CN113984399B - 一种航空发动机涡轮导向器内环压力试验装置及其方法 - Google Patents

Abstract

本申请属于航空发动机涡轮导向器内环压力试验技术领域，具体涉及一种航空发动机涡轮导向器内环压力试验装置，包括：基体，其上具有环形凸出、位于环形凸出内的柱状凸出，以及具有位于环形凸出、柱状凸出之间的通气孔；环形凸出外周具有外圈环形密封槽；柱状凸出外周具有环形凸肩；外圈密封圈，在外圈环形密封槽内设置；内圈密封圈，套设在柱状凸出外周；螺母，螺接在柱状凸出上，能够与环形凸肩沿柱状凸出的轴向配合挤压内圈密封圈。此外，涉及一种航空发动机涡轮导向器内环压力试验方法，该方法基于上述的航空发动机涡轮导向器内环压力试验装置实施。

Description

一种航空发动机涡轮导向器内环压力试验装置及其方法

技术领域

本申请属于航空发动机涡轮导向器内环压力试验技术领域，具体涉及一种航空发动机涡轮导向器内环压力试验装置及其方法。

背景技术

为提高航空发动机效率，航空发动机涡轮中设计有导向器，其中的导向器内环为圆环形薄壁结构件，如图1所示，在航空发动机涡轮中，导向器内环的内圈与部件密封接触，外圈上的环形折边与部件密封接触，以及与部件间通过环形折边外周的环形连接边连接，工作时，其侧壁内外存在巨大的压差，为验证导向器内环的可靠性，设计有航空发动机涡轮导向器内环压力试验。

当前，为对航空发动机涡轮导向器内环进行压力试验，设计有如图2所示的试验装置，主要包括基体，基体上具有环形凸出，以及具有位于环形凸出内的柱状凸出，以及位于环形凸出、柱状凸出之间的通气孔，其中，环形凸出外周具有外圈环形密封槽，外圈环形密封槽中设置有外圈密封圈，柱状凸出外周具有内圈环形密封槽，内圈环形密封槽中设置有内圈密封圈，在对航空发动机涡轮导向器内环进行压力试验时，将导向器内环的内圈套接到柱状凸出上，与柱状凸出之间通过内圈密封圈实现密封，以及将导向器内环外圈上的环形折边套接到环形凸出上，与环形凸出之间通过外圈密封圈实现密封，将环形折边外周的环形连接边与基体间通过螺栓连接，以此模拟导向器内环工作时的边界条件，通过通气孔向基体、导向器内环之间充入气体，对导向器内环侧壁施加压力，进行压力试验，该种技术方案存在以下缺陷：

1）内圈密封圈对导向器内环内圈、柱状凸出之间的密封效果，取决于内圈密封圈在导向器内环内圈、内圈环形密封槽之间的过盈量，若内圈密封圈在导向器内环内圈、内圈环形密封槽之间的过盈量偏大，虽然能够保证对导向器内环内圈、柱状凸出之间的密封效果，但在将导向器内环内圈套接到柱状凸出上时，难以套接到内圈密封圈所在部位，不够装配到位，或者使内圈密封圈遭受剪切破坏，失去对导向器内环内圈、柱状凸出间的密封作用，若内圈密封圈在导向器内环内圈、内圈环形密封槽之间的过盈量偏小，尽管可容易的将导向器内环内圈套接到柱状凸出上，在柱状凸出上装配到位，也不会使内圈密封圈遭受剪切破坏，但内圈密封圈不能够保证对导向器内环内圈、柱状凸出间的密封效果，在需要对导向器内环侧壁施加较大压力，进行较大压力试验时，易发生气体泄漏，不能保证试验的顺利完成；

2）导向器内环内圈与内圈密封圈间的摩擦力，正相关于内圈密封圈在导向器内环内圈、内圈环形密封槽之间的过盈量，在仅需要对导向器内环侧壁施加较小的压力，进行较小压力试验时，若内圈密封圈在导向器内环内圈、内圈环形密封槽之间的过盈量偏大，导向器内环内圈与内圈密封圈之间存在较大摩擦力，会严重阻碍导向器内环内圈的运动，难以获取到导向器内环的准确变形数据。

鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

发明内容

本申请的目的是提供一种航空发动机涡轮导向器内环压力试验装置及其方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

本申请的技术方案是：

一方面提供一种航空发动机涡轮导向器内环压力试验装置，包括：

基体，其上具有环形凸出、位于环形凸出内的柱状凸出，以及具有位于环形凸出、柱状凸出之间的通气孔；环形凸出外周具有外圈环形密封槽；柱状凸出外周具有环形凸肩；

外圈密封圈，在外圈环形密封槽内设置；

内圈密封圈，套设在柱状凸出外周；

螺母，螺接在柱状凸出上，能够与环形凸肩沿柱状凸出的轴向配合挤压内圈密封圈。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮导向器内环压力试验装置中，还包括：

垫圈，套设在柱状凸出外周，位于内圈密封圈、螺母之间。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮导向器内环压力试验装置中，还包括：

螺盖，与螺母连接，遮盖柱状凸出。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮导向器内环压力试验装置中，螺盖背向柱状凸出的一侧具有凸出部位。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮导向器内环压力试验装置中，柱状凸出及其基体上的对应部位，为中空结构。

另一方面提供一种航空发动机涡轮导向器内环压力试验方法，包括：

将导向器内环的内圈套接到柱状凸出上，与柱状凸出之间通过内圈密封圈实现密封，以及，将导向器内环外圈上的环形折边套接到环形凸出上，与环形凸出之间通过外圈密封圈实现密封，将环形折边外周的环形连接边与基体间通过螺栓连接；

调节螺母在柱状凸出上的拧紧程度，以改变与环形凸肩配合对内圈密封圈沿柱状凸出轴向的挤压程度，从而实现对内圈密封圈在导向器内环的内圈、柱状凸出间过盈量的调节；

通过通气孔向基体、导向器内环之间充入气体，对导向器内环侧壁施加压力，进行压力试验。

附图说明

图1是导向器内环的示意图；

图2现有航空发动机涡轮导向器内环压力试验装置的示意图；

图3是本申请实施例提供的航空发动机涡轮导向器内环压力试验装置的示意图；

其中：

1-基体；2-环形凸出；3-柱状凸出；4-环形凸肩；5-外圈密封圈；6-内圈密封圈；7-螺母；8-垫圈；9-螺盖；10-导向器内环；11-环形折边；12-环形连接边。

为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸；此外，附图用于示例性说明，其中描述位置关系的用语仅限于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。

具体实施方式

为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。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，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。

此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。

此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，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，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。

下面结合附图1至图3对本申请做进一步详细说明。

一方面提供一种航空发动机涡轮导向器内环压力试验装置，包括：

基体1，其上具有环形凸出2、位于环形凸出2内的柱状凸出3，以及具有位于环形凸出2、柱状凸出3之间的通气孔；环形凸出2外周具有外圈环形密封槽；柱状凸出3外周具有环形凸肩4；

外圈密封圈5，在外圈环形密封槽内设置；

内圈密封圈6，套设在柱状凸出3外周；

螺母7，螺接在柱状凸出3上，能够与环形凸肩4沿柱状凸出3的轴向配合挤压内圈密封圈6。

以上述实施例公开的航空发动机涡轮导向器内环压力试验装置，对导向器内环进行压力试验，可参照以下步骤进行：

将导向器内环10的内圈套接到柱状凸出3上，与柱状凸出3之间通过内圈密封圈6实现密封，以及，将导向器内环10外圈上的环形折边11套接到环形凸出2上，与环形凸出2之间通过外圈密封圈5实现密封，将环形折边11外周的环形连接边12与基体1间通过螺栓连接；

调节螺母7在柱状凸出3上的拧紧程度，以改变与环形凸肩4配合对内圈密封圈6沿柱状凸出3轴向的挤压程度，从而实现对内圈密封圈6在导向器内环10的内圈、柱状凸出间过盈量的调节；

通过通气孔向基体1、导向器内环10之间充入气体，对导向器内环10侧壁施加压力，进行压力试验。

对于上述实施例公开的航空发动机涡轮导向器内环压力试验装置，领域内技术人员可以理解的是，其设计可通过调节螺母7在柱状凸出3上的拧紧程度，改变与环形凸肩4配合对内圈密封圈6沿柱状凸出3轴向的挤压程度，实现对内圈密封圈6在导向器内环10的内圈、柱状凸出间过盈量的调节，在将导向器内环10的内圈套接到柱状凸出3上时，可调节螺母7与环形凸肩4沿柱状凸出3轴向轻微挤压内圈密封圈6，或者不对内圈密封圈6产生沿柱状凸出3轴向的挤压力，以使导向器内环10的内圈能够容易的在柱状凸出3上套接到内圈密封圈6所在位置，且不会使内圈密封圈遭6受剪切破坏，在内圈密封圈6装配到位后，通过调节螺母7在柱状凸出3上的拧紧程度，对内圈密封圈6在导向器内环10的内圈、柱状凸出间过盈量的调节，该过盈量的大小，以在试验中能够保证导向器内环10的内圈、柱状凸出间不会发生气体泄漏，以及不会严重阻碍导向器内环内圈的运动为准，具体由相关技术人员在应用本申请公开的技术方案时，根据具体实际进行确定。

对于上述实施例公开的航空发动机涡轮导向器内环压力试验装置，领域内技术人员还可以理解的是，基体1上的通气孔可以有多个，每个通气孔中可设置一个螺栓进行堵塞，在需要向基体1、导向器内环10之间充入气体时，可将螺栓取下。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机涡轮导向器内环压力试验装置中，还包括：

垫圈8，套设在柱状凸出3外周，位于内圈密封圈6、螺母7之间，以降低螺母7转动时对内圈密封圈6的摩擦，避免使内圈密封圈6遭受摩擦损坏。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机涡轮导向器内环压力试验装置中，还包括：

螺盖9，与螺母7连接，遮盖柱状凸出3。

对于上述实施例公开的航空发动机涡轮导向器内环压力试验装置，领域内技术人员可以理解的是，导向器内环10的内圈部位具有环形弯边，该环形弯边会压在螺母7的边缘上，导向器内环10的内圈会将螺母7包覆在其内，难以直接对螺母7施加作用力，使螺母7发生转动，设计螺盖9与螺母7连接，遮盖柱状凸出3，可部分漏出环形弯边，以此可通过在螺盖9上施加作用力，间接作用于螺母7，使螺母7转动。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机涡轮导向器内环压力试验装置中，螺盖9背向柱状凸出3的一侧具有凸出部位，该凸出部位可自导向器内环10内圈的环形弯边内伸出，从而可容易的在其上施加作用力，使螺母7转动。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机涡轮导向器内环压力试验装置中，柱状凸出3及其基体1上的对应部位，为中空结构，以减轻装置的整体质量。

另一方面提供一种航空发动机涡轮导向器内环压力试验方法，包括：

将导向器内环10的内圈套接到柱状凸出3上，与柱状凸出3之间通过内圈密封圈6实现密封，以及，将导向器内环10外圈上的环形折边11套接到环形凸出2上，与环形凸出2之间通过外圈密封圈5实现密封，将环形折边11外周的环形连接边12与基体1间通过螺栓连接；

调节螺母7在柱状凸出3上的拧紧程度，以改变与环形凸肩4配合对内圈密封圈6沿柱状凸出3轴向的挤压程度，从而实现对内圈密封圈6在导向器内环10的内圈、柱状凸出间过盈量的调节；

通过通气孔向基体1、导向器内环10之间充入气体，对导向器内环10侧壁施加压力，进行压力试验。

对于上述实施例公开的航空发动机涡轮导向器内环压力试验方法，基于上述实施例公开的航空发动机涡轮导向器内环压力试验装置实施，描述的较为简单，具体相关之处可参见航空发动机涡轮导向器内环压力试验装置相关部分的说明，其技术效果也可参考航空发动机涡轮导向器内环压力试验装置相关部分的技术效果，在此不再赘述。

说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

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，领域内技术人员应该理解的是，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 (4)

1.一种航空发动机涡轮导向器内环压力试验装置，其特征在于，包括：

基体（1），其上具有环形凸出（2）、位于所述环形凸出（2）内的柱状凸出（3），以及具有位于所述环形凸出（2）、所述柱状凸出（3）之间的通气孔；所述环形凸出（2）外周具有外圈环形密封槽；所述柱状凸出（3）外周具有环形凸肩（4）；

外圈密封圈（5），在所述外圈环形密封槽内设置；

内圈密封圈（6），套设在所述柱状凸出（3）外周；

螺母（7），螺接在所述柱状凸出（3）上，能够与所述环形凸肩（4）沿所述柱状凸出（3）的轴向配合挤压所述内圈密封圈（6）；

螺盖（9），与所述螺母（7）连接，遮盖所述柱状凸出（3）；

所述螺盖（9）背向所述柱状凸出（3）的一侧具有凸出部位。

2.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮导向器内环压力试验装置，其特征在于，

还包括：

垫圈（8），套设在所述柱状凸出（3）外周，位于所述内圈密封圈（6）、所述螺母（7）之间。

3.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮导向器内环压力试验装置，其特征在于，

所述柱状凸出（3）及其所述基体（1）上的对应部位，为中空结构。

4.一种航空发动机涡轮导向器内环压力试验方法，基于权利要求1-3任一所述的航空发动机涡轮导向器内环压力试验装置实施，其特征在于，包括：

将导向器内环（10）的内圈套接到柱状凸出（3）上，与柱状凸出（3）之间通过内圈密封圈（6）实现密封，以及，将导向器内环（10）外圈上的环形折边（11）套接到环形凸出（2）上，与环形凸出（2）之间通过外圈密封圈（5）实现密封，将环形折边（11）外周的环形连接边（12）与基体（1）间通过螺栓连接；

通过在螺盖（9）上的凸出部位施加作用力，使螺母（7）转动，调节螺母（7）在柱状凸出（3）上的拧紧程度，以改变与环形凸肩（4）配合对内圈密封圈（6）沿柱状凸出（3）轴向的挤压程度，从而实现对内圈密封圈（6）在导向器内环（10）的内圈、柱状凸出间过盈量的调节；

通过通气孔向基体（1）、导向器内环（10）之间充入气体，对导向器内环（10）侧壁施加压力，进行压力试验。