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制造方法及图纸

本发明专利技术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。本发明专利技术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；此外本发明专利技术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。用性强。用性强。

【技术实现步骤摘要】
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


[0001]本专利技术涉及航空发动机
，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。

技术介绍

[0002]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。

技术实现思路

[0003]本专利技术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。
[0004]为实现上述目的，本专利技术采用的技术方案是：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：
[0005]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；
[0006]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；
[0007]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；
[0008]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；
[0009]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；
[0010]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；
[0011]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；
[0012]S8、由实验数据综合评定该篦齿密封结构的密封性能。
[0013]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。
[0014]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。
[0015]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。
[0016]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。
[0017]本专利技术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：
[0018]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；
[0019]控制部分，所述控制部分与所述转子相连；
[0020]压力调节系统，所述压力调节系统与所述密封腔相连通；
[0021]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；
[0022]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。
[0023]在一个实施例中，所述控制部分包括：
[0024]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；
[0025]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；
[0026]转速传感器，所述转速传感器设置于所述传动轴上；
[0027]变频器，所述变频器与所述变频电机电性连接；
[0028]制动电阻，所述制动与所述变频器电性连接。
[0029]在一个实施例中，所述压力调节系统包括：
[0030]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；
[0031]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；
[0032]直线电机，所述直线电机的电机轴与所述波纹储气箱相连；
[0033]进气截止阀，所述进气截止阀设置于所述进气管路上；
[0034]进气流量计，所述进气流量计设置于所述进气管路上；
[0035]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。
[0036]在一个实施例中，所述补充气体系统包括：
[0037]补充管路，所述补充管路的一端与所述波纹储气箱相连通；
[0038]稳压箱，所述稳压箱与所述补充管路的另一端相连通；
[0039]储气罐，所述储气罐与所述稳压箱相连通；
[0040]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；
[0041]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；
[0042]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；
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一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，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，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。2.根据权利要求1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：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。3.根据权利要求1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1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。5.根据权利要求1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...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵宇，冀疆峰，唐怀远，刘志超，牛继超，张泽振，
申请(专利权)人：江西中发天信航空发动机科技有限公司，
类型：发明
国别省市：