CN220690459U - 一种模拟航空发动机石墨封严装置的动态试验台 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开一种模拟航空发动机石墨封严装置的动态试验台，包括试验台架、空气系统、动力柜和控制与测试系统，泄漏腔与高温腔依次与电主轴座相连接、泄漏腔居中，主轴润滑冷却器通过软管为电主轴润滑及冷却，空气系统为泄漏试验提供高温高压气体，同时用于泄漏腔的冷却，动力柜为各系统以及电主轴提供动力。该动态试验台，能同时提供转速、压差和温度工况，真实模拟航空发动机的工作环境；采用电主轴驱动提供转速工况，结构简单、降低经济成本；能真实测量石墨封严环在不同工况条件下的泄漏量，为石墨环在航空发动机上使用的可靠性提供数据支撑。

Description

一种模拟航空发动机石墨封严装置的动态试验台

技术领域

本实用新型涉及航空发动机技术领域，特别是涉及一种模拟航空发动机石墨封严装置的动态试验台。

背景技术

近些年来我国在航空发动机领域做了大量的探索和研究，以期在该领域获得更大的突破。航空发动机内部的工作环境非常苛刻，如何使得航空发动机能够更高效地运转，也成了我国研究者们的一个重要方向。封严环作为航空发动机内部防止泄漏以及避免外部杂志进入发动机工作环境的重要装置，对于其进行性能测试有极其重要的研究意义。石墨密封环由于材料本身具有耐高温、自润滑、低摩擦系数、耐磨损等优秀特性且在高温、高压、高转速的航空发动机工况下仍能保证可靠的密封性能而广泛应用。

目前密封试验装置难以同时模拟航空发动机石墨密封装置的工作条件(温度、压差、转速)，且试验结果难以真实反映密封装置的实际情况、无法对石墨环在航空发动机上使用的可靠性做出正确的判断；并且现有相关试验装置结构复杂、试验操作难度较大。

因此，一种新型试验机的实用新型就显得很有必要。

实用新型内容

本实用新型的目的是提供一种模拟航空发动机石墨封严装置的动态试验台，以解决上述现有技术存在的问题，满足了同时模拟航空发动机石墨密封装置的工作条件，其试验结果能为石墨环在航空发动机上使用的可靠性提供数据支撑，且结构简单，具有经济性。

为实现上述目的，本实用新型提供了如下方案：本实用新型提供一种模拟航空发动机石墨封严装置的动态试验台，包括

试验台架，所述试验台架上设置有驱动单元和试验器，所述驱动单元包括电主轴，所述试验器包括顺次设置的泄漏腔和高温腔，所述泄漏腔靠近试验台架设置，石墨环安装板安装在所述泄漏腔和高温腔之间，所述石墨环安装板的中间留有环槽；主轴安装头的第一端与所述电主轴传动连接，所述主轴安装头的第二端穿过所述石墨环安装板上的环槽后位于高温腔内，且所述主轴安装头的第二端位于高温腔内的一侧装配有动环，所述主轴安装头的第二端通过安装盖板密封；所述主轴安装头与石墨环安装板之间留有间隙，石墨封严环装配在所述石墨环安装板的环槽处；以及

空气系统，所述空气系统包括高温高压支路、常温常压支路和排气出口，压缩空气由气源入口进入所述空气系统，所述气源入口的末端连接有三通管，所述三通管的一路与所述高温高压支路相连，所述高温腔上的高温进气管路与所述高温高压支路相连，所述高温腔上的高温排气管路与所述排气出口相连；所述三通管的另一路与所述常温常压支路相连，所述泄漏腔的泄漏进气管路与所述常温常压支路相连，所述泄漏腔的泄漏排气管路与所述排气出口相连，所述泄漏排气管路的尺寸大于泄漏进气管路的尺寸；以及

动力柜，所述动力柜用于为空气系统和试验台架提供动力；以及

控制与测试系统，所述控制与测试系统分别与空气系统和试验台架电信号连接。

优选地，所述试验台架通过螺栓固定安装在试验台基座上，所述驱动单元还包括电主轴座，所述电主轴座固定在所述试验台架上，所述电主轴装配在所述电主轴座处。

优选地，主轴润滑冷却器通过快接口和橡胶软管与所述电主轴相连，所述主轴润滑冷却器用于为所述电主轴提供润滑油气。

优选地，所述电主轴与主轴安装头之间采用锥面定位连接，并通过锁紧螺钉将所述电主轴与主轴安装头固定；所述石墨封严环与主轴安装头之间留有间隙。

优选地，红外温度传感器的红外探头安装在所述泄漏腔的内部；所述泄漏腔的顶端安装有石英玻璃板，所述石英玻璃板用于在试验过程中观察所述泄漏腔内的状态；所述高温腔内安装有热电偶，所述热电偶用于测量试验过程中高温腔内的介质温度。

优选地，所述高温高压支路包括压力控制元件和主加热炉，所述三通管的一路与所述压力控制元件相连，所述压力控制元件的出口端设置有所述主加热炉，所述主加热炉的出口端通过管路与所述高温进气管路相连；所述高温排气管路与排气出口之间设置有循环冷却水塔。

优选地，所述主加热炉与高温进气管路之间还设置有辅助加热器，所述压力控制元件的出口端设置有进气质量流量计，所述循环冷却水塔与排气出口之间设置有排气质量流量计。

本实用新型相对于现有技术取得了以下有益技术效果：

本实用新型中的模拟航空发动机石墨封严装置的动态试验台，包括试验台架、空气系统、动力柜和控制与测试系统，泄漏腔与高温腔依次与电主轴座相连接、泄漏腔居中，主轴润滑冷却器通过软管为电主轴润滑及冷却，空气系统为泄漏试验提供高温高压气体，同时用于泄漏腔的冷却，动力柜为各系统以及电主轴提供动力，控制与测试系统分别与试验台架、电主轴、主轴润滑冷却器、空气系统、电信号连接。该动态试验台，能同时提供转速、压差和温度工况，真实模拟航空发动机的工作环境；采用电主轴驱动提供转速工况，结构简单、降低经济成本；能真实测量石墨封严环在不同工况条件下的泄漏量，为石墨环在航空发动机上使用的可靠性提供数据支撑。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型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实用新型的一些实施例，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为试验台架结构示意图；

图2为试验台架二维侧视图；

图3为试验台架三维效果图；

图4为模拟航空发动机石墨封严装置的动态试验台的结构示意图；

附图标记说明：1、试验台架；2、试验台基座；3、空气系统；4、电主轴；5、电主轴座；6、泄漏腔；7、高温腔；8、石墨环安装板；9、主轴安装头；10、安装盖板；11、石墨封严环；12、石英玻璃板；13、热电偶；14、红外探头；15、红外探头安装孔；16、高温腔进气孔；17、高温腔排气孔；18、泄漏腔进气孔；19、泄漏腔排气孔；20、固定螺栓；21、高温进气管路；22、高温排气管路；23、泄漏进气管路；24、泄漏排气管路；25、压力控制元件；26、主加热炉；27、辅助加热器；28、循环冷却水塔；29、进气质量流量计；30、排气质量流量计；31、气源入口；32、排气出口；33、动环。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

针对国内石墨封严装置动态试验难以综合模拟航空发动机石墨封严环的工作条件等问题，提出一种航空发动机模拟工况石墨封严装置动态试验台，用于为柔性石墨封严环提供试验平台，以验证试验件是否满足设计要求并为试验件的设计提供数据参考。能同时提供转速、压差和温度工况，真实模拟航空发动机的工作环境；采用电主轴驱动提供转速工况，结构简单、降低经济成本；能真实测量石墨封严环在不同工况条件下的泄漏量，为石墨环在航空发动机上使用的可靠性提供数据支撑。

为使本实用新型的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本实用新型作进一步详细的说明。

如图1-图4所示，本实用新型提供一种模拟航空发动机石墨封严装置的动态试验台，主要包括：试验台基座2、电主轴4、电主轴座5、主轴润滑冷却器、主轴安装头9、泄漏腔6、高温腔7、红外温度传感器、热电偶13、空气系统3、动力柜及控制与测试系统。电主轴4与电主轴座5装配为一体，主轴安装头9与电主轴4相连，石墨封严环11安装在石墨环安装板8上，泄漏腔6与高温腔7依次与电主轴座5相连接、泄漏腔6居中，其中，高温腔7端面有一进一出两个进出气接口，泄漏腔6上有一进一出两个进出气接口(出气口尺寸大于进气口)，红外温度传感器用于测量泄漏通道的温度，红外探头14安装在泄漏腔6内，热电偶13安装在高温腔7上方，用于测量高温腔7介质温度，主轴润滑冷却器通过软管为电主轴4润滑及冷却，空气系统3为泄漏试验提供高温高压气体，同时用于泄漏腔6的冷却，动力柜为各系统以及电主轴4提供动力，控制与测试系统分别与试验台架1、电主轴4、主轴润滑冷却器、空气系统3电信号连接。

在试验中，空气系统3为高温腔7提供所需试验工况条件的高温高压空气，为泄漏腔6提供常温常压空气；根据设计，由于泄漏腔6出气口尺寸大于进气口尺寸，所以泄漏腔6为常压环境，可以隔绝高温腔7传向电主轴的高温气体。

空气系统3的高温腔进气通道和高温腔出气通道分别安装一台流量计，最终的泄漏量为进气通道流量减去出气通道流量。

具体地，试验台架1上，电主轴4与电主轴座5共同构成了该试验台架的驱动单元，为石墨封严环11提供转速工况；电主轴4最终要驱动试验端高速旋转，且为悬臂结构，所以电主轴4与主轴安装头9之间的连接选用锥面定位，用锁紧螺钉固定；试验器从左到右依次为泄漏腔6与高温腔7，其中，高温腔7用于通入高温高压空气，泄漏腔6用于隔绝高温腔7传入电主轴4的高温空气，起到安全保护的作用；石墨环安装板8装配在两个腔体中间，石墨封严环11装配在石墨环安装板8上，并用安装盖板10将动环33与主轴安装头9相固定，其中石墨封严环11与主轴安装头9保留一定的微小间隙，此处的间隙为泄漏通道；在装配过程中，需要对其进行动平衡，如果振动过大，可以通过安装盖板10上的配重孔位置进行微调整。红外温度传感器的红外探头14安装在泄漏腔6内部，用来测量石墨环跑道温度；石英玻璃板12安装在泄漏腔6顶端，作为观察窗，能在试验过程中观察泄漏腔6内的状态；热电偶13安装在高温腔7，用来测量试验过程中高温腔7内的介质温度。

如图2所示，为该优选实例台架的二维侧视图，其中上文红外探头14由红外探头安装孔15伸入并固定；高温腔进气孔16与高温腔排气孔17是高温腔与空气系统介质交互的通道；泄漏腔进气孔18与泄漏腔排气孔19是泄漏腔与空气系统介质交互的通道；试验台架1与试验台基座2采用固定螺栓20相固定。

如图4所示，为该实例航空发动机模拟工况石墨封严装置动态试验台的结构示意图，包含试验台架1、试验台基座2、空气系统3、动力柜、主轴润滑冷却器、控制与测试系统；其中空气系统3包含压力控制元件25、主加热炉26、辅助加热器27、循环冷却水塔28以及进气质量流量计29和排气质量流量计30。

主轴润滑冷却器通过快接口和橡胶软管与电主轴4相连，在电主轴4运转过程中泵入微量的润滑油气与冷却液，保障电主轴4的安全运行。

空气系统3为石墨封严环提供温度和压差工况，压缩空气由气源入口31进入，经由三通管，一部分经由压力控制元件25调压后进入高温腔，另一部分进入泄漏腔6；空气系统3与试验台架1有四根管路进行介质交互，其中高温高压空气由高温进气管路21进入高温腔7，未通过石墨环泄漏的气体由高温排气管路22排入空气系统3，排出的高温空气经由循环冷却水塔28冷却后由排气出口32进入大气环境；常温常压空气由泄漏进气管路23通入泄漏腔6并由泄漏排气管路24排出；根据设计，泄漏排气管路24尺寸大于泄漏进气管路23尺寸，所以泄漏腔6为常压环境，仅用于隔绝高温腔7传向电主轴4的高温空气；因此，高温腔7与泄漏腔6之间形成压差环境，满足试验台设计的空气压差工况；压力气体进入主加热炉26来对空气进行升温，在温度工况要求较高的条件下，主加热炉26出口的高温高压气体将再次进入辅助加热器27进行二次加热，满足试验台设计的温度工况。

在试验过程中，进入高温腔7的高温高压空气由泄漏通道进入泄漏腔6，使得高温排气管路22的气体流量小于高温进气管路21，因此，气体泄漏量等于进气质量流量计29与排气质量流量计30之间的差值。

动力柜为空气系统3、试验台架1提供动力；控制与测试系统分别与空气系统3、试验台架1的电信号连接，控制包含驱动电机启停以及转速设定、加热器启停以及温度设定、空气压力设定等；测试包括转速、气体压力、腔内压差、跑道温度、高温腔温度、轴承温度、气体流量等参数。

本实用新型的模拟航空发动机石墨封严装置的动态试验台的优点如下：

1、试验台真实模拟航空发动机石墨密封装置的工况条件，对石墨密封环在航空发动机上使用的可靠性做出正确的判断。

2、提出一种空气泄漏量测量方式，使得石墨密封环在不同工况条件下的泄漏量真实可测，使得试验数据具有可靠性。

3、驱动部分采用电主轴4提供转速工况，具有结构紧凑、噪音小、响应快、振动小等优点。

需要说明的是，对于本领域技术人员而言，显然本实用新型不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本实用新型的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本实用新型。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本实用新型的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本实用新型内，不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。

本实用新型中应用了具体个例对本实用新型的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本实用新型的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本实用新型的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本实用新型的限制。

Claims (7)

1.一种模拟航空发动机石墨封严装置的动态试验台，其特征在于：包括

试验台架，所述试验台架上设置有驱动单元和试验器，所述驱动单元包括电主轴，所述试验器包括顺次设置的泄漏腔和高温腔，所述泄漏腔靠近试验台架设置，石墨环安装板安装在所述泄漏腔和高温腔之间，所述石墨环安装板的中间留有环槽；主轴安装头的第一端与所述电主轴传动连接，所述主轴安装头的第二端穿过所述石墨环安装板上的环槽后位于高温腔内，且所述主轴安装头的第二端位于高温腔内的一侧装配有动环，所述主轴安装头的第二端通过安装盖板密封；所述主轴安装头与石墨环安装板之间留有间隙，石墨封严环装配在所述石墨环安装板的环槽处；以及

空气系统，所述空气系统包括高温高压支路、常温常压支路和排气出口，压缩空气由气源入口进入所述空气系统，所述气源入口的末端连接有三通管，所述三通管的一路与所述高温高压支路相连，所述高温腔上的高温进气管路与所述高温高压支路相连，所述高温腔上的高温排气管路与所述排气出口相连；所述三通管的另一路与所述常温常压支路相连，所述泄漏腔的泄漏进气管路与所述常温常压支路相连，所述泄漏腔的泄漏排气管路与所述排气出口相连，所述泄漏排气管路的尺寸大于泄漏进气管路的尺寸；以及

动力柜，所述动力柜用于为空气系统和试验台架提供动力；以及

控制与测试系统，所述控制与测试系统分别与空气系统和试验台架电信号连接。

2.根据权利要求1所述的模拟航空发动机石墨封严装置的动态试验台，其特征在于：所述试验台架通过螺栓固定安装在试验台基座上，所述驱动单元还包括电主轴座，所述电主轴座固定在所述试验台架上，所述电主轴装配在所述电主轴座处。

3.根据权利要求2所述的模拟航空发动机石墨封严装置的动态试验台，其特征在于：主轴润滑冷却器通过快接口和橡胶软管与所述电主轴相连，所述主轴润滑冷却器用于为所述电主轴提供润滑油气。

4.根据权利要求2所述的模拟航空发动机石墨封严装置的动态试验台，其特征在于：所述电主轴与主轴安装头之间采用锥面定位连接，并通过锁紧螺钉将所述电主轴与主轴安装头固定；所述石墨封严环与主轴安装头之间留有间隙。

5.根据权利要求1所述的模拟航空发动机石墨封严装置的动态试验台，其特征在于：红外温度传感器的红外探头安装在所述泄漏腔的内部；所述泄漏腔的顶端安装有石英玻璃板，所述石英玻璃板用于在试验过程中观察所述泄漏腔内的状态；所述高温腔内安装有热电偶，所述热电偶用于测量试验过程中高温腔内的介质温度。

6.根据权利要求1所述的模拟航空发动机石墨封严装置的动态试验台，其特征在于：所述高温高压支路包括压力控制元件和主加热炉，所述三通管的一路与所述压力控制元件相连，所述压力控制元件的出口端设置有所述主加热炉，所述主加热炉的出口端通过管路与所述高温进气管路相连；所述高温排气管路与排气出口之间设置有循环冷却水塔。

7.根据权利要求6所述的模拟航空发动机石墨封严装置的动态试验台，其特征在于：所述主加热炉与高温进气管路之间还设置有辅助加热器，所述压力控制元件的出口端设置有进气质量流量计，所述循环冷却水塔与排气出口之间设置有排气质量流量计。