CN114961891B - 一种航空发动机篦齿密封结构的泄漏量的测量方法及装置 - Google Patents
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Abstract
本发明提供的航空发动机篦齿密封结构的泄漏量的测量方法，通过采用控制部分、压力调节系统、补充气体系统实现篦齿密封结构处于一个在非稳态运动与不稳定压力耦合状态下，进而测量出篦齿密封结构在非稳态运动与不稳定压力耦合时的泄漏情况。本发明提供方法首先完善了航空发动机篦齿密封结构实验系统，增加了篦齿密封结构泄漏量的测试方法；并且模拟了航空发动机实际工作情况，进行了航空发动机非稳定状篦齿态下密封结构实验，更加准确的对篦齿密封结构泄漏性能进行了测量，从而利于优化航空发动机篦齿密封结构；此外本发明的实验方法可以兼顾传统的篦齿密封结构稳定状态下实验，实用性强。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及航空发动机篦齿密封结构的泄漏量的测量方法及装置。
背景技术
目前航空发动机密封技术有迷宫式、篦齿式等，而篦齿式密封在航空发动机中压气机级之间应用较为广泛。对密封性能实验主要是考察密封结构的泄漏量。现有篦齿密封结构实验研究多是在定速下固定压力泄漏损失实验。在转子静态下一般调整密封结构前室压力到固定值，测量稳定状态时的空气泄漏流量；转子运动也是测量转子稳定转速下，密封结构的空气泄漏量。验证转子在不同转速下篦齿密封结构的泄漏特性。而航空发动机本身的工作过程就是一个非稳态的，具有急加速工作要求，因此对于稳态的泄漏测量存在局限性很大缺陷。
发明内容
本发明的一个目的在于提供一种航空发动机篦齿密封结构的泄漏量的测量方法，用以解决传统的篦齿密封结构泄漏量的测量只针对稳态的测量存在局限性很大的技术问题。
为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：提供一种航空发动机篦齿密封结构的泄漏量的测量方法，用于测量航空发动机篦齿密封结构在非稳态运动与不稳定压力耦合时的泄漏情况，所述航空发动机篦齿密封结构的泄漏量的测量方法包括以下步骤：
S1、组装实验装置，并调试转子运动系统的动平衡，确保篦齿密封结构运动一致性；
S2、通过上位机对系统进行控制并采集数据，并进行物理参数的计算；
S3、校验压力调节系统，通过对所述压力调节系统进行实时的补充气体，及时补充泄漏的气体质量，假定所述压力调节系统气体质量守恒，故而压力与气体的体积成反比；关闭进气截止阀，设定最大实验压力，对直线电机等速正向压缩波纹储气箱，记录波纹储气箱压力随时间变化曲线及直线电机的控制参数、达到最大压力时间t1；当达到最大设定压力时，直线电机停机，压力保持t1时间后，直线电机等速负向拉伸波纹储气箱减压，以t1时间完成减压，作为压力变化的工况一；
S4、改变直线电机速度，使直线电机匀速运动，重复步骤S3，完成校验至少五个压力变化工况，作为后期实验的压力调节基准；
S5、对储气罐进行充气，充气压力小于储气罐的设计压力，并大于步骤S3中的工况压力变化最大值；
S6、在确定转子转速下，多次改变转子加速度，a1为第一个实验加速度，对应加速时间为t1，匀速时间为t1，减速时间为t1，与压力变化时间对应，以便模拟航空发动机压气机转子工作时的压力变化，此过程为等腰梯形转速变化梯形图；
S7、完成一个加速度实验完成后，系统状态归零，然后进行第二个加速度a2实验，改变加速时间，重复步骤S6，直至完成所有加速度循环实验；
S8、由实验数据综合评定该篦齿密封结构的密封性能。
在一个实施例中，为了实验准确，篦齿密封结构实验件设置了二个相同的篦齿结构，因此得到的篦齿密封结构泄漏量的一半即为该篦齿密封结构在非稳态运动变压力下的泄漏量。
在一个实施例中，步骤S1具体包括：调试压力调节系统，关闭进气截止阀，压缩波纹储气箱，记录压力变化曲线；调试补气系统，记录稳压箱的压力变化；整个系统联合调试，以符合实验要求。
在一个实施例中，步骤S2具体包括：取篦齿密封机构中截面转子半径为R米，转速为n转/分，升速时间为t秒；因此篦齿密封结构圆周切线速度为加速度为因此由公式可知，在固定篦齿密封结构转子实验转速后，加速度是时间的函数，只需要改变升速时间和减速时间即可达到改变篦齿密封结构加速度的要求，实现篦齿密封结构的交变速变化；转子由变频电机带动，改变变频电机的电源的输入频率，即可改变转速，而转速与输出频率成正比；其中，电机的减速控制由改变变频器制动电阻阻值进行控制。
在一个实施例中，步骤S6具体包括：在转子开始转动零时刻，此时按照步骤S3工况一的参数控制，打开进气截止阀，测量管路进气质量流量，即篦齿密封结构的漏气量，补气系统按照泄漏量对波纹储气箱进行补气，此时稳压箱的压力随步骤S3工况一压力变化，使稳压箱压力与波纹储气箱压力一致；完成一个梯形图实验即一个实验循环，按实验要求直至完成多个循环，记录每个循环篦齿密封结构的漏气量时间变化曲线。
本发明的另一个目的在于提供一种航空发动机篦齿密封结构的泄漏量的测量设备，用于进行上述任意一项实施例中所述的航空发动机篦齿密封结构的泄漏量的测量方法，所述航空发动机篦齿密封结构的泄漏量的测量设备包括：
篦齿密封结构，所述篦齿密封结构设置于密封腔与转子之间；
控制部分，所述控制部分与所述转子相连；
压力调节系统，所述压力调节系统与所述密封腔相连通；
补充气体系统，所述补充气体系统与所述压力调节系统相连通，所述补充气体系统用于对所述压力调节系统进行补充气体；
上位机，所述上位机与控制部分、所述压力调节系统、所述补充气体系统电性连接。
在一个实施例中，所述控制部分包括：
传动轴，所述传动轴通过键卡接配合于所述转子的轴孔内，所述传动轴的两端贯通所述密封腔，且所述传动轴与所述密封腔可转动配合；
变频电机，所述变频电机的电机轴通过联轴器与所述传动轴一端相连；
转速传感器，所述转速传感器设置于所述传动轴上；
变频器，所述变频器与所述变频电机电性连接；
制动电阻，所述制动与所述变频器电性连接。
在一个实施例中，所述压力调节系统包括：
进气管路，所述进气管路的一端与所述密封腔及所述篦齿密封结构形成的密封区域相连通；
波纹储气箱，所述波纹储气箱与所述进气管路的另一端相连通；
直线电机，所述直线电机的电机轴与所述波纹储气箱相连；
进气截止阀，所述进气截止阀设置于所述进气管路上；
进气流量计，所述进气流量计设置于所述进气管路上；
储气箱温压传感器，所述储气箱温压传感器设置于所述波纹储气箱上，所述储气箱温压传感器用于测量所述波纹储气箱的温度与压力数值。
在一个实施例中，所述补充气体系统包括：
补充管路，所述补充管路的一端与所述波纹储气箱相连通；
稳压箱，所述稳压箱与所述补充管路的另一端相连通；
储气罐，所述储气罐与所述稳压箱相连通；
空压机组，所述空压机组输出端与所述储气罐相连通，所述空压机组用于对所述储气罐输送气体；
压力调节阀，所述压力调节阀设置于所述储气罐与所述稳压箱相连通的管道上；
稳压箱温压传感器，所述稳压箱温压传感器设置于所述稳压箱上；
补气截止阀，所述补气截止阀设置于所述补充管路上；
流量调节阀，所述流量调节阀设置于所述补充管路上；
补气流量计，所述补气流量计设置于所述补充管路上。
本发明实施例中上述的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
本发明实施例提供的航空发动机篦齿密封结构的泄漏量的测量方法，首先完善了航空发动机篦齿密封结构实验系统，增加了篦齿密封结构泄漏量的测试方法；并且模拟了航空发动机实际工作情况，进行了航空发动机非稳定状篦齿态下密封结构实验，更加准确的对篦齿密封结构泄漏性能进行了测量，从而利于优化航空发动机篦齿密封结构；此外本发明的实验方法可以兼顾传统的篦齿密封结构稳定状态下实验，也可以根据实际情况自行改变转速梯形图及进气压力图，进行多种非稳态篦齿密封结构实验，实用性强。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述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为本发明实施例提供的航空发动机篦齿密封结构的泄漏量的测量装置；
图2为本发明实施例提供的篦齿密封结构与进气管路的配合示意图；
图3为本发明实施例中转速及压力控制梯形图；
图4为本发明实施例中泄漏时间变化曲线图。
其中，各个附图标记如下：
1、空压机组；2、储气罐；3、压力调节阀；4、稳压箱；5、稳压箱温压传感器；6、补气截止阀；7、流量调节阀；8、补气流量计；9、补气管路；10、直线电机；11、波纹储气箱；12、储气箱温压传感器；13、进气截止阀；14、进气流量计；15、进气管路；16、轴承座A；17、转速传感器；18、密闭腔；19、排气孔；20、篦齿密封结构；21、转子；22、键；23、轴承座B；24、联轴器；25、变频电机；26、变频器；27、制动电阻；28、传动轴。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“长度”、“宽度”、“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的限制。
此外，术语“第一”、“第二”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”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；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或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
航空发动机是用来产生推力使飞机前进的发动机设备。先进的飞行器需要强大的心脏，航空发动机正是飞行器的动力来源。航空发动机是非常复杂的高端机械，工作条件具有“高温，高压，高速”的特点：工作温度高，内部各处的温度不同且不断变化；气体压力大，工作载荷高；转子转速高，以及承受环境和机动飞行给发动机带来的各种影响。尤其是航空发动机的压气机是把低压空气吸入，通过压气机的叶轮使气体的压力增加。为达到航空发动机的高性能，一般压气机分为多级：有风扇级、低压压气机级、高压压气机级。而不同级的压气机有不同的转轴带动，因此就出现多转子航空发动机。航空发动机压气机由多级转子组成，每级转子后都有定子导流级。每级转子前后都有密封结构防止级后高压气体泄漏到低压转子，而篦齿密封结构是常用结构，因此篦齿密封结构的泄漏实验是关系到航空发动机性能的实验之一。而如何把航空发动机篦齿密封结构的泄漏量在航空发动机多工况下准确测量依然是难题。本发明就是要解决航空发动机篦齿密封结构在非稳态运动交变压力工况下泄漏实验测量，从而完善了篦齿密封结构泄漏实验。
但是现有针对航空发动机篦齿密封结构在稳定状态时的泄漏情况测量技术，至少存在以下缺点：(1)篦齿密封结构泄漏实验主要在匀速下测量篦齿密封结构的漏气量，而航空发动机实际工作中速度是变化的；(2)而由于气体的粘性力作用，篦齿内的流动与受粘性力影响大于其惯性力，因此篦齿密封结构的相对运动状态对内部气体的流动影响很大，目前的泄漏实验未对考虑内部气体流动的影响；(3)现有篦齿密封结构泄漏量的测量只针对稳态的测量，未进行泄漏量的动态变化测量，忽略了泄漏中的一些重要信息；(4)篦齿密封结构的气体泄漏量与压力的大小密切相关，现实的实验只研究了稳态压力下密封结构的气体泄漏量，而实际工作中压气机转子加速运动时，级后压力急速升高，而这种动压力与转子变速下的泄漏量测量仍是空白。
为此，本发明就是要解决航空发动机篦齿密封结构在非稳态运动交变压力工况下泄漏实验测量，从而完善了篦齿密封结构泄漏实验。
本申请实施例提供了航空发动机篦齿密封结构的泄漏量的测量方法包括以下步骤：
S1、组装实验装置，并调试转子运动系统的动平衡，确保篦齿密封结构运动一致性。具体步骤包括：调试压力调节系统，关闭进气截止阀与压缩波纹储气箱，记录压力变化曲线；调试补气系统，记录稳压箱的压力变化；整个系统联合调试，以符合实验要求。
S2、通过上位机对系统进行控制并采集数据，并进行物理参数的计算。具体步骤包括：取篦齿密封机构中截面转子半径为R米，转速为n转/分，升速时间为t秒；因此篦齿密封结构圆周切线速度为加速度为因此由公式可知，在固定篦齿密封结构转子实验转速后，加速度是时间的函数，只需要改变升速时间和减速时间即可达到改变篦齿密封结构加速度的要求，实现篦齿密封结构的交变速变化。转子由变频电机带动，改变变频电机的电源的输入频率，即可改变转速，而转速与输出频率成正比。其中，电机的减速控制由改变变频器制动电阻阻值进行控制。
S3、校验压力调节系统，通过对压力调节系统进行实时的补充气体，及时补充泄漏的气体质量，假定压力调节系统气体质量守恒，故而压力与气体的体积成反比；关闭进气截止阀，设定最大实验压力，对直线电机等速正向压缩波纹储气箱，记录波纹储气箱压力随时间变化曲线及直线电机的控制参数、达到最大压力时间t1；当达到最大设定压力时，直线电机停机，压力保持t1时间后，直线电机等速负向拉伸波纹储气箱减压，以t1时间完成减压，作为压力变化的工况一；
S4、改变直线电机速度，使直线电机匀速运动，重复步骤S3，完成校验至少五个压力变化工况，作为后期实验的压力调节基准；
S5、对储气罐进行充气，充气压力小于储气罐的设计压力，并大于步骤S3中的工况压力变化最大值。此时由于波纹储气箱压力为大气压，因此稳压箱压力为大气压，此时压力调节阀为关闭状态。
S6、在确定转子转速下，多次改变转子加速度，a1为第一个实验加速度，对应加速时间为t1，匀速时间为t1，减速时间为t1，与压力变化时间对应，以便模拟航空发动机压气机转子工作时的压力变化，此过程为等腰梯形转速变化梯形图。具体步骤包括：在转子开始转动零时刻，此时按照步骤S3工况一的参数控制，打开进气截止阀，测量管路进气质量流量，即篦齿密封结构的漏气量，补气系统按照泄漏量对波纹储气箱进行补气，此时稳压箱的压力随步骤S3工况一压力变化，使稳压箱压力与波纹储气箱压力一致；完成一个梯形图实验即一个实验循环，按实验要求直至完成多个循环，记录每个循环篦齿密封结构的漏气量时间变化曲线。
S7、完成一个加速度实验完成后，系统状态归零，然后进行第二个加速度a2实验，改变加速时间，重复步骤S6，直至完成所有加速度循环实验；
S8、由实验数据综合评定该篦齿密封结构的密封性能。
在一个实施例中，为了实验准确，篦齿密封结构实验件设置了二个相同的篦齿结构，因此得到的篦齿密封结构泄漏量的一半即为该篦齿密封结构在非稳态运动变压力下的泄漏量。
示例1：
本发明列举一个工况实验具体过程；实验件篦齿密封结构中心半径212mm，篦齿泄漏间隙2.6mm，变频电机转速(0-3000)转/分。波纹储气箱压力调节范围：(0-0.6)Mpa，储气罐设计压力为1.2Mp。
1、计算加减速时间。线加速度选择实验转速n＝3000rpm，因此计算得到t＝13.3s；
2、校验压力调整系统，设定压力为0.2Mpa，增压时间为13.3s，稳压时间为13.3s，降压时间为13.3s，为一个周期的压力变化过程，记录压力变化曲线，最为后续实验的压力变化基准参数。
3、空压机组对储气罐加压，压力大于0.2Mpa，本次实验充气压力为0.4Mpa。
4、进行一个循环的泄漏实验，篦齿密封结构线加速度为5m/s2，减速线加速度为-5m/s2，各段时间为13.3s，与压力变化时间对应，因此实验时间为13.3*3＝39.9s。
实验转速及压力控制梯形图如图3所述。
实验记录参数：
泄漏时间变化曲线如图4所示。
如图1-2所示，本发明的另一个目的在于提供一种航空发动机篦齿密封结构20的泄漏量的测量设备，用于进行上述任意一项实施例中的航空发动机篦齿密封结构20的泄漏量的测量方法，航空发动机篦齿密封结构20的泄漏量的测量设备包括篦齿密封结构20、控制部分、上位机、补充气体系统、压力调节系统。篦齿密封结构20设置于密封腔与转子21之间。控制部分与转子21相连，压力调节系统与密封腔相连通，补充气体系统与压力调节系统相连通，补充气体系统用于对压力调节系统进行补充气体，上位机与控制部分、压力调节系统、补充气体系统电性连接。
其中，运动控制部分主要是对转子21的转动规律性控制，传动轴28带动实验件转动，动力依靠一台变频电机25提供。变频器26调节电机的转速，并有转速传感器17反馈传动轴28的转速。压力调解部分主要是用来调整篦齿密封结构20前压力，按照预设压力与转子21转速运动配合，调整。压力的变化主要是由波纹储气箱11的压缩和拉伸来完成，而波纹储气箱11的拉压由直线电机10的推动完成。进气截止阀13是用来调整校验压力的阀门。实验时通过进气流量计14测量气体的泄漏量。补充气体部分主要功能是补充由于篦齿密封结构20泄漏的空气量，从而使波纹储气箱11的气体质量保持恒定。该部分高压储气罐2经过压力调整阀在稳压箱4压力传感器的控制下，使稳压箱4的气体压力与波纹储气箱11的压力保持一致。流量调节阀7调节补气量与漏气量一致，从而对压力调整系统实验气体有机补充。
如图2所示，在一个实施例中，转子21的上下端与密闭腔18之间均设置有篦齿密封结构20，进而可同时进行两个篦齿密封结构20在非稳态运动
与不稳定压力耦合时的泄漏情况，并且两个篦齿密封结构20同时进行实验，相比于单个篦齿密封结构20进行实验而言，可降低偶然性因素的影响，进而提高测量结果的准确度。
在一个实施例中，控制部分包括传动轴28、变频电机25、制动电阻27、变频器26、转速传感器17。传动轴28通过键22卡接配合于转子21的轴孔内，传动轴28的两端贯通密封腔，且传动轴28与密封腔可转动配合。变频电机25的电机轴通过联轴器24与传动轴28一端相连。转速传感器17设置于传动轴28上。变频器26与变频电机25电性连接。制动与变频器26电性连接。
在一个实施例中，压力调节系统包括进气管路15、波纹储气箱11、直线电机10、进气截止阀13、进气流量计14、储气箱温压传感器12。进气管路15的一端与密封腔及篦齿密封结构20形成的密封区域相连通。波纹储气箱11与进气管路15的另一端相连通。直线电机10的电机轴与波纹储气箱11相连。进气截止阀13设置于进气管路15上。进气流量计14设置于进气管路15上。储气箱温压传感器12设置于波纹储气箱11上，储气箱温压传感器12用于测量波纹储气箱11的温度与压力数值。
在一个实施例中，补充气体系统包括补充管路、稳压箱4、储气罐2、空压机组1、压力调节阀3、稳压箱温压传感器5、补气流量计8、流量调节阀7、补气截止阀6。补充管路的一端与波纹储气箱11相连通；稳压箱4与补充管路的另一端相连通；储气罐2与稳压箱4相连通；空压机组1输出端与储气罐2相连通，空压机组1用于对储气罐2输送气体；压力调节阀3设置于储气罐2与稳压箱4相连通的管道上；稳压箱温压传感器5设置于稳压箱4上；补气截止阀6设置于补充管路上；流量调节阀7设置于补充管路上；补气流量计8设置于补充管路上。
以上仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，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，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (5)
1.一种航空发动机篦齿密封结构的泄漏量的测量设备，用于进行航空发动机篦齿密封结构在非稳态运动时的泄漏量的测量，其特征在于，所述航空发动机篦齿密封结构的泄漏量的测量设备包括：
篦齿密封结构，所述篦齿密封结构设置于密封腔与转子之间，所述密封腔的两侧设置有排气孔；
在密封腔内设置了二个相同的篦齿密封结构，得到的篦齿密封结构泄漏量的一半即为该篦齿密封结构在非稳态运动变压力下的泄漏量；
控制部分，所述控制部分与所述转子相连；
压力调节系统，所述压力调节系统与所述密封腔相连通；
补充气体系统，所述补充气体系统与所述压力调节系统相连通，所述补充气体系统用于对所述压力调节系统进行补充气体；
上位机，所述上位机与控制部分、所述压力调节系统、所述补充气体系统电性连接；
所述控制部分包括：
传动轴，所述传动轴通过键卡接配合于所述转子的轴孔内，所述传动轴的两端贯通所述密封腔，且所述传动轴与所述密封腔可转动配合；
变频电机，所述变频电机的电机轴通过联轴器与所述传动轴一端相连；
转速传感器，所述转速传感器设置于所述传动轴上；
变频器，所述变频器与所述变频电机电性连接；
制动电阻，所述制动与所述变频器电性连接；
所述压力调节系统包括：
进气管路，所述进气管路的一端与所述密封腔及所述篦齿密封结构形成的密封区域相连通；
波纹储气箱，所述波纹储气箱与所述进气管路的另一端相连通；
直线电机，所述直线电机的电机轴与所述波纹储气箱相连；
进气截止阀，所述进气截止阀设置于所述进气管路上；
进气流量计，所述进气流量计设置于所述进气管路上；
储气箱温压传感器，所述储气箱温压传感器设置于所述波纹储气箱上，所述储气箱温压传感器用于测量所述波纹储气箱的温度与压力数值；
所述补充气体系统包括：
补充管路，所述补充管路的一端与所述波纹储气箱相连通；
稳压箱，所述稳压箱与所述补充管路的另一端相连通；
储气罐，所述储气罐与所述稳压箱相连通；
空压机组，所述空压机组输出端与所述储气罐相连通，所述空压机组用于对所述储气罐输送气体；
压力调节阀，所述压力调节阀设置于所述储气罐与所述稳压箱相连通的管道上；
稳压箱温压传感器，所述稳压箱温压传感器设置于所述稳压箱上；
补气截止阀，所述补气截止阀设置于所述补充管路上；
流量调节阀，所述流量调节阀设置于所述补充管路上；
补气流量计，所述补气流量计设置于所述补充管路上；
其中，控制部分对转子的转动规律性控制，传动轴带动实验件转动，动力依靠一台变频电机提供；变频器调节电机的转速，并由转速传感器反馈传动轴的转速；压力调解部分用于调整篦齿密封结构的前压力，按照预设压力与转子转速运动配合调整；压力的变化由波纹储气箱的压缩和拉伸来完成，而波纹储气箱的拉压由直线电机的推动完成；进气截止阀用于调整校验压力的阀门；实验时通过进气流量计测量气体的泄漏量；补充气体部分用于补充由篦齿密封结构泄漏的空气量，从而使波纹储气箱的气体质量保持恒定；储气罐的气体经过压力调整阀在稳压箱压力传感器的控制下，使稳压箱的气体压力与波纹储气箱的压力保持一致；流量调节阀调节补气量与泄漏量一致，从而对压力调整系统实验气体进行补充。
2.一种航空发动机篦齿密封结构的泄漏量的测量方法，用于测量航空发动机篦齿密封结构在非稳态运动与不稳定压力耦合时的泄漏情况，采用了上述权利要求1中的航空发动机篦齿密封结构的泄漏量的测量设备，其特征在于，所述航空发动机篦齿密封结构的泄漏量的测量方法包括以下步骤：
S1、组装实验装置，并调试转子运动系统的动平衡，确保篦齿密封结构运动一致性；
S2、通过上位机对系统进行控制并采集数据，并进行物理参数的计算；
S3、校验压力调节系统，通过对所述压力调节系统进行实时的补充气体，补充泄漏的气体质量，所述压力调节系统气体质量守恒，压力与气体的体积成反比；关闭进气截止阀，设定最大实验压力，对直线电机等速正向压缩波纹储气箱，记录波纹储气箱压力随时间变化曲线及直线电机的控制参数、达到最大压力时间t1；当达到最大设定压力时，直线电机停机，压力保持t1时间后，直线电机等速负向拉伸波纹储气箱减压，以t1时间完成减压，作为压力变化的工况一；
S4、改变直线电机速度，使直线电机匀速运动，重复步骤S3，完成校验至少五个压力变化工况，作为后期实验的压力调节基准；
S5、对储气罐进行充气，充气压力小于储气罐的设计压力，并大于步骤S3中的工况压力变化最大值；
S6、在确定转子转速下，多次改变转子加速度，a1为第一个实验加速度，对应加速时间为t1，匀速时间为t1，减速时间为t1，与压力变化时间对应，模拟航空发动机压气机转子工作时的压力变化；
S7、完成一个加速度实验完成后，系统状态归零，然后进行第二个加速度a2实验，改变加速时间，重复步骤S6，直至完成所有加速度循环实验；
S8、由实验得到的篦齿密封结构泄漏量评定该篦齿密封结构的密封性能。
3.根据权利要求2所述的一种航空发动机篦齿密封结构的泄漏量的测量方法，其特征在于：
步骤S1具体包括：调试压力调节系统，关闭进气截止阀，压缩波纹储气箱，记录压力变化曲线；调试补气系统，记录稳压箱的压力变化；整个系统联合调试，以符合实验要求。
4.根据权利要求2所述的一种航空发动机篦齿密封结构的泄漏量的测量方法，其特征在于：
步骤S2具体包括：取篦齿密封机构中截面转子半径为R米 ，转速为n转/分，升速时间为t秒；因此篦齿密封结构圆周切线速度为，加速度为；在固定篦齿密封结构转子实验转速后，加速度是时间的函数，通过改变升速时间和减速时间而达到改变篦齿密封结构加速度，实现篦齿密封结构的交变速变化；转子由变频电机带动，改变变频电机的电源的输入频率而改变转速，转速与输出频率成正比；其中，电机的减速控制由改变变频器制动电阻阻值进行控制。
5.根据权利要求2所述的一种航空发动机篦齿密封结构的泄漏量的测量方法，其特征在于：
步骤S6具体包括：在转子开始转动零时刻，此时按照步骤S3工况一的参数控制，打开进气截止阀，测量管路进气质量流量，得到篦齿密封结构的漏气量，补气系统按照泄漏量对波纹储气箱进行补气，此时稳压箱的压力随步骤S3工况一压力变化，使稳压箱压力与波纹储气箱压力一致；完成一个实验循环，按实验要求直至完成多个循环，记录每个循环篦齿密封结构的漏气量时间变化曲线。
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