航空发动机机匣空气流量试验装置制造方法及图纸

本实用新型专利技术属航空发动机机匣空气流量试验装置于气体流量测试技术，涉及对航空发动机机匣空气流量试验装置的改进。包括一个圆筒形的外壳［１］，其特征在于，由外壳［１］、上端盖［２］、下端盖［３］、底板［４］和４根立柱［５］组成试验装置本体，在试验装置本体内安装有一个气动夹紧机构。本实用新型专利技术在试验时省时，省力，工作效率高，劳动强度小；生产效率提高２０倍以上；移动方便，调试简捷；试件在流量试验时密封效果大大提高，试验测试数据真实可靠。（*该技术在2018年保护过期，可自由使用*）

【技术实现步骤摘要】

本技术属于气体流量测试技术，涉及对航空发动机机匣空气流 量试验装置的改进。
技术介绍
空气流量试验装置是为了保证航空发动机机匣试件在进行空气流量 测试时，试件能够按试验要求准确地定位、夹紧并且不会产生泄露，使 测试数据真实可靠。同时要求该装置在满足上述基本条件的前提下，要 兼顾生产批量，力求安装试件时省时、省力。现有空气流量试验装置由圆简形的外壳和锥形堵件组成。试件在进行空气流量试验前，先通过13 组M8的螺栓螺母组件将试件的端口与锥形堵件连接，然后再通过30组 M5的螺栓螺母组件将试件的法兰与集气管路法兰连接，两处结合面均釆 用橡胶垫密封，然后进行测试。其缺点是劳动强度大，费时、费力， 工作效率低。试件的每次安装，都要通过旋紧13组M8的螺栓螺母组件 和30组M5的螺栓螺母组件才能完成，而且由于M5的螺栓螺母组件直径 比较小，经过反复使用后容易发生滑扣等现象，使测试时产生局部气体 泄露，造成测试数据失真。
技术实现思路
本技术的目的是提供一种省时、省力、工作效率高、劳动强 度小的航空发动机机匣空气流量试验装置，以保证夹紧的可靠性和试验 数据的真实性。本技术的技术方案是航空发动机机匣空气流量试验装置，包 括一个圆简形的外壳1,其特征在于，由外壳1、上端盖2、下端盖3、 底板4和4根立柱5组成试验装置本体，在试验装置本体内安装有一个 气动夹紧机构；(l)外壳l垂直放置，上端盖2为带有中心孔的圆环，上端盖2的 圆环边缘与外壳1的上端口焊接为整体，上端盖2中心孔的直径大于被 试验航空发动机机匣壳体的外径，小于被试验航空发动机机匣或导向器 法兰的外径，在上端盖2的圆环表面上粘接有第一环形密封垫6;下端盖3是一个圆形板，下端盖3的圆周边缘与外壳1的下端口焊接为整体，在下端盖3上表面的中心有一个圆形定位凸台7,定位凸台7的外径与被试 验航空发动机机匣下端面内孔相配合，在定位凸台7上有中心贯通孔8， 在下端盖3上定位凸台7外侧有第二环形密封垫11,在第二环形密封垫 11外侧有沿圆周均布的2 4个通孔，在每个通孔上固定有管接头9，软 管10的内端口与管接头9连通，软管10的外端口与气源连通，第一环 形密封垫6到第二环形密封垫11之间的距离等于被试验航空发动机机匣 法兰的下端面到下端面的距离；4根立柱5沿圆周均布，每根立柱5的上 端与下端盖3的下表面焊接为整体，每根立柱5的下端与底板4的上表 面焊接为整体；在底板4的下表面安装有脚轮12;(2)气动夹紧机构由气缸13、压紧件14和连接销15组成；气缸 13固定在底板4下表面的中心，活塞轴向上穿过下端盖3定位凸台7的 中心贯通孔8进入外壳1内，气缸13与中心贯通孔8同轴，活塞轴的上 端有一段削扁段；压紧件14为伞形鼠笼结构，它由上圆盘14a、 3~6根 筋条l化、下圆环14c和双耳片14d组成；上圆盘的外径小于下圆环 14c, 3 6根筋条14b沿圆周均布，每根筋条14b的上端与上圆盘Ha焊 接为整体，每根筋条14b的下端与下圆环14c焊接为整体，双耳片14d 焊接在上圆盘14a下表面的中心，活塞轴上端的削扁段插在双耳片l化 的中间，在活塞轴上端的削扁段和双耳片14d上有水平销孔，销轴15插 在上述水平销孔内；下圆环14c的外径小于被试验航空发动机机匣内腔 的最小直径，并大于被试验航空发动机机匣下端面内孔的直径。本技术的优点是在试验时省时，省力，工作效率高，劳动强 度小；生产效率提高20倍以上；移动方便，调试简捷；试件在流量试验 时密封效果大大提高，试验测试数据真实可靠。附图说明图l是本技术的结构示意图。具体实施方式下面对本技术做进一步详细说明。参见图1,航空发动机机匣空 气流量试验装置，包括一个圆简形的外壳l,其特征在于，由外壳l、上 端盖2、下端盖3、底板4和4根立柱5组成试验装置本体，在试验装置本体内安装有一个气动夹紧机构；(1) 外壳l垂直放置，上端盖2为带有中心孔的圆环，上端盖2的 圆环边缘与外壳1的上端口焊接为整体，上端盖2中心孔的直径大于被 试验航空发动机机匣壳体的外径，小于被试验航空发动机机匣或导向器法兰的外径，在上端盖2的圆环表面上粘接有第一环形密封垫6;下端盖 3是一个圆形板，下端盖3的圆周边缘与外壳1的下端口焊接为整体，在 下端盖3上表面的中心有一个圆形定位凸台7,定位凸台7的外径与被试 验航空发动机机匣下端面内孔相配合，在定位凸台7上有中心贯通孔8， 在下端盖3上定位凸台7外侧有第二环形密封垫11，在第二环形密封垫 11外侧有沿圆周均布的2~4个通孔，在每个通孔上固定有管接头9，软 管10的内端口与管接头9连通，软管10的外端口与气源连通，第一环 形密封垫6到第二环形密封垫11之间的距离等于被试验航空发动机机匣 法兰的下端面到下端面的距离；4根立柱5沿圆周均布，每根立柱5的上 端与下端盖3的下表面焊接为整体，每根立柱5的下端与底板4的上表 面焊接为整体；在底板4的下表面安装有脚轮12;(2) 气动夹紧机构由气缸13、压紧件14和连接销15组成；气缸 13固定在底板4下表面的中心，活塞轴向上穿过下端盖3定位凸台7的 中心贯通孔8进入外壳1内，气缸13与中心贯通孔8同轴，活塞轴的上 端有一段削扁段；压紧件14为伞形鼠笼结构，它由上圆盘14a、 3~6根 筋条14b、下圆环14c和双耳片14d组成；上圆盘14a的外径小于下圆环 14c， 3 6根筋条14b沿圆周均布，每根筋条14b的上端与上圆盘14a焊 接为整体，每根筋条14b的下端与下圆环14c焊接为整体，双耳片14d 焊接在上圆盘14a下表面的中心，活塞轴上端的削扁段插在双耳片14d 的中间，在活塞轴上端的削扁段和双耳片14d上有水平销孔，销轴15插 在上述水平销孔内；下圆环14c的外径小于被试验航空发动机机匣内腔 的最小直径，并大于被试验航空发动机机匣下端面内孔的直径。本技术的工作原理是该试验装置在使用前，气缸13处于关闭 状态，气缸活塞杆位于上限位置,并将压紧件14与气缸活塞杆分离。进 行试验时，把试件置于该装置上，由定位凸台7定位，然后将压紧件14 放在试验件上，通过连接销15将压紧件14和气缸活塞杆连接在一起， 这时，合上气缸，气缸活塞杆带着压紧件14向下移动将试件夹紧在该装 置上，便可进行气流试验。气流从试件外圆周面上的试件进气口进入，从5试件上端面的试件出气口排出，当试验结束后，关闭气缸，气缸活塞杆带 着压紧件14向上移动将试件松开，取下连接销15,移开压紧件14,试 件便可从装置上拿下，试验就完成了。权利要求1、航空发动机机匣空气流量试验装置，包括一个圆筒形的外壳，其特征在于，由外壳、上端盖、下端盖、底板和4根立柱组成试验装置本体，在试验装置本体内安装有一个气动夹紧机构；(1)外壳垂直放置，上端盖为带有中心孔的圆环，上端盖的圆环边缘与外壳的上端口焊接为整体，上端盖中心孔的直径大于被试验航空发动机机匣壳体的外径，小于被试验航空发动机机匣或导向器法兰的外径，在上端盖的圆环表面上粘接有第一环形密封垫；下端盖是一个圆形板，下端盖的圆周边缘与外壳的下端口焊接为整体，在下端盖上表面的中心有一个圆形定位凸台，定位凸台的外径与被试验航空发动机机匣下端面内孔相本文档来自技高网...

【技术保护点】
航空发动机机匣空气流量试验装置，包括一个圆筒形的外壳［１］，其特征在于，由外壳［１］、上端盖［２］、下端盖［３］、底板［４］和４根立柱［５］组成试验装置本体，在试验装置本体内安装有一个气动夹紧机构；　（１）外壳［１］垂直放置，上端盖［ ２］为带有中心孔的圆环，上端盖［２］的圆环边缘与外壳［１］的上端口焊接为整体，上端盖［２］中心孔的直径大于被试验航空发动机机匣壳体的外径，小于被试验航空发动机机匣或导向器法兰的外径，在上端盖［２］的圆环表面上粘接有第一环形密封垫［６］；下端盖［３］是一个圆形板，下端盖［３］的圆周边缘与外壳［１］的下端口焊接为整体，在下端盖［３］上表面的中心有一个圆形定位凸台［７］，定位凸台［７］的外径与被试验航空发动机机匣下端面内孔相配合，在定位凸台［７］上有中心贯通孔［８］，在下端盖［３］上定位凸台［７］外侧有第二环形密封垫［１１］，在第二环形密封垫［１１］外侧有沿圆周均布的２～４个通孔，在每个通孔上固定有管接头［９］，软管［１０］的内端口与管接头［９］连通，软管［１０］的外端口与气源连通，第一环形密封垫［６］到第二环形密封垫［１１］之间的距离等于被试验航空发动机机匣法兰的下端面到下端面的距离；４根立柱［５］沿圆周均布，每根立柱［５］的上端与下端盖［３］的下表面焊接为整体，每根立柱［５］的下端与底板［４］的上表面焊接为整体；在底板［４］的下表面安装有脚轮［１２］；　（２）气动夹紧机构由气缸［１３］、压紧件［１４］和连接销［１５］组成；气缸［１３］固定在底板［４］下表面的中心，活塞轴向上穿过下端盖［３］定位凸台［７］的中心贯通孔［８］进入外壳［１］内，气缸［１３］与中心贯通孔［８］同轴，活塞 轴的上端有一段削扁段；压紧件［１４］为伞形鼠笼结构，它由上圆盘［１４ａ］、３～６根筋条［１４ｂ］、下圆环［１４ｃ］和双耳片［１４ｄ］组成；上圆盘［１４ａ］的外径小于下圆环［１４ｃ］，３～６根筋条［１４ｂ］沿圆周均布，每根筋条［１４ｂ］的上端与上圆盘［１４ａ］焊接为整体，每根筋条［１４ｂ］的下端与下圆环［１４ｃ］焊接为整体，双耳片［１４ｄ］焊接在上圆盘［１４ａ］下表面的中心，活塞轴上端的削扁段插在双耳片［１４ｄ］的中间，在活塞轴上端的削扁段和双耳片［１４ｄ］上有水平销孔，销轴［１５］插在上述水平销孔内；下圆环［１４ｃ］的外径小于被试验航空发动机机匣内腔的最小直径，并大于被试验航空发动机机匣下端面内孔的...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：郭文涛，张长安，张顺利，
申请(专利权)人：西安航空发动机集团有限公司，
类型：实用新型
国别省市：87[中国|西安]