CN113405793B - 一种航空发动机可变节流活门试验系统及试验方法 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种航空发动机可变节流活门试验系统，属于航空发动机试验技术领域，该试验系统包括：用于模拟轴承腔的轴承腔模拟腔，所述轴承腔模拟腔通过管路连通至可变节流活门的轴承腔进口；用于模拟齿轮箱的齿轮箱模拟腔，所述齿轮箱模拟腔通过管路连通于可变节流活门的后级出口；用于向可变节流活门提供压力气体的气源，所述气源通过设有第一阀门的管路分别连通至轴承腔模拟腔的进口和可变节流活门的通风进口；其中，在轴承腔模拟腔的进口前设置有节流嘴，齿轮箱模拟腔内设置有位移测量装置，所述位移测量装置连接可变节流活门活动滑阀，用于测量所述滑阀的移动量，齿轮箱模拟腔通过设置有第二阀门和流量测量装置的管路连通大气。

Description

一种航空发动机可变节流活门试验系统及试验方法

技术领域

本申请属于航空发动机试验技术领域，特别涉及一种航空发动机可变节流活门试验系统及试验方法。

背景技术

可变节流活门(或称被试件)是一种利用气源自动调节节流嘴大小，以实现控制航空发动机轴承腔以及通风流路压力分布的活门。

在现有技术中，模拟试验系统基于单一气源控制作动机构，背压为大气压，以此获得打开压力、关闭压力以及流通阻力等参数，该模型模拟的工况与发动机实际工况有较大差别。在试验时，不能模拟控制气源与轴承腔腔压之间的函数关系以及不能模拟背压与轴承腔腔压之间的函数关系，同时实现上述两项要求更是无法达到。

常规试验方法在可变节流活门装配至发动机前，无法得到准确的工作规律与发动机状态保持一致。另外，该可变节流活门的工作规律还受到壳体、弹簧、阀芯等其他构件及其加工公差的影响，因此必须提前进行相关试验验证保证可变节流活门的性能和可靠性。

发明内容

本申请的目的是提供了一种航空发动机可变节流活门试验系统及试验方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。

在一方面，本申请提供的技术方案是：一种航空发动机可变节流活门试验系统，包括：

用于模拟轴承腔的轴承腔模拟腔，所述轴承腔模拟腔通过管路连通至可变节流活门的轴承腔进口；

用于模拟齿轮箱的齿轮箱模拟腔，所述齿轮箱模拟腔通过管路连通于可变节流活门的后级出口；

用于向可变节流活门提供压力气体的气源，所述气源通过设有第一阀门的管路分别连通至轴承腔模拟腔的进口和可变节流活门的通风进口；

其中，在轴承腔模拟腔的进口前设置有节流嘴，齿轮箱模拟腔内设置有位移测量装置，所述位移测量装置连接可变节流活门活动滑阀，用于测量所述滑阀的移动量，齿轮箱模拟腔通过设置有第二阀门和流量测量装置的管路连通大气。

在本申请中，通过调节所述节流嘴以控制轴承腔模拟腔的压力，所述节流嘴根据航空发动机的密封漏气特性确定。

在本申请中，所述轴承腔模拟腔的容积根据航空发动机轴承腔实际的容积确定。

在本申请中，所述齿轮箱模拟腔的容积根据航空发动机齿轮箱实际的容积确定。

在本申请中，在所述轴承腔模拟腔、齿轮箱模拟腔及可变节流活门的通风进口前端设有压力测量装置，分别用于测量轴承腔模拟腔内压、齿轮箱模拟腔内压及可变节流活门的通风进口压力。

进一步的，所述压力测量装置包括压力表。

进一步的，所述位移测量装置包括百分表。

进一步的，所述流量测量装置包括流量计。

在另一方面，本申请提供的技术方案是：一种采用如上任一所述的航空发动机可变节流活门试验系统的试验方法，所述试验方法包括：

调节第一阀门，使可变节流活门的通风进口压力慢慢上升；

当位移测量装置出现指示后，此时的可变节流活门的通风进口值即为可变节流活门的起动压力；

然后继续增加可变节流活门的通风进口压力，当位移测量装置指示到行程的中间位置时，此时的可变节流活门的通风进口值即为可变节流活门的中间压力；

然后继续增加可变节流活门的通风进口压力，当位移测量装置指示到达满行程时，此时的可变节流活门的通风进口值即为可变节流活门的关闭压力。

在最后一方面，本申请提供的技术方案是：一种采用如上任一所述的航空发动机可变节流活门试验系统的试验方法，所述试验方法包括：

调节第一阀门使流向可变节流活门的通风进口压力慢慢上升；

然后将可变节流活门的通风进口压力调到预定试验值，待试验值参数稳定后，获取轴承腔模拟腔和齿轮箱模拟腔的压力值和出口流量；

根据轴承腔模拟腔和齿轮箱模拟腔的压力值的差值得到可变节流活门在预定压力和流量下的阻力性能。

本申请所提供的试验系统可以较为真实地模拟发动机控制气源与轴承腔腔压之间的函数关系，这样可以准确的得到可变节流活门的各项性能，提高该装置在发动机上使用的可靠性。

附图说明

为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。

图1为典型结构的航空发动机可变节流活门。

图2为本申请的航空发动机可变节流活门试验系统示意图。

附图标记：

1-可变节流活门

2-气源

3-阀门

4-节流嘴

5-轴承腔模拟腔

6-齿轮箱模拟腔

7-位移测量装置

8-流量测量装置

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

本申请的目的是提供一种可以模拟单一气源控制下的气体压力与轴承腔腔压变化规律与发动机一致的试验系统，在该系统下，使得模拟背压与轴承腔腔压之间的关系与发动机一致。

如图1所示为典型结构的可变节流活门1，其具有呈三通结构的壳体101，在壳体101的内部设有滑阀102，滑阀102被弹簧103所支撑。可变节流活门1的第二进口104连接轴承腔，利用轴承腔内压力气体实现封严引气，封严引气具有一定的压力，其向滑阀102提供一定的压力。可变节流活门的第一进口103连通压力气体，当可变节流活门的第一进口103通入压力气体时，该压力气体克服弹簧103的弹力及轴承腔腔压而使滑阀102向左侧移动而呈现打开状态，压力气体自第三出口105排向后级结构并最终排向大气。

如图1所示，本申请提供的航空发动机可变节流活门试验系统主要包括：可变节流活门1(即被试件)、气源2、阀门3、节流嘴4、轴承腔模拟腔5、齿轮箱模拟腔6、位移测量装置7、流量测量装置8、多个压力测量装置及管路组成。

轴承腔模拟腔5用来模拟真实发动机中的轴承腔，轴承腔模拟腔5的出口通过管路连通至可变节流活门1的轴承腔进口；

齿轮箱模拟腔6用来真实发动机的模拟齿轮箱，齿轮箱模拟腔6的进口通过管路连通于可变节流活门1的后级出口；

气源2用来向可变节流活门1提供压力气体以控制可变节流活门1的打开与关闭，所述气源2通过设有第一阀门31的管路分别连通至轴承腔模拟腔5的进口和可变节流活门1的通风进口；

其中，在轴承腔模拟腔5的进口前设置有节流嘴4，齿轮箱模拟腔6内设置有位移测量装置7，所述位移测量装置7连接可变节流活门1活动滑阀，用于测量所述滑阀的移动量，齿轮箱模拟腔6通过设置有第二阀门32和流量测量装置8的管路连通大气。

在本申请中，通过固定所述节流嘴4来控制轴承腔模拟腔5内的腔压，所述节流嘴4根据航空发动机的密封漏气特性确定。所述轴承腔模拟腔5的容积根据航空发动机轴承腔实际的容积确定所述齿轮箱模拟腔6的容积根据航空发动机轴承腔实际的容积确定。

此外，在本申请的试验系统中，在所述轴承腔模拟腔5、齿轮箱模拟腔6及可变节流活门1的通风进口前端设有压力测量装置，分别用于测量轴承腔模拟腔5内压、齿轮箱模拟腔6内压及可变节流活门1的通风进口压力。

在本申请的该实施例中，所述压力测量装置即为压力表P1～P3，所述位移测量装置7采用了百分表，所述流量测量装置7为流量计。

此外，为了能够观察到位移测量装置7所显示的数值，在齿轮箱模拟腔6上设置有透明的观察窗，通过该观察窗可以观察到位移测量装置7的测量值。

另外，本申请中还提供了基于上述试验系统的试验方法，该试验方法主要包括可变节流活门1的打开与关闭压力标定试验和节流特性试验，具体试验方法或步骤如下：

一、可变节流活门1的打开/关闭压力标定试验

1.1、首先调节第一阀门31使压力表P1慢慢上升(此时压力表P2、压力表P3也跟随上升)，被试件内部的滑阀将受到气源压力的作用，若作用力大于弹簧的阻力，位移测量装置——即百分表会有指示；

1.2、当百分表出现指示后，此时压力表P1的压力值即为被试件的起动压力；

1.3、然后继续增加被试件的入口压力(压力表P1测出)，当百分表指示到行程的中间时，压力表P1的压力值即为被试件的中间压力；

1.4、然后继续增加被试件的入口压力(压力表P1测出)，当百分表指示到达满行程时，P1的压力值即为被试件的关闭压力。

需要说明的，上述过程中，百分表的满行程即等于可变节流活门中滑阀的移动行程，根据需要，也可采用满行程大于滑油移动行程的大量程百分表，上述步骤1.4中的满行程即为大量程百分表的相应位置，而步骤1.3中的中间值即为该相应位置的中间值。此外，轴承腔腔压P2可通过节流嘴4来进行控制，齿轮箱模拟腔6的初始腔压P3可通过第二阀门32来调节控制。

二、可变节流活门1的(被试件)阻力性能试验

2.1、去掉齿轮箱模拟腔6内的百分表；

2.2、调节第一阀门31使压力表P1慢上升(此时压力表P2、压力表P3也随上升)；

2.3、然后将被试件的入口压力(压力表P1测出)调到某个试验值，待参数稳定后，可以提取压力表P2和压力表P3所显示的压力值和流量计显示的出口流量；

2.4、压力表P2、压力表P3二者的差值即为该被试件在某个压力和流量下的阻力性能。

本申请所提供的试验系统及试验方法克服了按常规简单方法进行验证时，模拟试验系统基于单一气源控制作动机构，背压为大气压，无法获得能够满足发动机工作要求的参数(状态越高差别越大)的问题。

本申请所提供的试验系统及试验方法具有如下优点：

1)本申请的试验系统可以较为真实地模拟发动机控制气源与轴承腔腔压之间的函数关系，这样可以准确的得到可变节流活门的各项性能，提高该装置在发动机上使用的可靠性；

2)本申请的试验方法可以直接、简便地测量出可变节流活门的起动、中间和停止压力；

3)本申请试验方法，结构简单、操作方便、试验结果准确可靠。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种航空发动机可变节流活门试验系统，其特征在于，包括：

用于模拟轴承腔的轴承腔模拟腔(5)，所述轴承腔模拟腔(5)通过管路连通至可变节流活门(1)的轴承腔进口；

用于模拟齿轮箱的齿轮箱模拟腔(6)，所述齿轮箱模拟腔(6)通过管路连通于可变节流活门(1)的后级出口；

用于向可变节流活门(1)提供压力气体的气源(2)，所述气源(2)通过设有第一阀门(31)的管路分别连通至轴承腔模拟腔(5)的进口和可变节流活门(1)的通风进口；

其中，在轴承腔模拟腔(5)的进口前设置有节流嘴(4)，齿轮箱模拟腔(6)内设置有位移测量装置(7)，所述位移测量装置(7)连接可变节流活门(1)活动滑阀，用于测量所述滑阀的移动量，齿轮箱模拟腔(6)通过设置有第二阀门(32)和流量测量装置(8)的管路连通大气。

2.如权利要求1所述的航空发动机可变节流活门试验系统，其特征在于，通过固定所述节流嘴(4)以控制轴承腔模拟腔(5)的压力，所述节流嘴(4)根据航空发动机的密封漏气特性确定。

3.如权利要求2所述的航空发动机可变节流活门试验系统，其特征在于，所述轴承腔模拟腔(5)的容积根据航空发动机轴承腔实际的容积确定。

4.如权利要求1所述的航空发动机可变节流活门试验系统，其特征在于，所述齿轮箱模拟腔(6)的容积根据航空发动机齿轮箱实际的容积确定。

5.如权利要求1所述的航空发动机可变节流活门试验系统，其特征在于，在所述轴承腔模拟腔(5)、齿轮箱模拟腔(6)及可变节流活门(1)的通风进口前端设有压力测量装置，分别用于测量轴承腔模拟腔(5)内压、齿轮箱模拟腔(6)内压及可变节流活门(1)的通风进口压力。

6.如权利要求5所述的航空发动机可变节流活门试验系统，其特征在于，所述压力测量装置包括压力表。

7.如权利要求1所述的航空发动机可变节流活门试验系统，其特征在于，所述位移测量装置(7)包括百分表。

8.如权利要求1所述的航空发动机可变节流活门试验系统，其特征在于，所述流量测量装置(8)包括流量计。

9.一种采用如权利要求1至8任一所述的航空发动机可变节流活门试验系统的试验方法，其特征在于，所述试验方法包括：

调节第一阀门(31)，使可变节流活门(1)的通风进口压力慢慢上升；

当位移测量装置(7)出现指示后，此时的可变节流活门(1)的通风进口值即为可变节流活门(1)的起动压力；

然后继续增加可变节流活门(1)的通风进口压力，当位移测量装置(7)指示到行程的中间位置时，此时的可变节流活门(1)的通风进口值即为可变节流活门(1)的中间压力；

然后继续增加可变节流活门(1)的通风进口压力，当位移测量装置(7)指示到达满行程时，此时的可变节流活门(1)的通风进口值即为可变节流活门(1)的关闭压力。

10.一种采用如权利要求1至8任一所述的航空发动机可变节流活门试验系统的试验方法，其特征在于，所述试验方法包括：

调节第一阀门(31)使可变节流活门(1)的通风进口压力慢慢上升；

然后将可变节流活门(1)的通风进口压力调到预定试验值，待试验值参数稳定后，获取轴承腔模拟腔(5)和齿轮箱模拟腔(6)的压力值和出口流量；

根据轴承腔模拟腔(5)和齿轮箱模拟腔(6)的压力值的差值得到可变节流活门(1)在预定压力和流量下的阻力性能。

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