CN117387845A - 一种航空发动机石墨封严密封性能试验装置及系统 - Google Patents
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Abstract
本申请提供了一种航空发动机石墨封严密封性能试验装置及系统，属于航空发动机密封技术领域，具体包括用于石墨封严密封性动态试验的试验器、电主轴以及驱动部件，所述电主轴的一端连接有安装头，所述电主轴通过所述安装头与所述试验器连接，所述电主轴的另一端与所述驱动部件连接；所述安装头内部安装所述试验器，所述试验器包括试验器壳体和位于所述试验器壳体上的盖板，所述试验器壳体靠近所述电主轴一侧，所述试验器壳体内部安装有石墨环以及与所述石墨环适配的跑道，所述盖板上还设有高压腔进气接头。通过本申请的处理方案，实现了静态泄露和动态泄露多工况下模拟性能试验。
Description
技术领域
本申请涉及石墨封严技术领域，尤其涉及一种航空发动机石墨封严密封性能试验装置及系统。
背景技术
石墨封严主要由动环、静环、补偿弹力装置、辅助密封件组成。如图1所示，包括密封圈101、静环壳体102、波形弹簧103和石墨环104，垂直于旋转轴的端面在流体压力、补偿机构弹力和辅助密封系统的共同作用下与另一端面保持贴合并相对滑动。两个密封端面紧密贴合的交界处形成一个微小间隙，当有压介质通过此间隙时形成极薄的液膜，阻止介质泄露，同时对端面起到润滑作用，由此获得长期的密封效果。
石墨封严密封性能试验主要分为静态试验和动态试验。专利文献CN103091046A所公布的一种发动机石墨端面密封装置密封试验夹具，其所描述的方法中密封试验夹具只能实现石墨端面密封的静态密封性能试验，没法完成动态密封性能试验，难以综合模拟发动机转速、压力、温度、封严介质、转子跳动等工况的问题。专利文献CN107515075A所公布的一种用以检测石墨封严环封性能的装置，其所描述的方法装置中，没有设置高压腔泄压阀，石墨封严试验时难以安装拆卸且有损坏石墨环的风险。
发明内容
有鉴于此，本申请实施例提供一种航空发动机石墨封严密封性能试验装置及系统，至少部分解决现有技术中试验装置无法完成石墨封严动态试验的问题。
第一方面，本申请实施例提供一种航空发动机石墨封严密封性能试验装置，包括用于石墨封严密封性动态试验的试验器、电主轴以及驱动部件，所述电主轴的一端连接有安装头，所述电主轴通过所述安装头与所述试验器连接，所述电主轴的另一端与所述驱动部件连接；
所述安装头内部安装所述试验器，所述试验器包括试验器壳体和位于所述试验器壳体上的盖板，所述试验器壳体靠近所述电主轴一侧，所述试验器壳体内部安装有石墨环以及与所述石墨环适配的跑道，所述盖板上还设有高压腔进气接头。
根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述盖板上还设有高压腔出气接头。
根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述石墨环与所述试验器壳体之间设有第一密封胶圈，所述试验器壳体与所述盖板之间设有第二密封胶圈。
根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述装置还包括套杯和电主轴座，所述套杯套设于所述电主轴的外侧，所述电主轴贯穿所述套杯，所述套杯的两个端部与所述电主轴之间设有轴承，所述电主轴通过所述套杯固定于所述电主轴座上，所述电主轴贯穿所述套杯后的一端部与所述安装头连接。
根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述套杯上设有油气进口和与所述油气进口连通的油孔。
根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述装置还包括冷却水套，所述冷却水套套设于所述套杯上。
根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述安装头与所述电主轴的连接采用圆锥面定位，所述安装头设置为一端开口的框架结构，所述安装头上与所述开口相对的侧壁与所述电主轴连接，所述电主轴与所述安装头连接处的端面设有拉紧螺母，所述拉紧螺母与所述电主轴的连接处的外侧套设有偏心锥套，所述偏心锥套的一部分位于所述电主轴与所述安装头的侧壁之间，所述偏心锥套的另一部分套设于所述拉紧螺母外侧，且所述偏心锥套的另一部分的外侧套设有锁紧螺母，所述锁紧螺母与所述安装头的侧壁压紧连接。
根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述电主轴远离所述安装头的一端设有联轴器法兰，所述电主轴通过所述联轴器法兰与所述驱动部件连接，所述联轴器法兰的外侧设有轴系进水口。
根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述装置还包括底座，所述电主轴座固定安装在所述底座上。
第二方面，本申请实施例还提供一种航空发动机石墨封严密封性能试验系统，包括如第一方面任一实施例所述的航空发动机石墨封严密封性能试验装置，所述系统还包括水冷部件、供油部件、供气部件和控制部件，所述控制部件分别与所述水冷部件、所述供油部件、所述供气部件、所述驱动部件和所述试验器电连接，所述水冷部件还与所述供油部件和所述供气部件连接，所述供油部件和所述供气部件还与所述试验器连接。
有益效果
本申请实施例中的航空发动机石墨封严密封性能试验装置，加入了主轴驱动部件，驱动部件能带动石墨组件转动，实现静态泄露和动态泄露多工况下模拟性能试验，提高了试验模拟发动机工作的真实性。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，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申请的一些实施例，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它的附图。
图1为现有技术中的石墨封严装置结构图；
图2为根据本发明一实施例的石墨封严空气泄漏量测量原理图；
图3为根据本发明一实施例的航空发动机石墨封严密封性能试验装置的结构图；
图4为根据本发明另一实施例的航空发动机石墨封严密封性能试验装置的结构图；
图5为根据本发明一实施例的盖板的结构图；
图6为根据本发明一实施例的试验器的结构图；
图7为根据本发明一实施例的航空发动机石墨封严密封性能试验系统的框架图。
图中：101、密封圈；102、静环壳体；103、波形弹簧；104、石墨环；105、滑油喷嘴；106、单级圆周石墨密封；1、联轴器护罩；2、电主轴座；3、电主轴；4、轴承箱；5、试验器；6、底座；7、轴系进水口；8、联轴器法兰；9、轴承；10、油气进口；11、套杯；12、冷却水套；13、偏心锥套；14、锁紧螺母；15、拉紧螺母；16、安装头；17、跑道；18、石墨环；19、试验器壳体；20、第一密封胶圈；21、第二密封胶圈；22、盖板；23、高压腔出气接头。
具体实施方式
下面结合附图对本申请实施例进行详细描述。
以下通过特定的具体实例说明本申请的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本申请的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。本申请还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本申请的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
要说明的是，下文描述在所附权利要求书的范围内的实施例的各种方面。应显而易见，本文中所描述的方面可体现于广泛多种形式中，且本文中所描述的任何特定结构及/或功能仅为说明性的。基于本申请，所属领域的技术人员应了解，本文中所描述的一个方面可与任何其它方面独立地实施，且可以各种方式组合这些方面中的两者或两者以上。举例来说，可使用本文中所阐述的任何数目个方面来实施设备及/或实践方法。另外，可使用除了本文中所阐述的方面中的一或多者之外的其它结构及/或功能性实施此设备及/或实践此方法。
还需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本申请的基本构想，图式中仅显示与本申请中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。
另外，在以下描述中，提供具体细节是为了便于透彻理解实例。然而，所属领域的技术人员将理解，可在没有这些特定细节的情况下实践所述方面。
目前，石墨封严密封性能试验主要分为静态试验和动态试验。静态试验：当与石墨封严对应的密封对偶件转速为零时，模拟石墨封严上下游的空气压差、工作温度及安装形式，研究石墨封严在密封对偶件静止时上下游压差、温度与泄漏量关系的一种试验。石墨封严静态试验是检验新产品或工作某一周期后的石墨封严的静态密封性能；动态试验：当与石墨封严对应的密封对偶件旋转时，模拟石墨封严上下游的空气压差、工作温度及安装形式，研究石墨封严在不同密封对偶件的转速下，上下游压差、温度与泄漏量关系的一种试验。石墨封严动态试验是检验石墨封严在模拟发动机工况条件下的动态密封性能。
一般的测试参数包括转速、温度、压力、振动加速度、气体泄漏量、滑油泄漏量等。
图2为石墨封严空气泄漏量测量原理图。石墨封严被试品安装在专用的试验转接段中，位于A腔及轴承腔(或低压腔)之间，采用单级圆周石墨密封106，内部设有滑油喷嘴105。A腔为高压腔，轴承腔(或低压腔)通常与大气相通，气体从A腔经石墨封严泄漏至轴承腔(或低压腔)。试验时，高压空气进入A腔，当A腔中的空气压力P保持不变时，通过石墨封严泄漏到轴承腔(或低压腔)中的空气泄漏量Q2等于高压热空气的进气量Q1。通过试验器的测试与数据采集系统测量进入A腔的空气流量Q1，则可间接得出泄漏到轴承腔(或低压腔)的空气泄漏量Q2＝Q1。
也可以在圆周石墨封严的下游收集泄漏气体并直接测量空气泄漏量Q2。
第一方面，本申请实施例提供一种航空发动机石墨封严密封性能试验装置，下面参照图3至图6进行详细描述。
在本实施例中，参照图3，航空发动机石墨封严密封性能试验装置包括用于石墨封严密封性动态试验的试验器5、电主轴3以及驱动部件，所述电主轴3的一端连接有安装头16，所述电主轴3通过所述安装头16与所述试验器5连接，所述电主轴3的另一端与所述驱动部件连接；
所述安装头16内部安装所述试验器5，所述试验器5包括试验器壳体19和位于所述试验器壳体19上的盖板22，所述试验器壳体19靠近所述电主轴3一侧，所述试验器壳体19内部安装有石墨环18以及与所述石墨环18适配的跑道17，所述盖板22上还设有高压腔进气接头。
本试验装置添加了电主轴3的驱动部件，可有效实现多工况状态下的模拟试验，电主轴3是该装置的核心部件，其材料、加工精度、动平衡、安装配合等环节至关重要。
具体的，航空发动机石墨封严密封性能试验装置还包括底座6，底座6上设有电主轴座2，所述电主轴3通过所述电主轴座2固定在底座6上，所述底座6上还设有联轴器护罩1和轴承箱4，联轴器护罩1和轴承箱4位于电主轴座2和试验器5之间。联轴器护罩1靠近电主轴座2一侧，轴承箱4靠近安装头16一侧，联轴器护罩1内设有联轴器，用于轴与轴之间的连接。
在一个实施例中，参照图5和图6，所述盖板22上还设有高压腔出气接头23。本实施例中增加了高压腔出气接头23，使试验时试验件的安装拆卸更加方便，进气收气更加合理，提高了试验可实施性。
进一步的，所述石墨环18与所述试验器壳体19之间设有第一密封胶圈20，所述试验器壳体19与所述盖板22之间设有第二密封胶圈21。通过设置密封胶圈使零件之间密封性更好。
进一步的，参照图4，所述装置还包括套杯11和电主轴座2，所述套杯11套设于所述电主轴3的外侧，所述电主轴3贯穿所述套杯11，所述套杯11的两个端部与所述电主轴3之间设有轴承9，所述电主轴3通过所述套杯11固定于所述电主轴座2上，所述电主轴3贯穿所述套杯11后的一端部与所述安装头16连接。
进一步的，所述套杯11上设有油气进口10和与所述油气进口10连通的油孔。
进一步的，所述装置还包括冷却水套12，所述冷却水套12套设于所述套杯11上。冷却水套12用于对高速旋转的电主轴3冷却降温。
在一个实施例中，所述安装头16与所述电主轴3的连接采用圆锥面定位，所述安装头16设置为一端开口的框架结构，所述安装头16上与所述开口相对的侧壁与所述电主轴3连接，所述电主轴3与所述安装头16连接处的端面设有拉紧螺母15，所述拉紧螺母15与所述电主轴3的连接处的外侧套设有偏心锥套13，所述偏心锥套13的一部分位于所述电主轴3与所述安装头16的侧壁之间，所述偏心锥套13的另一部分套设于所述拉紧螺母15外侧，且所述偏心锥套13的另一部分的外侧套设有锁紧螺母14，所述锁紧螺母14与所述安装头16的侧壁压紧连接。
进一步的，所述电主轴3远离所述安装头16的一端设有联轴器法兰8，所述电主轴3通过所述联轴器法兰8与所述驱动部件连接，所述联轴器法兰8的外侧设有轴系进水口7。
对于上述实施例中相关部件的材料、加工条件和动平衡的要求如下：
1)材料：电主轴3前端需施加载荷，为保证其韧性，选用38CrMoAl材料。淬火、渗氮处理，HRC50-55。
2)加工：为保证加工精度，电主轴3的加工工艺为：材料——车加工——探伤——热处理——粗磨——数控加工螺纹——半精磨——精磨——渗氮(配合件的绝对尺寸)，最终主轴径向跳动＜0.003mm。
3)动平衡：动平衡分为三步，第一、电主轴3动平衡；第二、电主轴3连接安装头16一起动平衡；第三、装配后整机动平衡。安装后用振动传感器测量动态的振动值，如果振动过大，可以通过在安装头16上的配重螺孔位置安装配重顶丝进行微调整。
4)电主轴3与安装头16、轴承9之间的连接：考虑到高速性，电主轴3和轴承9之间选择微量过盈配合(过盈量0.003mm)。由于电主轴3最终要驱动实验端的安装头16高速旋转，且为悬臂结构，所以电主轴3和安装头16之间的连接选用圆锥面定位(莫氏锥)，安装头16主要作用为适配石墨封严组件装备。周向及轴向定位可靠，方便加工，莫氏锥的尺寸和偏差按GB/T1443。由于需要调偏心，所以偏心锥套13的内、外锥不同心，有0.02mm的偏心度；同时，电主轴3连接处的锥面也与电主轴3两轴承9中心有0.02mm的偏心度，通过此处的设置，安装头16处的径跳在0～0.04mm之间可调。所用螺纹均为细牙螺纹，高精度、防松。
5)套杯11和冷却水套12：电主轴3套杯11材料选择3Cr13，真空淬火，具有一定的防锈功能；套杯11中的油孔水孔不存在氧化皮，利于清洁。可以先加工水槽，再热装外套，组成冷却水套12。冷却水套12上有进水和出水孔；还有轴承9的油气孔及油气环槽。
第二方面，本申请实施例还提供一种航空发动机石墨封严密封性能试验系统，参照图7，包括如第一方面任一实施例所述的航空发动机石墨封严密封性能试验装置，所述系统还包括水冷部件、供油部件、供气部件和控制部件，所述控制部件分别与所述水冷部件、所述供油部件、所述供气部件、所述驱动部件和所述试验器5电连接，所述水冷部件还与所述供油部件和所述供气部件连接，所述供油部件和所述供气部件还与所述试验器5连接。所述驱动部件为试验器5中的试验件提供转速工况，所述供油部件为封油试验提供介质条件，所述供气部件为封气试验提供介质条件、为泄漏腔提供冷却气体以及用作高温腔和驱动部件间的隔温冷却保护，所述冷却部件为供油部件与供气部件提供冷却功能，所述控制部件分别对驱动部件、供油部件、水冷部件以及供气部件的物理量参数进行采集与控制，主要包括控制各类阀门与电机，并实时监控温度、压力以及流量等参数。
将试验装置各系统简易搭建，便可实施石墨封严密封性能试验，具体试验步骤如下：
a)按试验器5操作规程开车；
b)打供气部件，调节进/出气开关，使石墨封严的两侧压差从零缓慢上升至试验要求值；
c)调节加热器的温度使试验器5内的试验腔空气温度达到要求温度；
d)打开供油部件，调节滑油压力和温度，以满足试验中滑油环境模拟的要求；
e)参数稳定后按试验工况要求进行计时；
f)读取并记录被试品在该段时间内的空气泄漏量；
g)按试验器5操作规程停车；
h)按试验大纲要求分解试验器组件，收集泄漏的滑油并进行计量。
本申请与现有技术中的石墨封严试验装置相比，存在两大优点：
其一，试验系统主要由试验底座、试验器、驱动部件、供油部件、水冷部件、供气部件和控制部件组成。在石墨封严装置中加入了主轴驱动部件，驱动部件能带动石墨组件转动从而实现静态泄露(转速0)和动态泄露多工况下模拟性能试验；
其二，在试验器盖板上完善了高压腔进气、出气接头。在试验时，如果石墨封严组件性能优异，泄露腔出气口泄露量接近于0。高压腔由于压力空气注入，压力显著增加，盖板腔体难以打开且存在安全隐患。在盖板上完善出气接头后，高压腔试验时压力可以通过出气接头进行卸压，变出试验器石墨组件的安装与拆卸，提高了试验的可行性。
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权利要求的保护范围为准。
Claims (10)
1.一种航空发动机石墨封严密封性能试验装置，其特征在于，包括用于石墨封严密封性动态试验的试验器(5)、电主轴(3)以及驱动部件，所述电主轴(3)的一端连接有安装头(16)，所述电主轴(3)通过所述安装头(16)与所述试验器(5)连接，所述电主轴(3)的另一端与所述驱动部件连接；
所述安装头(16)内部安装所述试验器(5)，所述试验器(5)包括试验器壳体(19)和位于所述试验器壳体(19)上的盖板(22)，所述试验器壳体(19)靠近所述电主轴(3)一侧，所述试验器壳体(19)内部安装有石墨环(18)以及与所述石墨环(18)适配的跑道(17)，所述盖板(22)上还设有高压腔进气接头。
2.根据权利要求1所述的航空发动机石墨封严密封性能试验装置，其特征在于，所述盖板(22)上还设有高压腔出气接头(23)。
3.根据权利要求1所述的航空发动机石墨封严密封性能试验装置，其特征在于，所述石墨环(18)与所述试验器壳体(19)之间设有第一密封胶圈(20)，所述试验器壳体(19)与所述盖板(22)之间设有第二密封胶圈(21)。
4.根据权利要求1所述的航空发动机石墨封严密封性能试验装置，其特征在于，所述装置还包括套杯(11)和电主轴座(2)，所述套杯(11)套设于所述电主轴(3)的外侧，所述电主轴(3)贯穿所述套杯(11)，所述套杯(11)的两个端部与所述电主轴(3)之间设有轴承(9)，所述电主轴(3)通过所述套杯(11)固定于所述电主轴座(2)上，所述电主轴(3)贯穿所述套杯(11)后的一端部与所述安装头(16)连接。
5.根据权利要求4所述的航空发动机石墨封严密封性能试验装置，其特征在于，所述套杯(11)上设有油气进口(10)和与所述油气进口(10)连通的油孔。
6.根据权利要求4所述的航空发动机石墨封严密封性能试验装置，其特征在于，所述装置还包括冷却水套(12)，所述冷却水套(12)套设于所述套杯(11)上。
7.根据权利要求1所述的航空发动机石墨封严密封性能试验装置，其特征在于，所述安装头(16)与所述电主轴(3)的连接采用圆锥面定位，所述安装头(16)设置为一端开口的框架结构，所述安装头(16)上与所述开口相对的侧壁与所述电主轴(3)连接，所述电主轴(3)与所述安装头(16)连接处的端面设有拉紧螺母(15)，所述拉紧螺母(15)与所述电主轴(3)的连接处的外侧套设有偏心锥套(13)，所述偏心锥套(13)的一部分位于所述电主轴(3)与所述安装头(16)的侧壁之间，所述偏心锥套(13)的另一部分套设于所述拉紧螺母(15)外侧，且所述偏心锥套(13)的另一部分的外侧套设有锁紧螺母(14)，所述锁紧螺母(14)与所述安装头(16)的侧壁压紧连接。
8.根据权利要求1所述的航空发动机石墨封严密封性能试验装置，其特征在于，所述电主轴(3)远离所述安装头(16)的一端设有联轴器法兰(8)，所述电主轴(3)通过所述联轴器法兰(8)与所述驱动部件连接，所述联轴器法兰(8)的外侧设有轴系进水口(7)。
9.根据权利要求4-6任一项所述的航空发动机石墨封严密封性能试验装置，其特征在于，所述装置还包括底座(6)，所述电主轴座(2)固定安装在所述底座(6)上。
10.一种航空发动机石墨封严密封性能试验系统，其特征在于，包括如权利要求1-9任一项所述的航空发动机石墨封严密封性能试验装置，所述系统还包括水冷部件、供油部件、供气部件和控制部件，所述控制部件分别与所述水冷部件、所述供油部件、所述供气部件、所述驱动部件和所述试验器(5)电连接，所述水冷部件还与所述供油部件和所述供气部件连接，所述供油部件和所述供气部件还与所述试验器(5)连接。
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