CN111024402A - 一种航空发动机试验台安装系统 - Google Patents

Abstract

一种航空发动机试验台安装系统，包括试验台架，安装在台架上的进气整流罩、试验件安装机构、旋转测量机构、排气管；所述排气管包括排气直管和扩张管，所述进气整流罩内设有进气锥，排气管内设有排气锥；所述进气整流罩内设有气压测量装置，所述旋转测量机构内设有多个气压测量装置；所述安装台架上设有活动连接单元，进气整流罩、试验件安装机构通过活动连接单元运动。该安装系统具有模拟环境真实，测量数据准确的优点。

Description

一种航空发动机试验台安装系统

技术领域

本发明涉及一种航空发动机试验装置，尤其涉及一种能试验航空发动机粒子分离器气动性能和防冰引起流量的试验台安装系统。

背景技术

航空发动机的工作条件非常苛刻，处于高温、高压和高速转动的工作状态，为了提升航空发动机的性能、可靠性以及寿命等，要充分掌握航空发动机在不同工况下的温度、压力、腐蚀、间隙以及应力等情况。为了掌握以上数据，通常需要将航空发动机在试验台上进行试车，包括零部件和系统试验、整机试车等。

粒子分离器是安装在航空发动机入口处的重要部件，防止由于吸入粒子造成发动机部件的损伤、耗油率增加以及发动机寿命降低。为了掌握粒子分离器的技术指标，需要对其总压损失、总压畸变等气动性能，以及防冰引起流量性能进行测试，确定是否符合设计要求。现有的试验装置不能准确的模拟粒子分离器工作环境，存在测试不够准确、测试效率低的缺陷，因此，需要设计一种能准确模拟航空发动机工作时气体流量、压力、温度等状态，能测试航空发动机粒子分离器性能，并且试验件在试验时拆卸、组装方便高效的试验装置。

发明内容

针对现有技术中存在的无法准确模拟航空发动机工作状态，试验件安装、使用不便的问题，本发明提供一种航空发动机试验台安装系统，解决现有试验台存在的测试不够准确，测试效率不高、成本高的问题。

该发明采取的技术方案是：

一种航空发动机试验台安装系统，包括试验台架，安装在台架上的进气整流罩、试验件安装机构、旋转测量机构、排气管；所述排气管包括排气直管和扩张管，所述进气整流罩内设有进气锥，排气管内设有排气锥；所述进气整流罩内设有气压测量装置，所述旋转测量机构内设有多个气压测量装置；所述安装台架上设有活动连接单元，进气整流罩、试验件安装机构通过活动连接单元运动，实现试验件安装机构的拆卸、组合、安装。

进一步地，试验台架包括底座、进气导流罩移动支座、试验件移动支座、排气直管安装座和扩张管安装座，底座固定在试验间的地面上，进气导流罩移动支座和试验件移动支座通过直线导轨和多个滑块与底座连接，可沿试验件轴线方向移动。

进一步地，在进气导流罩移动支座和试验件移动支座之间，以及试验件移动支座与排气直管段安装座之间设置有快速夹钳，分别用于试验件移动支座和进气导流罩移动支座的定位。

进一步地，所述旋转测量机构包括小齿轮、大齿轮、测量圆环，所述小齿轮与大齿轮啮合，大齿轮连接测量圆环，小齿轮在伺服电机驱动下，带动大齿轮转动，大齿轮带动测量圆环转动，所述测量圆环上均布多支多测点总压探针，和多个静压测量孔，测量圆环转动，实现多支探针和静压测量孔360°覆盖整个排气环形通道。

进一步地，所述旋转测量机构上设置3支5测点总压探针，每支探针之间以120°均布，总压探针测点按等截面积进行布置；还设有3个静压测量孔。

进一步地，在进气导流罩上布置有多支总压探针、多个静压测量孔和多支温度传感器，用于测量试验件进口气流总压、静压和温度。

进一步地，所述进气罩为双纽线型面，双纽线型面的公式为L2＝2202*sin (2*a)，a取值范围为0°～45°。

进一步地，所述进气锥为双纽线型面，双纽线型面的公式为L2＝2002*sin (2*a),a取值范围为0°～25°。

进一步地，排气锥的平直段长度不小于5倍流道高度。

与现有技术相比，该发明的有益效果是：

该安装系统的安装架采用移动拼装结构，可以使各部件先安装在支架上，再进行拼装，安装精度高，在更换试验件时，移动支架，即可拆卸试验件，使用方便，拆装效率高。进气整流罩和进气锥采用双纽线结构，气流通过进气整流罩、进气锥、排气锥的引流，气流模拟航空发动机的工作气流更加真实，测试数据更加准确。采用的旋转测量装置设有多个测点，旋转120°即可实现360°测试，测试数据高效准确。

附图说明

图1为试验台安装系统示意图；

图2为进气锥和排气锥组件示意图；

图3为旋转测量机构示意图；

图4为旋转测量机构示意图；

图5为试验件安装机构图；

图6为安装台架结构图；

图7为安装台架结构图；

图8为进气整流罩结构图；

图9为进气整流罩型面图；

图10为进气锥型面图。

具体实施方式

下面结合具体实施例进一步说明本发明。除非特别说明，本发明实施例中采用的原料和方法为本领域常规市购的原料和常规使用的方法。

实施例1

一种航空发动机试验台安装系统。如图1，包括试验台架1，安装在试验台架上1的进气整流罩2、试验件安装机构3、旋转测量机构4、排气管；所述排气管包括排气直管5和扩张管6，所述进气整流罩内设有进气锥7，排气管内设有排气锥8。进气导流罩2、试验件安装机构3、旋转测量机构4、排气直管5 和扩张段6依次连接形成圆形管状，进气锥组件7和排气锥组件8设置在管内。

如图6、7所示，试验台架包括底座11、进气导流罩移动支座12、试验件移动支座13、排气直管段安装座14和扩张段安装座15等，是试验件、试验件转接段、旋转测量装置的安装基础，主体部分由碳钢型材焊接而成，表面进行喷塑处理。底座11通过地脚螺栓固定在试验间的地面上。进气导流罩移动支座 12和试验件移动支座13通过两个直线导轨16和四个滑块17与底座11连接，可沿试验件轴线方向移动。排气直管段安装座14和扩张段安装座15与底座之间为固定安装。在进气导流罩移动支座和试验件移动支座之间，以及试验件移动支座与排气直管段安装座之间设置有快速夹钳18，分别用于试验件移动支座和进气导流罩移动支座的定位。

如图8所示，进气导流罩2主体采用铝合金制作，流道型面为双纽线，其中双纽线型面的公式为L2＝2202*sin(2*a),其中a取值范围(0-45)°。在进气导流罩上布置有4支3点总压探针23、4个静压测量孔11和6支温度传感器 21，用于测量试验件进口气流总压、静压和温度。在进行试验时，导流罩与试验件采用快卸环进行连接，导流罩以悬臂状态由试验件支撑，导流罩没有支座的支撑力作用，气流的运动更加接近真实发动机进气口工作状态。没有试验件时，导流罩放置在进气导流罩移动支座12上，可随支座12前后移动，为试验件上下台提供操作空间。

如图2，进气锥组件7和排气锥组件8主体均为铝合金材质。进气锥组件7 包括进气锥、进气锥安装座、进气锥拉杆。排气锥组件8包括排气锥、拉板和排气锥拉杆，尾椎平直段长度不小于5倍流道高度。进气锥为双纽线型面，其中双纽线型面的公式为L2＝2002*sin(2*a)，其中a取值范围(0-25)°

如图3，排气直管5、旋转测量机构4、排气锥组件8组成具有一定长度的环形排气通道，使试验件出口流场更加稳定，便于排气流场的压力测量排气直管段避免气流进入和排出试验件时产生气流分离。扩张段用于将流道直径从 198mm左右以7°的扩张角扩大至414mm，以降低空气流速，减小沿程流阻，这样的扩张角可以使气流顺利排出试验件安装系统，避免形成气体涡流。

如图5，试验件安装机构3内安装试验件10，包括可调立柱31、支撑臂32、安装节33等部件。支撑臂32通过销子安装在可调立柱31上，两个支撑臂之间安装有滑动销，这种机构能够保证左右两个支撑臂上部的安装接口可以对称移动，保证试验件在安装时与旋转测量机构之间的左右偏差在允许范围内，方便试验件的上台安装。

如图3、4所示，旋转测量装置4用于测量试验件主气流出口的总压、静压分布，其结构包括机械和控制两部分：机械部分主要由伺服电机、小齿轮41、大齿轮42、测量圆环43以及前后转接段45和桥架组成；控制部分包括PLC(与电气系统共用)、伺服控制器等设备。旋转测量机构的工作原理：小齿轮由伺服电机驱动带动大齿轮旋转，大齿轮带动测量圆环旋转。在测量圆环上安装有3 支5测点总压探针154，每支探针之间以120°均布，另外还布置有3个静压测量孔，总计18个测量压力测量通道，测量系统预留3个总压测量通道和1个静压测量通道。总压探针测点按等截面积进行布置。测量圆环旋转角度为120℃，实现3支探针和3个静压测量孔可360°覆盖整个排气环形通道。驱动电机配置编码器的分辨率为1024，大小齿轮传动比为9，测量角度的分辨率为0.04°，控制精度0.1°。旋转测量机构的测量圆环与前后转接段之间采用聚四氟乙烯材质作为滑槽，采用O型圈进行密封。前后转接段与试验件、排气直管段之间采用O型圈进行密封。控制部分包括PLC、伺服控制器、伺服电机等设备，为优化电气控制系统的结构，提高试验器的电磁兼容性，伺服控制器选用西门子总线控制型，安装于交流控制柜，通过以太网通讯由PLC控制柜内的S7-1500型 PLC统一控制。

该试验件安装系统用于航空发动机零部件气动性能试验。工作时，将试验件安装在试验件安装机构上，气流从进气整流罩就进入，经过试验件、旋转测量装置、排气管道后排出。进气整流罩上测试进气的气流参数，旋转测量装置测试经过试验件后的气流参数，将两者参数通过公式计算后即可得出总压损失σ和总压畸变指数DC₆₀等，进而得出是否符合设计要求。本发明主要用于试验件参数测量时的安装，具体的总压损失σ和总压畸变指数DC₆₀等指标采用现有的计算系统即可得出。

显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明权利要求的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种航空发动机试验台安装系统，其特征在于，包括试验台架，安装在试验台架上的进气整流罩、试验件安装机构、旋转测量机构、排气管；所述排气管包括排气直管和扩张管，所述进气整流罩内设有进气锥，排气管内设有排气锥；所述进气整流罩内设有气压测量装置，所述旋转测量机构内设有多个气压测量装置；所述安装台架上设有活动连接单元，进气整流罩、试验件安装机构通过活动连接单元拆装。

2.根据权利要求1所述航空发动机试验台安装系统，其特征在于，试验台架包括底座、进气导流罩移动支座、试验件移动支座、排气直管安装座和扩张管安装座，底座固定在试验间的地面上，进气导流罩移动支座和试验件移动支座通过直线导轨和多个滑块与底座连接，可沿试验件轴线方向移动。

3.根据权利要求2所述航空发动机试验台安装系统，其特征在于，在进气导流罩移动支座和试验件移动支座之间，以及试验件移动支座与排气直管段安装座之间设置有快速夹钳，分别用于试验件移动支座和进气导流罩移动支座的定位。

4.根据权利要求1所述航空发动机试验台安装系统，其特征在于，所述旋转测量机构包括小齿轮、大齿轮、测量圆环，所述小齿轮与大齿轮啮合，大齿轮连接测量圆环，小齿轮在伺服电机驱动下，带动大齿轮转动，大齿轮带动测量圆环转动，所述测量圆环上均布多支多测点总压探针，和多个静压测量孔，测量圆环转动，实现多支探针和静压测量孔360°覆盖整个排气环形通道。

5.根据权利要求4所述航空发动机试验台安装系统，其特征在于，所述旋转测量机构上设置3支5测点总压探针，每支探针之间以120°均布，总压探针测点按等截面积进行布置；还设有3个静压测量孔。

6.根据权利要求1所述航空发动机试验台安装系统，其特征在于，在进气导流罩上布置有多支总压探针、多个静压测量孔和多支温度传感器，用于测量试验件进口气流总压、静压和温度。

7.根据权利要求1所述航空发动机试验台安装系统，其特征在于，所述进气罩为双纽线型面，双纽线型面的公式为L2=2202*sin（2*a），a取值范围为0°~25°。

8.根据权利要求1所述航空发动机试验台安装系统，其特征在于，所述进气锥为双纽线型面，双纽线型面的公式为L2=2002*sin（2*a）,a取值范围为0°~25°。

9.根据权利要求1所述航空发动机试验台安装系统，其特征在于，排气锥的平直段长度不小于5倍流道高度。

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