CN214040627U

CN214040627U - 用于飞机发动机的高压涡轮间隙控制阀活门试验装置

Info

Publication number: CN214040627U
Application number: CN202023190746.3U
Authority: CN
Inventors: 段先燕
Original assignee: Wang Nanjing Aviation Accessories Maintenance And Engineering Co ltd
Current assignee: Wang Nanjing Aviation Accessories Maintenance And Engineering Co ltd
Priority date: 2020-12-26
Filing date: 2020-12-26
Publication date: 2021-08-24
Anticipated expiration: 2030-12-26

Abstract

本实用新型涉及航空发动机附件维修技术领域，具体而言涉及用于飞机发动机的高压涡轮间隙控制阀活门试验装置，包括：高压涡轮间隙活门，包括4级活门、9级活门和活塞式作动筒，所述活塞式作动筒用于控制4级活门和9级活门的开度；燃油伺服控制系统，包括伺服阀和电控模块，所述伺服阀连接到活塞式作动筒的TCC供压口，用于控制活塞式作动筒中活塞的位置；本实用新型设计了连接到4级活门和9级活门中的气路系统，气路系统中包含了对管道气流参数检测的参数检测模块，并设计了驱动利用伺服阀驱动作动器活塞运动的电控系统，能够在试验中，在不同的活门开度得到相应的气流实验数据，直观的反映出活门开度大小是否正常。

Description

用于飞机发动机的高压涡轮间隙控制阀活门试验装置

技术领域

本实用新型涉及航空发动机附件维修技术领域，具体而言涉及用于飞机发动机的高压涡轮间隙控制阀活门试验装置。

背景技术

高压涡轮间隙活门(HPTACCV)是一种由燃油作动器控制的气动活门。其作用是控制HPC(压气机)的9级与4级的空气比率及流量到HPT(涡轮)的支撑罩，控制支撑罩的膨胀与缩小。

其组成与工作如下：HPTACCV有4级和9级活门，用一个活塞式的作动筒来控制这两个活门的位置。HMU发送伺服燃油到作动筒的内部驱动活塞直线运动，活塞杆上连接有花键，分别对应4级和9级活门的蝶形齿轮，当活塞移动时锯齿带动蝶形齿轮，活门也相继发生位置变化。两个线性位移传感器将两个活门的位置信息给EEC，一般，引气将涡轮叶尖与支撑罩的间隙保持到最小，在燃油效率增加，发动机高能量条件下，涡轮间隙会变大。

HPTACCV结构复杂，测试项目众多，现有的维修试验设备并不能在维修后直观的观察到试验数据，不能满足试验需求。

现有技术文献：

专利文件1CN109458230A高压涡轮主动间隙控制活门

实用新型内容

本实用新型目的在于提供用于飞机发动机的高压涡轮间隙控制阀活门试验装置

本实用新型提供用于飞机发动机的高压涡轮间隙控制阀活门试验装置，包括：

高压涡轮间隙活门，包括4级活门、9级活门和活塞式作动筒，所述活塞式作动筒用于控制4级活门和9级活门的开度；

燃油伺服控制系统，包括伺服阀和电控模块，所述伺服阀连接到活塞式作动筒的TCC供压口，用于控制活塞式作动筒中活塞的位置；

供气系统，包括连接到气源的压力控制阀、经过4级活门的4级测试管路、经过9级活门的9级测试管路；

其中，在测试管路中设置气体参数检测模块，用于获得压力、温度和流量参数；

所述活塞式作动筒中设有反馈活塞位置的LVDT传感器，所述电控模块与LVDT传感器以及伺服阀信号连接，形成闭环反馈，所述电控模块用于驱动伺服阀动作。

优选的，所述4级测试管路连接在压力控制阀的输出端，具有位于4级活门入口端的第一管道和位于4级活门出口端的第二管道，所述第二管道通过关断阀连接消音器。

优选的，所述第一管道上连接温度传感器和压力传感器，所述第二管道上连接温度传感器、压力传感器和流量计，所述第一管道和第二管道之间设置了压差传感器。

优选的，所述9级测试管路连接在压力控制阀的输出端，具有位于9级活门入口端的第三管道和位于4级活门出口端的第四管道，所述第四管道通过关断阀连接消音器。

优选的，所述第三管道上连接温度传感器和压力传感器，所述第四管道上连接温度传感器、压力传感器和流量计，所述第三管道和第四管道之间设置了压差传感器。

优选的，所述流量计为转子流量计。

优选的，所述4级活门中输入的气体压力控制在0-1070kPaA。

优选的，所述9级活门中输入的气体压力控制在0-3600kPaA。

与现有技术相比，本实用新型的优点在于：

本实用新型设计了连接到4级活门和9级活门中的气路系统，气路系统中包含了对管道气流参数检测的参数检测模块，并设计了驱动利用伺服阀驱动作动器活塞运动的电控系统，能够在试验中，在不同的活门开度得到相应的气流实验数据，直观的反映出活门开度大小是否正常。

应当理解，前述构思以及在下面更加详细地描述的额外构思的所有组合只要在这样的构思不相互矛盾的情况下都可以被视为本公开的实用新型主题的一部分。另外，所要求保护的主题的所有组合都被视为本公开的实用新型主题的一部分。

结合附图从下面的描述中可以更加全面地理解本实用新型教导的前述和其他方面、实施例和特征。本实用新型的其他附加方面例如示例性实施方式的特征和/或有益效果将在下面的描述中显见，或通过根据本实用新型教导的具体实施方式的实践中得知。

附图说明

附图不意在按比例绘制。在附图中，在各个图中示出的每个相同或近似相同的组成部分可以用相同的标号表示。为了清晰起见，在每个图中，并非每个组成部分均被标记。现在，将通过例子并参考附图来描述本实用新型的各个方面的实施例，其中：

图1是现有技术中高压涡轮间隙阀被控原理框图；

图2是现有技术中高压涡轮间隙阀的另一种被控原理框图；

图3是本实用新型用于飞机发动机的高压涡轮间隙控制阀活门试验装置中活塞式作动筒的结构示意图；

图4是本实用新型用于飞机发动机的高压涡轮间隙控制阀活门试验装置的结构示意图；

图5是本实用新型用于飞机发动机的高压涡轮间隙控制阀活门试验装置中燃油伺服控制系统的结构示意图；

图6是本实用新型用于飞机发动机的高压涡轮间隙控制阀活门试验装置中燃油伺服控制系统的原理框图。

具体实施方式

为了更了解本实用新型的技术内容，特举具体实施例并配合所附图式说明如下。

在本公开中参照附图来描述本实用新型的各方面，附图中示出了许多说明的实施例。本公开的实施例不必定意在包括本实用新型的所有方面。应当理解，上面介绍的多种构思和实施例，以及下面更加详细地描述的那些构思和实施方式可以以很多方式中任意用于飞机发动机的高压涡轮间隙控制阀活门试验装置来实施，这是因为本实用新型所公开的构思和实施例并不限于任何实施方式。另外，本实用新型公开的一些方面可以单独使用，或者与本实用新型公开的其他方面的任何适当组合来使用。

结合图1和图2所示，其中高压涡轮间隙活门(HPTACCV)的工作原理是，EEC接收通过DEU从ADIRU(大气数据惯性基准系统)获取的P0和接收到的发动机P2、排气温度T3、HPT支撑罩温度，通过TCC传感器控制作动器活塞，控制9级和4级的空气比率，使用冷气到HPT的支撑罩中。

如果ADIRU不能用，EEC从N2转速，T3和P0计算HPT支撑罩需求的温度，如果TCC太高或太低，EEC发送指令给HMU，HMU发送正确的伺服燃油到活塞作动筒，控制高压涡轮间隙活门大或者小。

而由于故障后，高压涡轮间隙活门大小不能被EEC或HMU准确的控制，因此需要维修，而现有的维修是基于维修手册进行调试，调试完成后，不能直观的反映出高压涡轮间隙活门是否已经达到好的运行状态，本实用新型旨在实现，设计出经过4级活门和9级活门的气路系统，通过电控系统控制高压涡轮间隙活门的作动器活塞的动作，利用气路上的传感器直观的将数据反馈，并计算出间隙阀开度是否正确。

结合图3-6所示，本实施例中提供用于飞机发动机的高压涡轮间隙控制阀活门试验装置，主要包括高压涡轮间隙活门、燃油伺服控制系统和供气系统。

本实施例中，结合图3所示，高压涡轮间隙活门包括4级活门12、9级活门和活塞式作动筒11，其中活塞式作动筒11用于控制4级活门12和9级活门13的开度，其中，HPTCC供压口111和PCR供压口112可以控制作动器活塞15的上下运动，其中PCR供压口112保持压力恒定，通过调节HPTCC供压口111的压力使作动器活塞15运动，并通过双通道LVDT传感器16实时的反馈作动器活塞15的位置，当作动器活塞15上下运动时，活塞杆14上连接有花键，分别对应4级活门12和9级活门13的蝶形齿轮，当活塞移动时锯齿带动蝶形齿轮，活门也相继发生位置变化。

在本实施例中，无空气-作动器活塞15位于0％的位置，此时，4级活门12和9级活门13全部关闭，(此时发动机关闭，HMU或EEC故障或者在HPT间隙在最大位时)。

在9级高流量状态下，EEC设置作动器活塞15伸出37％，9级活门13全开，4级活门12全关。

当作动器活塞15伸出38％-99％时，4级活门12和9级活门13混合进入支撑罩。

当作动器活塞15伸出100％时，4级活门12全开，9级活门13全关，给变大的支撑罩提供最小的间隙。

结合图4所示，供气系统包括连接到气源的压力控制阀21、经过4级活门12的4级测试管路22、经过9级活门13的9级测试管路23；在测试管路中设置气体参数检测模块，用于获得压力、温度和流量参数。

其中，4级测试管路22连接在压力控制阀21的输出端，具有位于4级活门12入口端的第一管道221和位于4级活门出口端的第二管道222，第二管道222通过关断阀24连接消音器，第一管道221上连接温度传感器和压力传感器，第二管道222上连接温度传感器、压力传感器和流量计，第一管道221和第二管道222之间设置了压差传感器。

其中，9级测试管路23连接在压力控制阀21的输出端，具有位于9级活门13入口端的第三管道231和位于4级活门出口端的第四管道232，第四管道232通过关断阀24连接消音器，第三管道231上连接温度传感器和压力传感器，第四管道232上连接温度传感器、压力传感器和流量计，第三管道231和第四管道232之间设置了压差传感器。

在本实施例中，结合图4所示，燃油伺服控制系统控制被测阀的作动器活塞15到37％位置时，空气供给系统通过调节本装置内压力控制阀21，打开关断阀24，气体则按图示箭头方向流经4级活门12和9级活门13、转子流量计、关断阀24，后通过消音器排出。图示相应的位置测量空气的压力、温度、流量。后按公式计算出有效流动面积。4级活门12中输入的气体压力控制在0-1070kPaA，9级活门13中输入的气体压力控制在0-3600kPaA。

结合图5和图6所示，燃油伺服控制系统包括伺服阀3和电控模块，伺服阀3连接到活塞式作动筒的HPTCC供压口111，用于控制活塞式作动筒11中作动器活塞15的位置；活塞式作动筒11中设有反馈活塞位置的LVDT传感器16，电控模块与LVDT传感器16以及伺服阀3信号连接，形成闭环反馈，电控模块用于驱动伺服阀3动作。

本实施例中，本试验装置的燃油伺服控制系统的原理：如当作动器活塞15位于37％时，LVDT传感器16将此时的电压比率约0.15输送给伺服阀3，伺服阀3则调整HPTCC供压口111的压力，作动器活塞15则停留在37％的位置。确保了4级活门12和9级活门13开度，也保证了供给到发动机支撑罩的温度。如需控制活门开度大小，只需通过电控系统给出相应的电压给到伺服阀，调整伺服阀的TCC供给压力。

经过不断的调整作动器的位置，在不同的位置测试4级活门12和9级活门13的气体参数，计算出了如下的活塞式作动筒11中作动器活塞15和活门有效流动面积的对应关系，直观的表现出了维修后的涡轮间隙阀作动器位置与阀门间隙大小关系，用于判断维修后是否处于正常状态。

4级活门有效流动面积：

作动器位置	活门有效流动面积
		50％position	0.19～1.29cm<sup>2</sup>
60％position	1.61～3.35cm<sup>2</sup>
		70％position	4.13～6.26cm<sup>2</sup>
80％position	7.10～10.1cm<sup>2</sup>
		90％position	10.1～13.4cm<sup>2</sup>
100％position	12.0～14.1cm<sup>2</sup>

9级活门有效流动面积：

作动器位置	活门有效流动面积
		10％position	0.078～0.322cm<sup>2</sup>
37％position	0.90～1.16cm<sup>2</sup>
		50％position	0.71～0.90cm<sup>2</sup>
60％position	0.52～0.71cm<sup>2</sup>
		70％position	0.32～0.52cm<sup>2</sup>
80％position	0.06～0.32cm<sup>2</sup>
		90％position	0.00～0.13cm<sup>2</sup>

如此，结合以上实施例，通过设计的连接到4级活门和9级活门中的气路系统，利用电控系统控制伺服阀驱动作动器活塞运动到不同的位置，并在每个位置对管道气流参数检测进行检测并计算，得到不同的活门开度相应的气流实验数据，直观的反映出活门开度大小是否正常。

虽然本实用新型已以较佳实施例揭露如上，然其并非用以限定本实用新型。本实用新型所属技术领域中具有通常知识者，在不脱离本实用新型的精神和范围内，当可作各种的更动与润饰。因此，本实用新型的保护范围当视权利要求书所界定者为准。

Claims

1.用于飞机发动机的高压涡轮间隙控制阀活门试验装置，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的用于飞机发动机的高压涡轮间隙控制阀活门试验装置，其特征在于，所述4级测试管路连接在压力控制阀的输出端，具有位于4级活门入口端的第一管道和位于4级活门出口端的第二管道，所述第二管道通过关断阀连接消音器。

3.根据权利要求2所述的用于飞机发动机的高压涡轮间隙控制阀活门试验装置，其特征在于，所述第一管道上连接温度传感器和压力传感器，所述第二管道上连接温度传感器、压力传感器和流量计，所述第一管道和第二管道之间设置了压差传感器。

4.根据权利要求1所述的用于飞机发动机的高压涡轮间隙控制阀活门试验装置，其特征在于，所述9级测试管路连接在压力控制阀的输出端，具有位于9级活门入口端的第三管道和位于4级活门出口端的第四管道，所述第四管道通过关断阀连接消音器。

5.根据权利要求4所述的用于飞机发动机的高压涡轮间隙控制阀活门试验装置，其特征在于，所述第三管道上连接温度传感器和压力传感器，所述第四管道上连接温度传感器、压力传感器和流量计，所述第三管道和第四管道之间设置了压差传感器。

6.根据权利要求3或5所述的用于飞机发动机的高压涡轮间隙控制阀活门试验装置，其特征在于，所述流量计为转子流量计。

7.根据权利要求1所述的用于飞机发动机的高压涡轮间隙控制阀活门试验装置，其特征在于，所述4级活门中输入的气体压力控制在0-1070kPaA。

8.根据权利要求1所述的用于飞机发动机的高压涡轮间隙控制阀活门试验装置，其特征在于，所述9级活门中输入的气体压力控制在0-3600kPaA。