CN114136631B - 航空发动机真空膜盒组件高温力学特性测量设备 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种航空发动机真空膜盒组件高温力学特性测量设备，所述测量设备包括用于提供传感器的工作环境的低温腔、用于为待测真空膜盒组件提供不同目标温度的高温腔和用于调节所述低温腔和所述高温腔工作环境的感知组件。本发明可通过高温腔气压的变化使真空膜盒组件产生一定的膨胀或压缩，并利用测力传感器测得力、利用丝杆滑台直线模组和测力传感器组合使用测得位移。从而获得真空膜盒组件在某一高温下的气压‑力‑位移关系曲线，以准确掌握航空发动机高空活门真空膜盒在不同温度、不同飞行高度等工况下的行程。

Description

航空发动机真空膜盒组件高温力学特性测量设备

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，具体涉及一种航空发动机真空膜盒组件高温力学特性测量设备。

背景技术

目前国内外尚无航空发动机真空膜盒组件高温力学特性测量设备的相关报道。

《中国新技术新产品》杂志2016年第7期“基于真空恒温的膜盒组件行程测量控制系统设计”一文中介绍了一种基于真空恒温的控制系统，用于控制航空发动机高空活门膜盒组件行程检查。由于没有测力装置、缺少高温大气环境模拟舱，无法获得真空膜盒组件的高温力学特性。

中国发明专利申请公开说明书CN109632222A公开了一种弹簧刚度测量设备及其测量方法。这种测量设备包括牵引力采集系统、弹簧、弹簧固定台、位移控制系统、驱动系统、计算机，与材料试验机类似，但仅限于在拉伸状态下测量弹簧刚度，无法适用于由多个真空膜盒叠加而成的真空膜盒组件；由于缺少高温大气环境模拟舱及真空系统，无法用于测量真空膜盒组件在不同温度及不同大气环境压力下的力学特性。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提供了一种可以准确的掌握真空膜盒组件在不同飞行高度和温度下的力-位移关系的航空发动机真空膜盒组件高温力学特性测量设备。

本发明的目的在于提供一种航空发动机真空膜盒组件高温力学特性测量设备，所述测量设备包括用于提供传感器的工作环境的低温腔、用于为待测真空膜盒组件提供不同目标温度的高温腔和用于调节所述低温腔和所述高温腔工作环境的感知组件，

所述低温腔包括：

空心结构的低温腔筒体，所述低温腔筒体的空心腔内通入冷却介质用于降低低温腔内的环境温度；

测量组件：所述测量组件用于测量待测真空膜盒组件的力学特性；以及，

连接组件，所述连接组件用于将所述待测真空膜盒组件的力学特性传递至所述测量组件以便测量，

所述高温腔包括：

隔热舱，用于隔绝高温腔内的高温环境；

加热圈，设置在隔热舱内，用于提供所述待测真空膜盒组件的测量温度；

安装组件，设置在所述加热圈中间，用于固定所述待测真空膜盒组件；以及，

拆卸组件，设置在所述安装组件下端，用于更换所述待测真空膜盒组件。

本发明所提供的航空发动机真空膜盒组件高温力学特性测量设备，还具有这样的特征，所述测量组件包括用于测量所述连接组件所传递的力学特性的测力传感器，所述测力传感器通过转接座安装在丝杆滑台直线模组的滑块上，所述丝杆滑台直线模组固定在所述低温腔筒体的内壁上，所述丝杆滑台直线模组的丝杆通过伺服电机带动旋转以驱动滑块的移动。

本发明所提供的航空发动机真空膜盒组件高温力学特性测量设备，还具有这样的特征，所述连接组件包括陶瓷导杆，所述陶瓷导杆的下端为圆盘状。

本发明所提供的航空发动机真空膜盒组件高温力学特性测量设备，还具有这样的特征，所述隔热舱为耐高温聚氨酯板材制得。

本发明所提供的航空发动机真空膜盒组件高温力学特性测量设备，还具有这样的特征，所述加热圈和所述高温腔筒体上沿周向分别开设观察窗和透光窗，所述观察窗和所述透光窗沿周向间隔90°。

本发明所提供的航空发动机真空膜盒组件高温力学特性测量设备，还具有这样的特征，所述安装组件包括：

导向筒，所述导向筒与待测真空膜盒组件小间隙配合，用于对待测真空膜盒组件进行同轴导向；

调整垫，设置在所述待测真空膜盒组件的下端，用于调整所述待测真空膜盒组件的安装高度；以及

隔热盘，设置在所述调整垫下方，用于隔绝所述待测真空膜盒组件的温度。

本发明所提供的航空发动机真空膜盒组件高温力学特性测量设备，还具有这样的特征，所述导向筒轴向开有格栅条，所述导向筒固定在所述高温腔的腔体底板上。

本发明所提供的航空发动机真空膜盒组件高温力学特性测量设备，还具有这样的特征，所述拆卸组件包括通过合页控制的金属压盖，所述金属压盖和所述高温腔的筒体之间设有小紫铜垫圈。

本发明所提供的航空发动机真空膜盒组件高温力学特性测量设备，还具有这样的特征，所述感知组件包括用于测量低温腔温度的第一温度传感器、用于测量所述待测真空膜盒组件温度的第二温度传感器、用于测量所述高温腔内气体压力的绝对压力变送器、用于向所述低温腔内通入压缩气体的接口，用于向所述空心腔内通入冷却介质的冷却介质进口和冷却介质出口以及连接在所述高温腔腔体上的真空泵。

本发明所提供的航空发动机真空膜盒组件高温力学特性测量设备，还具有这样的特征，所述绝对压力变送器设置在所述低温腔筒体外侧，所述绝对压力变送器通过伸入高温腔内的不锈钢毛细引压管测量所述高温腔内气体压力。

本发明所提供的航空发动机真空膜盒组件高温力学特性测量设备，还具有这样的特征，所述低温腔设有有机玻璃盖，所述有机玻璃盖与所述低温腔筒体之间通过氟橡胶密封圈密封；所述低温腔和所述高温腔之间设有用于密封的大紫铜垫圈。

与现有技术相比，本发明具有如下有益效果

本发明所述装置包含低温腔、高温腔；低温腔对测力传感器等元器件提供工作环境，高温腔对测量对象真空膜盒组件提供不同目标温度的高温环境。

本发明可通过高温腔气压的变化使真空膜盒组件产生一定的膨胀或压缩，并利用测力传感器测得力、利用丝杆滑台直线模组和测力传感器组合使用测得位移。从而获得真空膜盒组件在某一高温下的气压-力-位移关系曲线，以准确掌握航空发动机高空活门真空膜盒在不同温度、不同飞行高度等工况下的行程。

测真空膜盒组件温度的K型铠装热电偶为1级精度，测高温腔气压的绝对压力变送器的精度为±0.5%、测力传感器的精度为±0.1%、丝杆滑台直线模组记录位移可精确到0.02mm，测量结果精确。

附图说明：

为了更清楚地说明本发明的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明所提供的航空发动机真空膜盒组件高温力学特性测量设备的结构示意图；

图2为本发明所提供的航空发动机真空膜盒组件高温力学特性测量设备的工作逻辑图，

其中，1-低温腔、2-有机玻璃盖、3-氟橡胶密封圈、4-低温腔筒体、5-Pt100铂电阻温度传感器、6-K型铠装热电偶温度传感器、7-绝对压力变送器、8-截止阀、9-不锈钢毛细引压管、10-伺服电机、11-丝杆滑台直线模组、12-安装座、13-转接座、14-测力传感器、15-陶瓷导杆、16-大紫铜垫圈、17-高温腔、18-高温腔筒体、19-隔热舱、20-加热圈、21-导向筒、22-待测真空膜盒组件、23-小紫铜垫圈、24-调整垫、25-隔热盘、26-金属压盖、27-合页、28-水冷却器、29-真空泵、30-绝对压力表、31-电磁阀。

具体实施方式

为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，以下实施例结合附图对本发明所提供的测量设备作具体阐述。

在本发明实施例的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明创造和简化描述，而不是指示或暗示所指的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发明创造的限制。

此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明创造的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

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。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明创造中的具体含义。

如图1-2所示，本发明实施例提供了一种航空发动机真空膜盒组件高温力学特性测量设备，所述测量设备包括用于提供传感器的工作环境的低温腔1、用于为待测真空膜盒组件22提供不同目标温度的高温腔17和用于调节所述低温腔1和所述高温腔17工作环境的感知组件，所述低温腔1包括：空心结构的低温腔筒体4，所述低温腔筒体4的空心腔内通入冷却介质用于降低低温腔1内的环境温度；测量组件：所述测量组件用于测量待测真空膜盒组件22的力学特性；以及连接组件，所述连接组件用于将所述待测真空膜盒组件22的力学特性传递至所述测量组件以便测量；所述高温腔17包括：隔热舱19，用于隔绝高温腔17内的高温环境；加热圈20，设置在隔热舱19内，用于提供所述待测真空膜盒组件22的测量温度；安装组件，设置在所述加热圈20中间，用于固定所述待测真空膜盒组件22；以及拆卸组件，设置在所述安装组件下端，用于更换所述待测真空膜盒组件22。

其中，低温腔筒体4为焊接空心结构，既可流通冷却水使低温腔1内环境温度≯40℃，以保证低温腔1内的电子元器件及其导线正常工作，也可通入常温压缩空气，通过陶瓷导杆15与低温腔筒体4的底板孔缝隙和耐高温聚氨酯隔热舱19的顶板孔缝隙流入高温腔17，以实现与高温腔17内高温气体的掺混，从而使得真空膜盒组件22在某一高温下趋于稳定；抽真空过程中，高温腔筒体18中的高温空气先流经水冷却器28，再被真空泵29抽取后排空，以保证真空泵29不因高温而损坏；测力时，保证丝杆滑台直线模组11中的滑块静止，在高温腔17从常压抽真空过程中，真空膜盒组件22膨胀，通过陶瓷导杆15将力传递给测力传感器14，其读数逐渐增大，在高温腔17从真空恢复常压过程中，需要对常开电磁阀31断电，使常温压缩空气通入高温腔17，同时电加热圈20持续工作，以保证真空膜盒组件22处于目标温度范围，该过程真空膜盒组件22收缩，测力传感器14读数减小；测位移时，伺服电机10工作，如图2所示，通过PLC程序实现丝杆滑台直线模组11滑块、测力传感器14、陶瓷导杆15“追踪”真空膜盒组件22的上表面，从而实现读取真空膜盒组件22的位移数据；综上可录取真空膜盒组件22在目标温度下随气压变化过程中的力和位移数据，即实现真空膜盒组件22的高温力学特性测量。

在部分实施例中，所述测量组件包括用于测量所述连接组件所传递的力学特性的测力传感器14，所述测力传感器14通过M8螺钉安装在转接座13上，转接座13安装在丝杆滑台直线模组11的滑块上，所述丝杆滑台直线模组11通过安装座12固定在所述低温腔筒体4的内壁上，所述丝杆滑台直线模组11的丝杆通过伺服电机10带动旋转以驱动滑块的移动。

在部分实施例中，所述连接组件包括陶瓷导杆15，所述陶瓷导杆15的下端为圆盘状，上端为M8外螺纹，与测力传感器14下端固连。陶瓷导杆15为氧化锆或二氧化硅材质。圆盘状的陶瓷导杆15可以与待测真空膜盒组件22的上表面有较大接触面积。

在部分实施例中，所述隔热舱19为耐高温聚氨酯板材制得。

在部分实施例中，所述加热圈和所述高温腔筒体18上沿周向分别开设观察窗和透光窗，所述观察窗和所述透光窗沿周向间隔90°。导向筒21沿轴向密集开槽，高温腔筒体18的观察窗安装中空钢化玻璃，以上可实现真空膜盒组件22膨胀或收缩过程的可视化。加热圈即电加热圈20的功率为2kW，可使真空膜盒组件加热至500℃。

在部分实施例中，所述安装组件包括：导向筒21，所述导向筒21与待测真空膜盒组件22小间隙配合，用于对待测真空膜盒组件22进行同轴导向；调整垫24，设置在所述待测真空膜盒组件22的下端，用于调整所述待测真空膜盒组件22的安装高度；以及隔热盘25，设置在所述调整垫24下方，用于隔绝所述待测真空膜盒组件22的温度。

在部分实施例中，所述导向筒21轴向开有格栅条，所述导向筒21固定在所述高温腔17的腔体底板上。导向筒21安装边沿周向均布3只孔，通过螺钉紧固在高温腔筒体18的底板上。

在部分实施例中，所述拆卸组件包括通过合页27控制的金属压盖26，所述金属压盖26和所述高温腔17的筒体之间设有小紫铜垫圈23。不锈钢压盖26可打开或关闭，以实现更换测量对象真空膜盒组件22。小紫铜垫圈23在高温腔筒体18和不锈钢压盖26之间起密封作用。

在部分实施例中，所述感知组件包括用于测量低温腔1温度的第一温度传感器5、用于测量所述待测真空膜盒组件22温度的第二温度传感器6、用于测量所述高温腔17内气体压力的绝对压力变送器7、用于向所述低温腔1内通入压缩气体的接口，用于向所述空心腔内通入冷却介质的冷却介质进口和冷却介质出口以及连接在所述高温腔腔体上的真空泵。第二温度传感器6为K型铠装热电偶温度传感器，其探头通过不锈钢片压焊在导向筒21外壁上，第二温度传感器6的引线通过在耐高温聚氨酯隔热舱19的顶盖、低温腔筒体4的底板和侧壁等位置开孔引出，引出后用高温胶对这些小孔的缝隙进行密封处理。

在部分实施例中，所述绝对压力变送器7设置在所述低温腔筒体4外侧，所述绝对压力变送器7通过伸入高温腔17内的不锈钢毛细引压管9测量所述高温腔17内气体压力。不锈钢毛细引压管9的一端伸入高温腔17中，另一端通过在耐高温聚氨酯隔热舱19的顶盖、低温腔筒体4的底板和侧壁等位置开孔引出，接入绝对压力变送器7，并用高温胶对这些小孔的缝隙进行密封处理。

在部分实施例中，所述低温腔1设有有机玻璃盖2，所述有机玻璃盖2与所述低温腔筒体4之间通过氟橡胶密封圈3密封；所述低温腔1和所述高温腔17之间设有用于密封的大紫铜垫圈16。

以上，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明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发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种航空发动机真空膜盒组件高温力学特性测量设备，其特征在于，所述测量设备包括用于提供传感器的工作环境的低温腔、用于为待测真空膜盒组件提供不同目标温度的高温腔和用于调节所述低温腔和所述高温腔工作环境的感知组件，

所述低温腔包括：

空心结构的低温腔筒体，所述低温腔筒体的空心腔内通入冷却介质用于降低低温腔内的环境温度；

测量组件：所述测量组件用于测量待测真空膜盒组件的力学特性；以及，

连接组件，所述连接组件用于将所述待测真空膜盒组件的力学特性传递至所述测量组件以便测量，

所述高温腔包括：

隔热舱，用于隔绝高温腔内的高温环境；

加热圈，设置在隔热舱内，用于提供所述待测真空膜盒组件的测量温度；

安装组件，设置在所述加热圈中间，用于固定所述待测真空膜盒组件；以及，

拆卸组件，设置在所述安装组件下端，用于更换所述待测真空膜盒组件，

所述测量组件包括用于测量所述连接组件所传递的力学特性的测力传感器，所述测力传感器通过转接座安装在丝杆滑台直线模组的滑块上，所述丝杆滑台直线模组固定在所述低温腔筒体的内壁上，所述丝杆滑台直线模组的丝杆通过伺服电机带动旋转以驱动滑块的移动，

所述连接组件包括陶瓷导杆，所述陶瓷导杆的下端为圆盘状，

所述感知组件包括用于测量低温腔温度的第一温度传感器、用于测量所述待测真空膜盒组件温度的第二温度传感器、用于测量所述高温腔内气体压力的绝对压力变送器、用于向所述低温腔内通入压缩气体的接口，用于向所述空心腔内通入冷却介质的冷却介质进口和冷却介质出口以及连接在所述高温腔腔体上的真空泵。

2.根据权利要求1所述的航空发动机真空膜盒组件高温力学特性测量设备，其特征在于，所述隔热舱为耐高温聚氨酯板材制得。

3.根据权利要求1所述的航空发动机真空膜盒组件高温力学特性测量设备，其特征在于，所述加热圈和所述高温腔筒体上沿周向分别开设观察窗和透光窗，所述观察窗和所述透光窗沿周向间隔90°。

4.根据权利要求1所述的航空发动机真空膜盒组件高温力学特性测量设备，其特征在于，所述安装组件包括：

导向筒，所述导向筒与待测真空膜盒组件小间隙配合，用于对待测真空膜盒组件进行同轴导向；

调整垫，设置在所述待测真空膜盒组件的下端，用于调整所述待测真空膜盒组件的安装高度；以及

隔热盘，设置在所述调整垫下方，用于隔绝所述待测真空膜盒组件的温度。

5.根据权利要求4所述的航空发动机真空膜盒组件高温力学特性测量设备，其特征在于，所述导向筒轴向开有格栅条，所述导向筒固定在所述高温腔的腔体底板上。

6.根据权利要求1所述的航空发动机真空膜盒组件高温力学特性测量设备，其特征在于，所述拆卸组件包括通过合页控制的金属压盖，所述金属压盖和所述高温腔的筒体之间设有小紫铜垫圈。

7.根据权利要求1所述的航空发动机真空膜盒组件高温力学特性测量设备，其特征在于，所述绝对压力变送器设置在所述低温腔筒体外侧，所述绝对压力变送器通过伸入高温腔内的不锈钢毛细引压管测量所述高温腔内气体压力。

8.根据权利要求1所述的航空发动机真空膜盒组件高温力学特性测量设备，其特征在于，所述低温腔设有有机玻璃盖，所述有机玻璃盖与所述低温腔筒体之间通过氟橡胶密封圈密封；所述低温腔和所述高温腔之间设有用于密封的大紫铜垫圈。

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