CN114252215A - 一种航空发动机机匣安装边密封性能测试系统 - Google Patents
一种航空发动机机匣安装边密封性能测试系统 Download PDFInfo
- Publication number
- CN114252215A CN114252215A CN202111311904.2A CN202111311904A CN114252215A CN 114252215 A CN114252215 A CN 114252215A CN 202111311904 A CN202111311904 A CN 202111311904A CN 114252215 A CN114252215 A CN 114252215A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- test piece
- test
- oil supply
- casing
- hydraulic
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000012360 testing method Methods 0.000 title claims abstract description 75
- 238000007789 sealing Methods 0.000 title claims abstract description 40
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 9
- 238000011056 performance test Methods 0.000 claims abstract description 5
- 229910001220 stainless steel Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 239000010935 stainless steel Substances 0.000 claims description 3
- 238000009434 installation Methods 0.000 abstract description 11
- 238000000034 method Methods 0.000 abstract description 3
- 238000004088 simulation Methods 0.000 abstract description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 238000013500 data storage Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 238000011156 evaluation Methods 0.000 description 1
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M3/00—Investigating fluid-tightness of structures
- G01M3/02—Investigating fluid-tightness of structures by using fluid or vacuum
- G01M3/26—Investigating fluid-tightness of structures by using fluid or vacuum by measuring rate of loss or gain of fluid, e.g. by pressure-responsive devices, by flow detectors
- G01M3/32—Investigating fluid-tightness of structures by using fluid or vacuum by measuring rate of loss or gain of fluid, e.g. by pressure-responsive devices, by flow detectors for containers, e.g. radiators
- G01M3/3281—Investigating fluid-tightness of structures by using fluid or vacuum by measuring rate of loss or gain of fluid, e.g. by pressure-responsive devices, by flow detectors for containers, e.g. radiators removably mounted in a test cell
- G01M3/329—Investigating fluid-tightness of structures by using fluid or vacuum by measuring rate of loss or gain of fluid, e.g. by pressure-responsive devices, by flow detectors for containers, e.g. radiators removably mounted in a test cell for verifying the internal pressure of closed containers
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)
- Examining Or Testing Airtightness (AREA)
Abstract
本发明公开一种航空发动机机匣安装边密封性能测试系统。本发明提供的一种航空发动机机匣安装边密封性能测试系统，包括试验台、液压系统、试验件、测量泄漏系统以及实验数据采集装置；通过使用外载荷模拟装置对被试机匣施加不同大小的轴向力、扭矩，测量不同加载方案下发动机机匣腔室内部的泄漏率，可以得到航空发动机机匣安装边泄漏率的变化规律；有更大的调节范围，通过更换试验件，来进行不同尺寸的机匣安装边泄漏量的检测，提供更为广泛的数据参考空间；可以准确地模拟以轴向力和扭矩作用在机匣上的外载荷，以保证试验件与实际机匣在安装边处的外载分布形式基本相同；相较于现有的测量装置，简单可靠，数据采集以及测量能力较强。
Description
技术领域
本发明涉及检测系统领域，具体涉及一种航空发动机机匣安装边密封性能测试系统。
背景技术
航空发动机燃气密封特性对发动机增压比和工作效率有重要影响，机匣安装边高温燃气泄漏是航空发动机主要的气流泄漏源之一，伴随航空发动机性能要求的提高，以及压力容器、设备的广泛应用,密封技术已成为影响发动机性能和寿命的重要因素，高压气体泄漏的检测技术也越来越凸显出其重要性。发动机密封结构要承受高相对速度、高环境温度、高密封压差与剧烈振动等各种因素引起的变形和位移。同时航空发动机内、外机匣存在大量的安装边结构，安装边密封性能的提高对航空发动机总体性能提升存在重要意义。基于此，对于航空发动机机匣安装边的泄漏性能准确评估也成为了一个亟需解决的重要问题。然而，现有的测量装置在数据采集以及测量能力上仍有待进一步提升。
发明内容
本发明的目的在于提供一种航空发动机机匣安装边密封性能测试系统，通过使用外载荷模拟装置对被试机匣施加不同大小的轴向力、扭矩，测量不同加载方案下发动机机匣腔室内部的泄漏率，可以得到航空发动机机匣安装边泄漏率的变化规律。
本发明提供一种航空发动机机匣安装边密封性能测试系统，包括试验台、液压系统、试验件、测量泄漏系统以及实验数据采集装置；所述试验台包括T型槽平台、立柱、横梁以及试验件底座，四个所述立柱呈矩形分布设置于所述T型槽平台上，相对的两个横梁顶部之间分别连接有横梁，所述试验件底座设置于所述T型槽平台上；所述液压系统包括液压缸、压力传感器、液压站、阀门台以及高压软管，所述四个所述立柱的相对内侧分别设置有液压缸，所述液压缸的前端设置有压力传感器，所述液压缸通过高压软管与所述阀门台连接，所述液压站经过不锈钢管路与所述阀门台连接；所述试验件设置于所述试验件底座上，所述试验件上布置有温度传感器，所述试验件具有密封性试验螺栓；所述测量泄漏系统包括密封圈、密封管道以及流量计，所述密封性试验螺栓上布置有密封圈，所述密封圈通过密封管道与流量计连接；所述实验数据采集装置包括控制台和计算机，所述液压站与所述控制台连接，所述压力传感器、所述温度传感器分别与所述控制台信号连接，所述控制台与所述计算机连接。
进一步地，四个所述横梁的相对内侧设置有T型槽，所述T型槽内设置有液压缸转接座，所述液压缸安装于所述液压缸转接座上。
进一步地，所述液压站设置有Ⅰ路供回油接口、Ⅱ路供回油接口、Ⅲ路供回油接口和Ⅳ路供回油接口，所述Ⅰ路供回油接口、Ⅱ路供回油接口、Ⅲ路供回油接口和Ⅳ路供回油接口分别控制四个液压缸的供油压力自动控制和手动控制。
进一步地，所述试验件包括内腔室与外腔室，所述试验件表面开有两个接口，两个接口分别安装温度传感器与进气软管。
进一步地，所述密封圈将所述密封性试验螺栓的1/4裹紧。
进一步地，所述密封性试验螺栓上布置埋入式应变计。
本发明的有益效果如下：本发明提供一种航空发动机机匣安装边密封性能测试系统，通过使用外载荷模拟装置对被试机匣施加不同大小的轴向力、扭矩，测量不同加载方案下发动机机匣腔室内部的泄漏率，可以得到航空发动机机匣安装边泄漏率的变化规律；有更大的调节范围，通过更换试验件，来进行不同尺寸的机匣安装边泄漏量的检测，提供更为广泛的数据参考空间；可以准确地模拟以轴向力和扭矩作用在机匣上的外载荷，以保证试验件与实际机匣在安装边处的外载分布形式基本相同；相较于现有的测量装置，简单可靠，数据采集以及测量能力较强。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，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是本发明的航空发动机机匣安装边密封性能测试系统的一种实施方式的整体结构示意图。
图2是3T液压缸结构示意图。
图3是试验件结构示意图。
图4是测量泄漏系统结构示意图。
图5是试验台的液压系统工作原理图。
图中：1-T型槽平台；2-立柱；3-横梁；4-T型槽；5-试验件底座；6-液压缸；61-液压缸转接座；7-压力传感器；8-液压站；9-阀门台；10-高压软管；11-控制台；12-计算机；13-试验件；14-密封性试验螺栓；15-温度传感器；16-密封圈；17-密封管道；18-流量计。
具体实施方式
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。应该指出，以下详细说明都是例示性的，旨在对本申请提供进一步的说明。除非另有指明，本文使用的所有技术和科学术语具有与本申请所属技术领域的普通技术人员通常理解的相同含义。
为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。
现在，将参照附图更详细地描述根据本申请的示例性实施方式。然而，这些示例性实施方式可以由多种不同的形式来实施，并且不应当被解释为只限于这里所阐述的实施方式。应当理解的是，提供这些实施方式是为了使得本申请的公开彻底且完整，并且将这些示例性实施方式的构思充分传达给本领域普通技术人员，在附图中，为了清楚起见，扩大了层和区域的厚度，并且使用相同的附图标记表示相同的器件，因而将省略对它们的描述。
请参阅图1至图5，本发明实施例提供一种航空发动机机匣安装边密封性能测试系统，包括试验台、液压系统、试验件、测量泄漏系统以及实验数据采集装置。
其中，试验台包括T型槽平台1、立柱2、横梁3以及试验件底座5，四个立柱2呈矩形分布设置于T型槽平台1上，相对的两个横梁3顶部之间分别连接有横梁3，立柱2与横梁3形成刚性框架，试验件底座5设置于T型槽平台1上。
液压系统包括液压缸6、压力传感器7、液压站8、阀门台9以及高压软管10，四个立柱2的相对内侧分别设置有液压缸6，通过液压系统控制液压缸6分别提供轴向力和扭矩，液压缸6的前端设置有压力传感器7，液压缸6通过高压软管10与阀门台9连接，液压站8经过不锈钢管路与阀门台9连接。
在本实施例中，四个横梁3的相对内侧设置有T型槽4，便于液压缸6的安装固定，如图2所示，T型槽4内设置有液压缸转接座61，可沿T型槽进行调节。液压缸6安装于液压缸转接座61上，可通过调节液压缸6在液压缸转接座61上的角度，准确地模拟以轴向力和扭矩作用在机匣上的外载荷。如图5所示，液压站8具体可以设置有Ⅰ路供回油接口81、Ⅱ路供回油接口82、Ⅲ路供回油接口83和Ⅳ路供回油接口84，Ⅰ路供回油接口81、Ⅱ路供回油接口82、Ⅲ路供回油接口83和Ⅳ路供回油接口84分别控制四个液压缸6的供油压力自动控制和手动控制。液压缸6可根据测试需要选用3T、5T、9T等液压缸。液压系统主要用于液压缸加载力(拉力或推力)的控制，可分别实现四组液压缸的供油压力自动控制和手动控制，并且具备四组液压缸同时工作的能力(每一路供油压力可分别设定)，各路之间互不干涉。液压站8还设置有水冷器及进水、回水管路
试验件13设置于试验件底座5上，如图3所示，试验件13上布置有温度传感器15，试验件13具有密封性试验螺栓14。试验件13包括内腔室与外腔室，试验件13表面开有两个接口，两个接口分别安装温度传感器15与进气软管。
如图4所示，测量泄漏系统包括密封圈16、密封管道17以及流量计18，密封性试验螺栓14上布置有密封圈16，密封圈16通过密封管道17与流量计18连接。
在本实施例中，密封圈16将密封性试验螺栓14的1/4裹紧，通过测量1/4螺栓的气体泄漏量得到螺栓的气体泄漏量。密封性试验螺栓14上布置埋入式应变计。
实验数据采集装置包括控制台11和计算机12，液压站8与控制台11连接，压力传感器7、温度传感器15分别与控制台11信号连接，控制台11与计算机12连接。通过计算机实时监测，由计算机进行数据存储及后续分析。
由以上实施例可知，本发明提供的一种航空发动机机匣安装边密封性能测试系统，通过使用外载荷模拟装置对被试机匣施加不同大小的轴向力、扭矩，测量不同加载方案下发动机机匣腔室内部的泄漏率，可以得到航空发动机机匣安装边泄漏率的变化规律；有更大的调节范围，通过更换试验件，来进行不同尺寸的机匣安装边泄漏量的检测，提供更为广泛的数据参考空间；可以准确地模拟以轴向力和扭矩作用在机匣上的外载荷，以保证试验件与实际机匣在安装边处的外载分布形式基本相同；相较于现有的测量装置，简单可靠，数据采集以及测量能力较强。
需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。
需要说明的是，本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本申请的实施方式例如能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (6)
1.一种航空发动机机匣安装边密封性能测试系统，其特征在于，包括试验台、液压系统、试验件、测量泄漏系统以及实验数据采集装置；
所述试验台包括T型槽平台(1)、立柱(2)、横梁(3)以及试验件底座(5)，四个所述立柱(2)呈矩形分布设置于所述T型槽平台(1)上，相对的两个横梁(3)顶部之间分别连接有横梁(3)，所述试验件底座(5)设置于所述T型槽平台(1)上；
所述液压系统包括液压缸(6)、压力传感器(7)、液压站(8)、阀门台(9)以及高压软管(10)，所述四个所述立柱(2)的相对内侧分别设置有液压缸(6)，所述液压缸(6)的前端设置有压力传感器(7)，所述液压缸(6)通过高压软管(10)与所述阀门台(9)连接，所述液压站(8)经过不锈钢管路与所述阀门台(9)连接；
所述试验件(13)设置于所述试验件底座(5)上，所述试验件(13)上布置有温度传感器(15)，所述试验件(13)具有密封性试验螺栓(14)；
所述测量泄漏系统包括密封圈(16)、密封管道(17)以及流量计(18)，所述密封性试验螺栓(14)上布置有密封圈(16)，所述密封圈(16)通过密封管道(17)与流量计(18)连接；
所述实验数据采集装置包括控制台(11)和计算机(12)，所述液压站(8)与所述控制台(11)连接，所述压力传感器(7)、所述温度传感器(15)分别与所述控制台(11)信号连接，所述控制台(11)与所述计算机(12)连接。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机机匣安装边密封性能测试系统，其特征在于，四个所述横梁(3)的相对内侧设置有T型槽(4)，所述T型槽(4)内设置有液压缸转接座(61)，所述液压缸(6)安装于所述液压缸转接座(61)上。
3.根据权利要求1所述的一种航空发动机机匣安装边密封性能测试系统，其特征在于，所述液压站(8)设置有Ⅰ路供回油接口(81)、Ⅱ路供回油接口(82)、Ⅲ路供回油接口(83)和Ⅳ路供回油接口(84)，所述Ⅰ路供回油接口(81)、Ⅱ路供回油接口(82)、Ⅲ路供回油接口(83)和Ⅳ路供回油接口(84)分别控制四个液压缸(6)的供油压力自动控制和手动控制。
4.根据权利要求1所述的一种航空发动机机匣安装边密封性能测试系统，其特征在于，所述试验件(13)包括内腔室与外腔室，所述试验件(13)表面开有两个接口，两个接口分别安装温度传感器(15)与进气软管。
5.根据权利要求1所述的一种航空发动机机匣安装边密封性能测试系统，其特征在于，所述密封圈(16)将所述密封性试验螺栓(14)的1/4裹紧。
6.根据权利要求1所述的一种航空发动机机匣安装边密封性能测试系统，其特征在于，所述密封性试验螺栓(14)上布置埋入式应变计。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202111311904.2A CN114252215B (zh) | 2021-11-08 | 2021-11-08 | 一种航空发动机机匣安装边密封性能测试系统 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202111311904.2A CN114252215B (zh) | 2021-11-08 | 2021-11-08 | 一种航空发动机机匣安装边密封性能测试系统 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN114252215A true CN114252215A (zh) | 2022-03-29 |
| CN114252215B CN114252215B (zh) | 2024-07-02 |
Family
ID=80790545
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202111311904.2A Active CN114252215B (zh) | 2021-11-08 | 2021-11-08 | 一种航空发动机机匣安装边密封性能测试系统 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN114252215B (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115508013A (zh) * | 2022-11-16 | 2022-12-23 | 西安成立航空制造有限公司 | 一种航空发动机机匣气密性检测装置 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB893855A (en) * | 1958-05-27 | 1962-04-11 | Renault | Method and apparatus for testing the fluid-tightness of parts |
| CN205940904U (zh) * | 2016-08-12 | 2017-02-08 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种用于涡轮机匣间w环的泄漏特性试验装置 |
| CN106442157A (zh) * | 2016-12-07 | 2017-02-22 | 贵州黎阳航空动力有限公司 | 一种分区检测机匣液压强度的试验装置 |
| CN109489904A (zh) * | 2018-11-14 | 2019-03-19 | 中国航发动力股份有限公司 | 一种发动机机匣结合面漏气的检测系统及方法 |
| CN109520741A (zh) * | 2018-10-29 | 2019-03-26 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机燃烧室机匣用压力试验装置 |
-
2021
- 2021-11-08 CN CN202111311904.2A patent/CN114252215B/zh active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB893855A (en) * | 1958-05-27 | 1962-04-11 | Renault | Method and apparatus for testing the fluid-tightness of parts |
| CN205940904U (zh) * | 2016-08-12 | 2017-02-08 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种用于涡轮机匣间w环的泄漏特性试验装置 |
| CN106442157A (zh) * | 2016-12-07 | 2017-02-22 | 贵州黎阳航空动力有限公司 | 一种分区检测机匣液压强度的试验装置 |
| CN109520741A (zh) * | 2018-10-29 | 2019-03-26 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机燃烧室机匣用压力试验装置 |
| CN109489904A (zh) * | 2018-11-14 | 2019-03-19 | 中国航发动力股份有限公司 | 一种发动机机匣结合面漏气的检测系统及方法 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 艾延廷: "基于环形板理论的机匣安装边密封特性分析方法研究", 推进技术, vol. 42, no. 2, 28 February 2021 (2021-02-28) * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115508013A (zh) * | 2022-11-16 | 2022-12-23 | 西安成立航空制造有限公司 | 一种航空发动机机匣气密性检测装置 |
| CN115508013B (zh) * | 2022-11-16 | 2023-04-07 | 西安成立航空制造有限公司 | 一种航空发动机机匣气密性检测装置 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN114252215B (zh) | 2024-07-02 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN113686523B (zh) | 垫片密封性能检测方法 | |
| CN101266187A (zh) | 燃气调压器的测试装置 | |
| CN114252215A (zh) | 一种航空发动机机匣安装边密封性能测试系统 | |
| CN205424078U (zh) | 蝶阀阀板的轴向变形快速检测系统 | |
| CN112730075B (zh) | 航空管路连接件系统压力测试装置及其测试方法 | |
| CN204988873U (zh) | 飞机波纹管密封压力测试夹具 | |
| CN113776948A (zh) | 一种模拟内衬管均布外压屈曲失效的试验装置及方法 | |
| CN209878243U (zh) | 一种船舶燃油加装管路的压力测试装置 | |
| CN203688152U (zh) | 一种新型气体减压器检验装置 | |
| EP1715306A1 (en) | Method and calibration system for calibrating a flow meter. | |
| CN201034796Y (zh) | 一种检测汽车空调系统的装置 | |
| CN108801663B (zh) | 一种车辆制动试验器以及制动试验方法 | |
| CN116222881A (zh) | 含金属膜片贮箱推进系统的气密测试结构及方法 | |
| CN203287151U (zh) | 一种火花塞式缸压表 | |
| US3233447A (en) | Leak indicator system | |
| CN212254584U (zh) | 一种闭环保压打压检测系统 | |
| CN115493774A (zh) | 一种适用于低温环境的氢气旋转接头气密测试方法及系统 | |
| CN211784132U (zh) | 制动管路气密性检测工具 | |
| CN209927351U (zh) | 测试压力传感器输出性能的快换装置 | |
| CN201210104Y (zh) | 一种燃气调压器的测试装置 | |
| CN217819312U (zh) | 一种定量器测试工装 | |
| RU2402002C1 (ru) | Способ контроля герметичности заправленной рабочим телом гидравлической системы терморегулирования пилотируемого космического объекта, снабженной гидропневматическим компенсатором температурного изменения объема рабочего тела | |
| CN205808645U (zh) | 一种气制动管路气密性测试系统 | |
| CN215832961U (zh) | 一种波纹管密封检测试验装置 | |
| CN220398828U (zh) | 一种飞机换热器通用渗漏检测设备 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant |