CN111044296B - 一种航空发动机零部件综合试验台、试验方法 - Google Patents

Abstract

一种航空发动机零部件综合试验台，包括试验件安装系统，主气流管路系统、防冰引起流量系统；试验件安装系统包括顺次连接的环形直管段、试验件安装机构、旋转测量机构、排气直管段和扩张段，环形直管段包括进气整流罩和设置在内部的进气锥构成，所述进气整流罩上设有压力测试装置；试验件安装机构用于安装试验件；旋转测量机构和排气直管段依次连接形成直管，内部安装排气锥组件，所述旋转测量机构上设有总压探针和静压测量孔；所述排气直管段后部连接扩张段；主气流管路系统连接在试验件安装系统后端，用于从试验件抽取空气；防冰引气流量系统通过防冰引气接口连接在试验件安装系统。该试验台一个可以满足两个试验项目，具有成本低，测试精度高的优点。

Description

一种航空发动机零部件综合试验台、试验方法

技术领域

本发明涉及一种航空发动机部件的试验系统，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。

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；而且每一种性能测试需要建造一台试验台，存在成本高的缺陷。

发明内容

本发明提供一种航空发动机试验件气动性能和防冰引起流量的综合试验台，在一个试验台上能测试气动性能和防冰引起流量，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：

一种航空发动机零部件综合试验台，包括试验件安装系统，主气流管路系统、防冰引起流量试验系统；所述试验件安装系统包括顺次连接的环形直管段、试验件安装机构、旋转测量机构、排气直管段和扩张段，所述环形直管段包括进气整流罩和设置在内部的进气锥构成，所述近期整流罩上设有压力测试装置；所述试验件安装机构用于安装试验件；所述旋转测量机构和排气直管段依次连接形成直管，内部安装排气锥组件，所述旋转测量机构上设有总压探针和静压测量孔；所述排气直管段后部连接扩张段；所述主气流管路系统连接在试验件安装系统后端，用于从试验件抽取空气，包括主气流管道和抽风机；所述防冰引起流量试验系统通过防冰引气接口连接在试验件安装系统。

进一步地，所述试验台布置在试验台厂房内，厂房包括试验间，用于布置试验件安装系统、主气流管路系统、压缩空气气源系统的部分管路；操作间用于布置操纵台、测试设备、监控设备；电气间用于布置动力柜；空压机厂房，用于安装空压机、吸附式干燥机、空气过滤器等设备；水泵房，用于安装冷却水循环水泵、阀门、过滤器。

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，所述主气流管路有管道和所述管道上设置的流量计、调节阀、整流器及附件构成，主气流管道端部连接风机，所述风机为离心风机。

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，所述离心风机口部设有排气消声器。

进一步地，所述离心风机还连接有冷却水泵和冷却风机，冷却水泵为离心风机的轴承座提供冷却水，冷却风机为离心风机提供冷却气流。

进一步地，所述防冰引起流量试验系统与试验件安装机构的防冰引气管接口连接，包括通过管路连接的压缩机、储气罐、空气干燥机、过滤器、流量计。

进一步地，所述过滤器为水气分离器、除尘过滤器和精密过滤器。

进一步地，所述管路上还设有调节阀和截止阀。

进一步地，本发明还提供了一种试验件的试验方法，具体为：

采用上述的试验台进行试验，进行试验件气动性能测量试验时，关闭防冰引气管接口，环境空气经进气道进入试验件，经过主气流管道排出，测量试验件进口压力和出口压力计算气动性能；

进行试验件防冰引气流量试验时，开通主气流管道，关闭主气流管道压缩机，压缩空气由空压机供应，压缩空气经储气罐、气水分离器、干燥器和空气过滤器后进入试验间，测量在不同压力下流经试验件防冰通道内的空气流量，判断规定压力下防冰引气流量是否符合。

与现有技术相比，该发明的有益效果是：

该试验台模拟了航空发动机粒子分离器真实的工作状态和空气压力、温度等工作环境，测试数据与真实工作环境相似，数据准确；采用压缩机提供高温高压的清洁空气，在调节阀调节下，模拟两种气压状态，能够准确、真实的反映航空发动机飞行状态下的气流、气压和温度，测试的结果能够准确反映试验件是否达到飞行设计要求，且结构简单、实现工艺难度低；采用试验件安装系统，模拟的空气流量与航空发动机涡轮机匣工作压力相同，旋转测量机构设置的多点测量和工作方式，测量效率高、数据准确；该试验台同时可以满足空气流量试验和防冰引起流量试验，成本低。

附图说明

图1为试验件启动性能试验装置结构图；

图2为试验台厂房布置图；

图3为试验件安装系统图；

图4为进气锥和排气锥位置关系图；

图5为旋转测量机构图；

图6为试验件安装机构图；

图7为排气消声器结构图。

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

一种试验件气动性能试验装置，如图1所示，包括试验件安装系统1，主气流管路系统2，防冰引起流量系统3。

如图3所示，试验件安装系统包括试验件安装机构12、进气导流罩11、进气锥组件13、排气锥组件14、排气直管16、旋转测量机构15和扩张段17，以及安装上述部件的安装支座18。进气导流罩、试验件安装机构12、旋转测量机构15、排气直管16和扩张段17依次连接形成圆形管状，进气锥组件13和排气锥组件14设置在管内。其前部的整流罩11和进气锥组件13形成一个环形直管段；后部排气锥组件14与旋转测量机构15、排气直管16形成一个直管段，避免气流进入和排出试验件时产生气流分离，旋转测量机构和排气直管段连接形成圆管，排气锥组件设置在圆管内。

进气导流罩11主体采用铝合金制作，流道型面为双扭线，在进气导流罩上布置有4支3点总压探针、4个静压测量孔和6支温度传感器，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。没有试验件时，导流罩放置在进气导流罩移动支座上，可随支座18前后移动，为试验件上下台提供操作空间。

如图4，进气锥组件13和排气锥组件14主体均为铝合金材质。进气锥组件13包括进气锥、进气锥安装座、进气锥拉杆。排气锥组件14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。

如图3，排气直管16、旋转测量机构15、排气锥组件14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。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。

如图6，试验件安装机构12包括可调立柱121、支撑臂122、安装节123等部件。支撑臂122通过销子安装在可调立柱121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。

旋转测量装置15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151、大齿轮152、测量圆环153以及前后转接段155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。

主气流管路系统2一端安装在试验件安装系统后部，另一端连接离心风机26。离心风机的作用是从试验件抽取空气模拟其工作状态，对抽气流量进行调节，并将气流导出。主气流管路系统包括流量计Q1、调节阀KD1、调节阀KD2、整流器、管路及附件，在主气流管路的排气口安装有消声器24。离心风机选由变频电机、轴承座、叶轮和蜗壳等组成。风机采用分体式设计，电机、轴承座、蜗壳分别安装在同一个基础上。轴承座采用水冷形式，用于轴承降温。离心风机出口方向可根据安装现场情况进行方向调整。

冷却系统包括冷却水系统和冷却风机。冷却水系统用于为离心风机的轴承座提供冷却水，降低轴承座温度。冷却水系统由水池、水泵、水滤、阀门、压力表、压力变送器、管路及附件组成。水泵抽取水池中自来水通过管道输送至离心风机轴承座，水泵上端和靠近离心风机轴承座上端均安装水滤，保证进入轴承座冷却水的清洁度。只有在冷却水泵、冷却风机正常工作后，离心风机才允许启动，因此，冷却水泵、冷却风机、离心风机采用一键启/停方式，即同时启动工作，确保设备运行安全。

排气消声器24设置在离心风机出风口处，采用整体式排气消声器。如图6所示，整体式排气消声器是内衬吸声材料的承力外筒体241，内部中轴加设导弹外形的吸声芯圆柱242构成，吸声芯柱体内部填充的优质硅酸铝棉或岩棉，棉外包裹优质硅氧布，表面护面板为微穿孔版。吸声柱体与外筒体之间为气流通道，柱体的端头用矩形管钢骨架与外筒体可膨胀连接进行支撑。

防冰引起流量系统3是一套压缩空气气源系统，通过防冰引气接口连接在试验件安装机构上，与试验件连接。包括依次在管道上连接的空压机、储气罐、微油雾过滤器、空气干燥器、除尘过滤器、紧密过滤器，管道上还连接有电动调节阀和截止阀。空压机为螺杆式压缩机，空压机和空气干燥机布置在专用的空压机厂房内，储气罐在靠近空压机厂房的室外露天场地。

空压机采用风冷形式，从空压机厂房内进气，冷却空气由统一管道排至室外。空压机通过空气滤器吸入周围的空气，使之进入到压缩主机内。阴阳转子通过运动来改变容积，升温升压后进入到油气分离器罐，油在油气分离器内与压缩空气进行分离，经冷却后循环使用，高温的压缩空气则进入后冷却器冷却后进入吸附式空气干燥机、过滤器后，得到所需的压缩空气。

吸附式空气干燥机主要通过干燥剂吸附特点来降低压缩空气中的水份， 微热再生吸附式干燥机是根据变压吸附、再生循环的原理，利用自热进行吸附干燥。压缩空气交替流经两个吸附塔，当其中一个吸附塔在高分压的状态下，干燥剂吸收大量的水分，而另一吸附塔则由再生气管道通入干燥的低压气体，解析干燥剂吸收的水分进行干燥剂的再生。本实施例采用活性氧化铝吸附剂。压缩空气气源系统还设有3台过滤器，分别用于除水、除油、除尘。

如图2，上述设备安装在厂房内，厂房包括五个区域，分别是：

试验间：用于布置试验件安装系统、主气流管路系统、压缩空气气源系统的部分管路。

操作间：用于布置控制系统的操纵台、PLC控制柜、测试柜、资料柜等设备。

电气间：用于布置动力柜、变频器柜、交流柜等设备。

空压机厂房：用于安装螺杆式空压机、吸附式干燥机、空气过滤器等设备。

水泵房：用于安装冷却水循环水泵、阀门、过滤器等设备。

从水泵房到试验间的管路在进行土建施工时进行预埋。

该试验台设有电气控制系统，用于对试验台进行控制，主要包括变频器、交流控制柜、PLC控制柜、操控系统、UPS电源、电缆、操纵台和电气辅件。以上电气控制系统采用现有设备可以实现，不属于本发明的涉及范围，不做赘述。

该试验台既能试验航空发动机粒子分离器气动性能，还能试验粒子分离器防冰引气流量。在试验气动性能时，关闭压缩空气引起系统，开动主气流管路系统，测试各个气压下的进气参数和经过试验件后的气流参数，即可计算出气动性能优劣。在试验防冰引气性能时，关闭主气流管路系统的压缩机，开启压缩空气引起系统，气流借助主气流管路系统的管道排放气体。本试验台综合了气动性能试验装置和防冰引起试验装置，一个试验台可以进行多个性能试验，具有成本低的优势。可以模拟真实的航空发动机粒子分离器工作环境，试验数据真实度高。试验台厂房将各功能进行分区域设置，操作间设置在靠近试验件安装系统旁边，便于通过设置在之间的玻璃窗进行观察，水泵、空压机等大噪音设备远离控制间，通过隔音材料进行隔离，通过管路与试验间连通，保证了操作间的安静，布局合理、紧凑，成本较低。

实施例2

本实施例提供了一种航空发动机零件综合试验台试验方法，具体方法如下：

进行试验件气动性能测量试验时，关闭防冰引气管接口，环境空气经进气道进入试验件，经过主气流管道排出。在进气道上设置有6个温度测点、4个静压测点和12个总压测点，对进入试验件的空气温度、静压和总压进行测量。空气流经试验件后进入旋转测量装置，旋转测量装置安装有3套测压探头，每套探头包括5个总压和1个静压测点，数采系统预留3个总压通道和1个静压通道，3套测压探头在测量截面上以120°均布，测压探头在伺服电机的驱动下旋转，实现对试验件出口整个流场压力的测量。旋转测量装置出口空气经整流器、流量计Q1、电动调节阀KD1、KD2后进入主气流风机，主气流风机排出的空气经排气消声器消除噪音后排入大气。流经试验件的空气流量主要通过变频电机转速和电动调节阀KD1、KD2的开度协同调节。通过试验件进口压力和出口压力可以计算总压损失σ，通过对试验件出口压力场的测量可以获得总压畸变指数DC₆₀。

进行试验件防冰引气流量试验时，开通主气流管道，关闭主气流管道压缩机，压缩空气由空压机供应。开启螺杆式空压机，打开附图1中阀门K4，通过调节电动调节阀KD3使引气压力分达到0.1MPa和0.2MPa两个不同的状态，分别测量两个引气压力下试验件的标态引气流量（即折合成海平面、标准大气条件对应流量），记录实测值。通过比较实测值与设计的要求值比对，判断涡流机匣是否达到设计要求。

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)

1.一种航空发动机零件综合试验台试验方法，其特征在于，将试验件放置在航空发动机零件综合试验台上，对试验件进行气动性能测量试验和防冰引气流量试验；所述试验台包括试验件安装系统、连接在综合试验台后端的主气流管路系统、和通过防冰引气接口连接在试验件安装系统的防冰引气流量系统；所述所述试验件安装系统包括顺次连接的环形直管段、试验件安装机构、旋转测量机构、排气直管段和扩张段，所述环形直管段包括进气整流罩和设置在内部的进气锥，所述进气整流罩上设有压力测试装置，所述旋转测量机构上设有总压探针和静压测量孔；

进行试验件气动性能测量试验时，关闭防冰引气管接口，环境空气经进气道进入试验件安装系统，依次经过试验件、旋转测量装置、主气流风机后排入大气，在进气道对试验件的空气温度、静压和总压进行测量，在旋转测量装置上对试验件出口整个流场压力进行测量，通过主气流管路系统的变频电机转速和电动调节阀的开度协同调节流经试验件的空气流量；通过试验件进口压力和出口压力计算总压损失，对试验件出口压力场的测量获得总压畸变指数；

进行试验件防冰引气流量试验时，同时开通防冰引气管接口和开通主气流管道，关闭主气流管道压缩机，压缩空气由空压机供应，通过调节防冰引气管路上的电动调节阀使引气压力分达到0.1MPa和0.2MPa两个不同的状态，分别测量两个引气压力下试验件的标态引气流量，比较实测值与设计的要求值比对，判断试验件是否合格。

2.根据权利要求1所述航空发动机零件综合试验台试验方法，其特征在于，根据权利要求1所述航空发动机零件综合试验台试验方法，其特征在于，所述试验台布置在试验台厂房内，厂房包括试验间，用于布置试验件安装系统、主气流管路系统、压缩空气气源系统的部分管路；操作间用于布置操纵台、测试设备、监控设备；电气间用于布置动力柜；空压机厂房用于安装空压机、吸附式干燥机、空气过滤器设备；水泵房，用于安装冷却水循环水泵、阀门、过滤器。

3.根据权利要求1所述航空发动机零件综合试验台试验方法，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。

4.根据权利要求1所述航空发动机零件综合试验台试验方法，其特征在于，所述主气流管路包括管道和所述管道上设置的流量计、调节阀、整流器及附件，主气流管道端部连接风机，所述风机为离心风机。

5.根据权利要求3所述航空发动机零件综合试验台试验方法，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4所述航空发动机零件综合试验台试验方法，其特征在于，所述离心风机口部设有排气消声器。

7.根据权利要求4所述航空发动机零件综合试验台试验方法，其特征在于，所述离心风机还连接有冷却水泵和冷却风机，冷却水泵为离心风机的轴承座提供冷却水，冷却风机为离心风机提供冷却气流。

8.根据权利要求1所述航空发动机零件综合试验台试验方法，其特征在于，所述防冰引起流量试验系统与试验件安装机构的防冰引气管接口连接，包括通过管路连接的压缩机、储气罐、空气干燥机、过滤器、流量计。

9.根据权利要求7所述航空发动机零件综合试验台试验方法，其特征在于，所述过滤器为水气分离器、除尘过滤器和精密过滤器。

Images