试验腔壳体(24)之间，试验腔体第二端盖(25)上设有第二端盖密封槽(251)，第二端盖密封槽(251)内安装有第二端盖密封圈(252)，第二端盖密封圈(252)位于第二端盖密封槽(251)和试验腔壳体(24)之间，第二端盖密封槽(251)与端盖密封槽(231)结构相同，第二端盖密封圈(252)与端盖密封圈(232)结构相同。

4.根据权利要求1所述的一种航空泵机械密封试验装置，其特征在于：所述试验腔体限位盖(22)与试验腔体第一端盖(23)通过螺钉连接，试验腔体轴承座(26)与试验腔体第二端盖(25)通过螺钉连接。

5.根据权利要求1所述的一种航空泵机械密封试验装置，其特征在于：所述三爪推杆(21)包括三爪推杆主体(211)，三爪推杆主体(211)为圆柱体状结构；三爪推杆主体(211)的端面上设有均匀分布的三爪推杆支脚(212)，三爪推杆支脚(212)呈圆弧状分布，圆弧状的中心位于三爪推杆主体(211)轴线的延长线上。

6.根据权利要求5所述的一种航空泵机械密封试验装置，其特征在于：所述试验腔体限位盖(22)为回转体结构，试验腔体限位盖(22)上设有试验腔体限位盖孔(222)，试验腔体限位盖孔(222)为圆弧状，三爪推杆支脚(212)穿设于试验腔体限位盖孔(222)。

7.根据权利要求1所述的一种航空泵机械密封试验装置，其特征在于：所述试验台底座(7)上设有支座组件，支座组件与试验台底座(7)通过螺栓可拆卸连接，支座组件包括轴尾加载力装置支座(71)、试验腔体支座(72)、润滑装置支座(73)、扭矩传感器支座(74)和伺服电机支座(75)，轴尾加载力装置(1)位于轴尾加载力装置支座(71)上，试验腔体(2)位于试验腔体支座(72)上、润滑装置(3)位于润滑装置支座(73)上、扭矩传感器(4)位于扭矩传感器支座(74)上，伺服电机(5)位于伺服电机支座(75)上。

8.根据权利要求1所述的一种航空泵机械密封试验装置，其特征在于：所述拉压力传感器(15)与试验腔体(2)之间还设有连接杆(16)，拉压力传感器(15)的端部与轴尾加载力装置(1)相连，拉压力传感器(15)的另一端与连接杆(16)的端部相连，连接杆(16)的另一端与试验腔体(2)相连。

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