CN109632276B - 一种减涡器试验装置 - Google Patents

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CN109632276B CN201811538088.7A CN201811538088A CN109632276B CN 109632276 B CN109632276 B CN 109632276B CN 201811538088 A CN201811538088 A CN 201811538088A CN 109632276 B CN109632276 B CN 109632276B
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Abstract

本申请属于减涡器试验设计技术领域，具体涉及一种减涡器试验装置，其为减涡器的专用试验装置，其能够模拟减涡器的工作状态，可避免减涡器直接在整机上进行性能试验，以降低试验的安全风险，防止试验中减涡器出现故障对大量零件产生二次损伤，且其设置引线孔将测试引线自进气腔中引出后与引电器连接，可准确的对减涡器的引气效率进行测量；此外，该减涡器试验装置不存在重量指标的限制，且对减涡器故障具有极大的包容性，不会进一步损伤实验台及辅助相关实验设备。

Description

一种减涡器试验装置
技术领域
本申请属于减涡器试验设计技术领域，具体涉及一种减涡器试验装置。
背景技术
航空发动机工作时，多通过引气结构自压气机转子上引气以供其他部件进行封严或冷却，在实际应用中多在引气结构中设置减涡器，以降低引气的损失。新设计的减涡器在应用前需进行性能试验，当前新设计减涡器的性能试验多设计在整机上进行，该种技术方案存在以下缺陷：
(1)新设计的减涡器在未进行部件可靠性试验的情况下，直接上整机存在较大，且难以预知的安全风险；
(2)测试引线困难，难以准确获取减涡器准确的引气效率；
(3)试验中减涡器出现故障，使大量零件产生二次损伤
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本申请的目的是提供一种减涡器试验装置，以克服或减轻至少上述一方面的缺陷。
本申请的技术方案是：
一种减涡器试验装置，包括：
进气外机匣；
进气内机匣，设置在进气外机匣内侧，与进气外机匣之间形成环形外进气道D，环形外进气道进气端用于与气源连通；
前支撑部件，具有前连接部位以及前支撑部位，其中，前支撑部位位于进气内机匣内侧，前连接部位贯穿进气内机匣与进气外机匣连接；
减涡器外机匣，一端与进气外机匣出口端连接，其上开设有排气孔；
减涡器内机匣，设置在减涡器外机匣内侧，其一端与进气内机匣出口端连接；减涡器外机匣与减涡器内机匣之间形成环形内进气道E；环形外进气道D出气端与环形内进气道E进气端连通；
前位环，设置在减涡器外机匣内侧，其外环与减涡器外机匣连接，其内环设置有前位封严蜂窝；前位环壁面开设有进气孔；减涡器内机匣另一端与前位环壁面连接；
后位环，设置在减涡器外机匣内侧，位于前位环远离减涡器内机匣的一侧，其内环设置有后位封严蜂窝；
前篦齿盘，设置在前位环内侧，其上篦齿与前位封严蜂窝配合设置；
后篦齿盘，设置在后位环内侧，其上篦齿与后位封严蜂窝配合设置；
连接环，设置在前篦齿盘与后篦齿盘之间，其一侧与前篦齿盘连接，另一侧与后篦齿盘连接；连接环上开设有连通孔；减涡器外机匣、前位环、后位环、前篦齿盘、后篦齿盘、连接环之间形成环形进气腔A，环形内进气道E出气端与环形进气腔A通过连通孔连通；
前轴颈，一端与前篦齿盘连接，另一端与前支撑部位滑动连接；
后机匣；
第一支撑件，一端与后机匣连接，另一端与减涡器外机匣另一端连接；
第二支撑件，设置在第一支撑件内侧，一端与后机匣连接；
挡环，其外环与第一支撑件靠近减涡器外机匣一端连接，其内环与第二支撑件的另一端连接；
封严环，其外环与挡环的内环连接，其内环上设置有内环封严蜂窝；
后支撑组件，包括后支撑部件、传动件；后支撑部件具有支撑部位以及后连接部位，其中，后支撑部位位于第一支撑件内侧且与挡环连接，后连接部位与后机匣连接；传动件贯穿后支撑部位，且与后支撑部位滑动连接，其一端设置有与内环封严蜂窝配合设置的篦齿；
传动轴，其一端与传动件另一端连接，另一端用于与动力装置连接；
后轴颈，贯穿后篦齿盘设置，其一端与前篦齿盘连接，另一端与传动件远离传动轴的一端连接；后轴颈上开设有引线孔；其中，连接环、前篦齿盘、后篦齿盘与后轴颈之间形成环形减涡腔B；引线孔与减涡腔B连通，用以将测试引线引出；减涡器外机匣、后位环、后篦齿盘、挡环、封严环、与后轴颈之间形成环形排气腔C；后轴颈与后篦齿盘之间具有连通缝隙，连通缝隙连通减涡腔B与排气腔C；排气腔C通过排气孔与外界连通；
引电器，与测试引线连接，用以将测试引线传输的测试信号输出至外部限号采集装置；
减涡器，设置在减涡腔中，与前篦齿盘或后篦齿盘连接。
根据本申请的至少一个实施例，还包括滚珠轴承，设置在前支撑部件的前支撑部位与前轴颈之间。
根据本申请的至少一个实施例，还包括棍棒轴承，设置在后支撑部件的后支撑部位与传动件之间。
根据本申请的至少一个实施例，还包括轴向拉杆，贯穿传动轴设置，且能够沿传动轴轴向运动；轴向拉杆一端与传动件连接。
根据本申请的至少一个实施例，引电器与前轴颈远离前篦齿盘的一端连接；
自引线孔引出的测试引线依次沿后轴颈壁面、前篦齿盘壁面、前轴颈延伸设置。
根据本申请的至少一个实施例，前篦齿盘的直径小于后篦齿盘的直径。
根据本申请的至少一个实施例，前篦齿盘上的篦齿向环形进气腔A方向倾斜；
后篦齿盘上的篦齿向环形进气腔A方向倾斜。
根据本申请的至少一个实施例，前位环与减涡器外机匣焊接连接，且焊缝距减涡器外机匣壁面的距离为N；
后位环与减涡器外机匣焊接连接，且焊缝距减涡器外机匣壁面的距离为N；
其中，N位于5mm-15mm之间。
根据本申请的至少一个实施例，减涡器内机匣与前位环焊接连接，且焊缝距前位环壁面的距离为M；
其中，M位于5mm-15mm之间。
根据本申请的至少一个实施例，后轴颈与前篦齿盘焊接连接，且焊缝距前篦齿盘壁面的距离为L；
其中，L位于5mm-15mm之间。
本申请至少存在以下有益技术效果：提供了一种减涡器试验装置，其为减涡器的专用试验装置，其能够模拟减涡器的工作状态，可避免减涡器直接在整机上进行性能试验，以降低试验的安全风险，防止试验中减涡器出现故障对大量零件产生二次损伤，且其设置引线孔将测试引线自进气腔中引出后与引电器连接，可准确的对减涡器的引气效率进行测量；此外，该减涡器试验装置不存在重量指标的限制，且对减涡器故障具有极大的包容性，不会进一步损伤实验台及辅助相关实验设备。
附图说明
图1是本申请实施例提供的减涡器试验装置的结构示意图；
图2是本申请实施例提供的减涡器试验装置的部分结构示意图；
图3是本申请实施例提供的减涡器试验装置的部分结构示意图；
图4是本申请实施例提供的减涡器试验装置的部分结构示意图；
其中：
1-进气外机匣；2-引电器；3-前支撑部件；4-前轴颈；5-前篦齿盘；6-减涡器；7-后篦齿盘；8-后支撑组件；9-轴向力拉杆；10-传动轴； 11-后机匣；12-进气内机匣；13-减涡器外机匣；14-减涡器内机匣；15- 前位环；16-后位环；17-测试引线；18-后轴颈；19-挡环；20-第一支撑件； 21-第二支撑件；22-封严环；23-连接环；24-传动件；
A-环形进气腔；B-环形减涡腔；C-环形排气腔；D-环形外进气道；E-环形内进气道。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关申请，而非对该申请的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。
需要说明的是，在本申请的描述中，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方向或位置关系的术语是基于附图所示的方向或位置关系，这仅仅是为了便于描述，而不是指示或暗示所述装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
此外，还需要说明的是，在本申请的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域技术人员而言，可根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。
下面结合附图1至图4对本申请做进一步详细说明。
一种减涡器试验装置，包括：
进气外机匣1；
进气内机匣12，设置在进气外机匣1内侧，与进气外机匣1 之间形成环形外进气道D，环形外进气道进气端用于与气源连通；
前支撑部件3，具有前连接部位以及前支撑部位，其中，前支撑部位位于进气内机匣12内侧，前连接部位贯穿进气内机匣12与进气外机匣1连接；
减涡器外机匣13，一端与进气外机匣1出口端连接，其上开设有排气孔；
减涡器内机匣14，设置在减涡器外机匣13内侧，其一端与进气内机匣12出口端连接；减涡器外机匣13与减涡器内机匣14之间形成环形内进气道E；环形外进气道D出气端与环形内进气道E进气端连通；
前位环15，设置在减涡器外机匣13内侧，其外环与减涡器外机匣13连接，其内环设置有前位封严蜂窝；前位环15壁面开设有进气孔；减涡器内机匣14另一端与前位环15壁面连接；
后位环16，设置在减涡器外机匣13内侧，位于前位环15远离减涡器内机匣14的一侧，其内环设置有后位封严蜂窝；
前篦齿盘5，设置在前位环15内侧，其上篦齿与前位封严蜂窝配合设置；
后篦齿盘7，设置在后位环16内侧，其上篦齿与后位封严蜂窝配合设置；
连接环23，设置在前篦齿盘5与后篦齿盘7之间，其一侧与前篦齿盘5连接，另一侧与后篦齿盘7连接；连接环23上开设有连通孔；减涡器外机匣13、前位环15、后位环16、前篦齿盘5、后篦齿盘7、连接环23之间形成环形进气腔A，环形内进气道E出气端与环形进气腔A通过连通孔连通；
前轴颈4，一端与前篦齿盘5连接，另一端与前支撑部位滑动连接；
后机匣11；
第一支撑件21，一端与后机匣11连接，另一端与减涡器外机匣13另一端连接；
第二支撑件20，设置在第一支撑件21内侧，一端与后机匣11 连接；
挡环19，其外环与第一支撑件21靠近减涡器外机匣13一端连接，其内环与第二支撑件20的另一端连接；
封严环22，其外环与挡环19的内环连接，其内环上设置有内环封严蜂窝；
后支撑组件8，包括后支撑部件、传动件24；后支撑部件具有后支撑部位以及连接部位，其中，后支撑部位位于第一支撑件21内侧且与挡环19连接，后连接部位与后机匣11连接；传动件24贯穿后支撑部位，且与后支撑部位滑动连接，其一端设置有与内环封严蜂窝配合设置的篦齿；
传动轴10，其一端与传动件24另一端连接，另一端用于与动力装置连接；
后轴颈18，贯穿后篦齿盘7设置，其一端与前篦齿盘5连接，另一端与传动件24远离传动轴10的一端连接；后轴颈18上开设有引线孔；其中，连接环23、前篦齿盘5、后篦齿盘7与后轴颈18之间形成环形减涡腔B；引线孔与减涡腔B连通，用以将测试引线17引出；减涡器外机匣13、后位环16、后篦齿盘7、挡环19、封严环22、与后轴颈18 之间形成环形排气腔C；后轴颈18与后篦齿盘7之间具有连通缝隙，连通缝隙连通减涡腔B与排气腔C；排气腔C通过排气孔与外界连通；
引电器2，与测试引线17连接，用以将测试引线17传输的测试信号输出至外部限号采集装置；
减涡器6，设置在减涡腔B中，与前篦齿盘5或后篦齿盘7 连接。
对于上述减涡器试验装置，本领域技术人员容易理解的是，其中传动轴10、传动件24、后轴颈18、前篦齿盘5、连接环23、减涡器6、后篦齿盘7以及前轴颈5构成该减涡器试验装置的转子部分，其工作时，减涡器试验装置转子部分在与传动轴10相连的动力装置的驱动下转动。
本领域技术人员还容易理解的是，上述减涡器试验装置，前支撑部件及后支撑部件为转子部分提供支撑，在工作时，气体自环形外进气道D的进口端进入环形外进气道D，其后依次流经环形内进气道E、进气孔、环形进气腔A、连通孔、环形减涡腔B、连通缝隙、环形排气腔 C、排气孔，其中，气体自连通孔流入环形减涡腔B，其后进入减涡器6 进口端，自减涡器的出口端流出，其后经连通缝隙流入环形排气腔C。
上述减涡器试验装置，工作时模拟减涡器的工作条件极其工作状态，且设置与减涡腔B连通的引线孔，将测试引线17自减涡腔B引出，并将测试引线17与引电器2连接，实现对减涡器6引气效率的实时检测、传输。
在一些可选的实施例中，还包括滚珠轴承，设置在前支撑部件 3的前支撑部位与前轴颈之间。
在一些可选的实施例中，还包括棍棒轴承，设置在后支撑部件的后支撑部位与传动件24之间。
在一些可选的实施例中，还包括轴向拉杆9，贯穿传动轴10 设置，且能够沿传动轴10轴向运动；轴向拉杆9一端与传动件24连接。可通过轴向拉杆调节该装置的轴向力，以避免轴承轻载打滑。
在一些可选的实施例中，引电器2与前轴颈4远离篦齿盘5 的一端连接；自引线孔引出的测试引线17依次沿后轴颈18壁面、前篦齿盘5壁面、前轴颈4延伸设置。
在一些可选的实施例中，前篦齿盘5的直径小于后篦齿盘7 的直径，以在强压的作用下使后篦齿盘7保持向后的轴向力。
在一些可选的实施例中，前篦齿盘5上的篦齿向环形进气腔A 方向倾斜；后篦齿盘7上的篦齿向环形进气腔A方向倾斜，以提高前篦齿盘5与后篦齿盘7的封严效果。
在一些可选的实施例中，前位环15与减涡器外机匣13焊接连接，且焊缝距减涡器外机匣13壁面的距离为N；后位环16与减涡器外机匣13焊接连接，且焊缝距减涡器外机匣13壁面的距离为N；其中，N 位于5mm-15mm之间，以保证焊缝远离应力集中区，及保证较小毛料尺寸，降低锻件加工难度，节省材料降低成本。
在一些可选的实施例中，减涡器内机匣14与前位环15焊接连接，且焊缝距前位环15 壁面的距离为M；其中，M位于5mm-15mm之间。
在一些可选的实施例中，后轴颈18与前篦齿盘5焊接连接，且焊缝距前篦齿盘5壁面的距离为L；其中，L位于5mm-15mm之间。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，但是，本领域技术人员容易理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式。在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种减涡器试验装置，其特征在于，包括：
进气外机匣(1)；
进气内机匣(12)，设置在所述进气外机匣(1)内侧，与所述进气外机匣(1)之间形成环形外进气道(D)，所述环形外进气道进气端用于与气源连通；
前支撑部件(3)，具有前连接部位以及前支撑部位，其中，所述前支撑部位位于所述进气内机匣(12)内侧，所述前连接部位贯穿所述进气内机匣(12)与所述进气外机匣(1)连接；
减涡器外机匣(13)，一端与所述进气外机匣(1)出口端连接，其上开设有排气孔；
减涡器内机匣(14)，设置在所述减涡器外机匣(13)内侧，其一端与所述进气内机匣(12)出口端连接；所述减涡器外机匣(13)与所述减涡器内机匣(14)之间形成环形内进气道(E)；所述环形外进气道(D)出气端与所述环形内进气道(E)进气端连通；
前位环(15)，设置在所述减涡器外机匣(13)内侧，其外环与所述减涡器外机匣(13)连接，其内环设置有前位封严蜂窝；所述前位环(15)壁面开设有进气孔；所述减涡器内机匣(14)另一端与所述前位环(15)壁面连接；
后位环(16)，设置在所述减涡器外机匣(13)内侧，位于所述前位环(15)远离所述减涡器内机匣(14)的一侧，其内环设置有后位封严蜂窝；
前篦齿盘(5)，设置在所述前位环(15)内侧，其上篦齿与所述前位封严蜂窝配合设置；
后篦齿盘(7)，设置在所述后位环(16)内侧，其上篦齿与所述后位封严蜂窝配合设置；
连接环(23)，设置在所述前篦齿盘(5)与所述后篦齿盘(7)之间，其一侧与所述前篦齿盘(5)连接，另一侧与所述后篦齿盘(7)连接；所述连接环(23)上开设有连通孔；所述减涡器外机匣(13)、所述前位环(15)、所述后位环(16)、所述前篦齿盘(5)、所述后篦齿盘(7)、所述连接环(23)之间形成环形进气腔(A)，所述环形内进气道(E)出气端与所述环形进气腔(A)通过所述连通孔连通；
前轴颈(4)，一端与所述前篦齿盘(5)连接，另一端与所述前支撑部位滑动连接；
后机匣(11)；
第一支撑件(21)，一端与所述后机匣(11)连接，另一端与所述减涡器外机匣(13)另一端连接；
第二支撑件(20)，设置在所述第一支撑件(21)内侧，一端与所述后机匣(11)连接；
挡环(19)，其外环与所述第一支撑件(21)靠近所述减涡器外机匣(13)一端连接，其内环与所述第二支撑件(20)的另一端连接；
封严环(22)，其外环与所述挡环(19)的内环连接，其内环上设置有内环封严蜂窝；
后支撑组件(8)，包括后支撑部件、传动件(24)；所述后支撑部件具有后支撑部位以及后连接部位，其中，所述后支撑部位位于所述第一支撑件(21)内侧且与所述挡环(19)连接，所述后连接部位与所述后机匣(11)连接；所述传动件(24)贯穿所述后支撑部位，且与所述后支撑部位滑动连接，其一端设置有与所述内环封严蜂窝配合设置的篦齿；
传动轴(10)，其一端与所述传动件(24)另一端连接，另一端用于与动力装置连接；
后轴颈(18)，贯穿所述后篦齿盘(7)设置，其一端与所述前篦齿盘(5)连接，另一端与所述传动件(24)远离所述传动轴(10)的一端连接；所述后轴颈(18)上开设有引线孔；其中，所述连接环(23)、所述前篦齿盘(5)、所述后篦齿盘(7)与所述后轴颈(18)之间形成环形减涡腔(B)；所述引线孔与所述减涡腔(B)连通，用以将测试引线(17)引出；所述减涡器外机匣(13)、所述后位环(16)、所述后篦齿盘(7)、所述挡环(19)、所述封严环(22)以及所述后轴颈(18)之间形成环形排气腔(C)；所述后轴颈(18)与所述后篦齿盘(7)之间具有连通缝隙，所述连通缝隙连通所述减涡腔(B)与所述排气腔(C)；所述排气腔(C)通过所述减涡器外机匣(13)上的排气孔与外界连通；
引电器(2)，与所述测试引线(17)连接，用以将测试引线(17)传输的测试信号输出至外部限号采集装置；
减涡器(6)，设置在所述减涡腔(B)中，与所述前篦齿盘(5)或所述后篦齿盘(7)连接。
2.根据权利要求1所述的减涡器试验装置，其特征在于，
还包括滚珠轴承，设置在所述前支撑部件(3)的所述前支撑部位与所述前轴颈之间。
3.根据权利要求1所述的减涡器试验装置，其特征在于，
还包括棍棒轴承，设置在所述后支撑部件的所述后支撑部位与所述传动件(24)之间。
4.根据权利要求1所述的减涡器试验装置，其特征在于，
还包括轴向拉杆(9)，贯穿所述传动轴(10)设置，且能够沿所述传动轴(10)轴向运动；所述轴向拉杆(9)一端与所述传动件(24)连接。
5.根据权利要求1所述的减涡器试验装置，其特征在于，
所述引电器(2)与所述前轴颈(4)远离所述前篦齿盘的一端连接；
自所述引线孔引出的测试引线(17)依次沿所述后轴颈(18)壁面、所述前篦齿盘(5)壁面、所述前轴颈(4)延伸设置。
6.根据权利要求1所述的减涡器试验装置，其特征在于，
所述前篦齿盘(5)的直径小于所述后篦齿盘(7)的直径。
7.根据权利要求1所述的减涡器试验装置，其特征在于，
所述前篦齿盘(5)上的篦齿向所述环形进气腔(A)方向倾斜；
所述后篦齿盘(7)上的篦齿向所述环形进气腔(A)方向倾斜。
8.根据权利要求1所述的减涡器试验装置，其特征在于，
所述前位环(15)与所述减涡器外机匣(13)焊接连接，且焊缝距所述减涡器外机匣(13)壁面的距离为N；
所述后位环(16)与所述减涡器外机匣(13)焊接连接，且焊缝距所述减涡器外机匣(13)壁面的距离为N；
其中，N位于5mm-15mm之间。
9.根据权利要求1所述的减涡器试验装置，其特征在于，
所述减涡器内机匣(14)与所述前位环(15)焊接连接，且焊缝距所述前位环(15 )壁面的距离为M；
其中，M位于5mm-15mm之间。
10.根据权利要求1所述的减涡器试验装置，其特征在于，
所述后轴颈(18)与所述前篦齿盘(5)焊接连接，且焊缝距所述前篦齿盘(5)壁面的距离为L；
其中，L位于5mm-15mm之间。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1195153C (zh) * 2003-05-21 2005-03-30 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种轴流风机
US7270214B1 (en) * 2004-06-16 2007-09-18 Westerngeco L.L.C. Method and apparatus for reducing and extracting wing-tip vortex energy
CN203685310U (zh) * 2013-12-11 2014-07-02 中航商用航空发动机有限责任公司 减涡器引气结构
CN205015110U (zh) * 2015-04-30 2016-02-03 中国航空动力机械研究所 航空发动机的压气机叶片动应力测量安装装置
CN105484871B (zh) * 2015-11-23 2017-05-24 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种利用退役涡扇发动机改制车载燃气轮机

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