一种航空发动机驱动泵的污染加速寿命试验台架的制作方法

文档序号:5430686
专利名称:一种航空发动机驱动泵的污染加速寿命试验台架的制作方法
技术领域
本实用新型涉及一种发动机驱动泵的污染加速寿命试验台架,由其是航空发动机驱动泵的污染加速寿命试验台架。
背景技术
航空发动机驱动液压泵作为飞机液压能源系统的重要组成元件,其工作寿命的长短直接关系到系统性能的优劣,为此,国内、外一直在寻找一种能够在较短时间内就能够明确其工作寿命的加速试验方法。由于液压油中的污染颗粒是影响航空发动机驱动液压泵工作寿命和可靠性的最直接因素,因此,采用污染加速寿命试验的方法是能够较为真实的模拟液压泵在工作过程中的环境应力,并得到液压泵的预测工作寿命值的。由于污染加速寿命试验台架要求台架本身具有非常高的抗污染能力,在台架上安装的各种元件也应具有非常高的污染耐受能力,在管路敷设,元件安装过程中,还需进行很多特殊的考虑,才能保证试验台架本身能够具有高耐污能力,因此,此台架的设计与常规试验台架设计过程相比,具有非常大的难度。国外对于液压泵的污染加速寿命试验技术研究较早,但国外研制的试验台架由于污染耐受度较低,在经历少量试验之后,台架就会出现故障,特别是在试验过程中,台架中很多元件均易在试验过程中遭到破坏并产生故障,严重影响试验的正常进行,对于试验的进行和结果的分析影响很大;另外一方面,由于当时计算机技术的薄弱,整个台架的操纵和监控还只能通过操作人员的手、眼和感觉进行,试验过程操作繁琐,且不能做到量化。在国内,中国矿业大学也曾研制过液压泵污染加速寿命试验台架,但由于设计中存在重大缺陷, 使得台架在较短的使用时间内就出现了管路堵塞,内部沉积物无法清除的问题,造成了试验台架无法继续使用的问题。因此,现有的国内、外航空发动机驱动泵的污染加速寿命试验台架设计技术都存在着未解决的设计难题,严重的限制的污染加速寿命试验技术。
发明内容为解决现有航空发动机驱动泵试验台污染耐受度低,台架容易出现故障等不足, 本实用新型提供一种污染耐受性强,不容易出现堵塞等问题的新型航空发动机驱动泵的污染加速寿命试验台架。本实用新型采取的技术方案为一种航空发动机驱动泵的污染加速寿命试验台架,包括被试泵[1]高压出口连接压力传感器[2]后与第一手控阀[4]入口相连,第一手控阀[4]出口与可变节流阀[5]入口连接,可变节流阀[5]出口与第四手控阀[9]入口连接,手控阀[9]出口与散热器[13]入口相连,散热器[13]出口与油箱[17]回油口相连,油箱[17]出口连接温度传感器[14]后,与增压泵[15]入口相连,增压泵[15]出口连接第二压力传感器[16]后,与被试泵[1]吸油口相连,被试泵[1]壳体回油口在连接第二采样阀 [19]后,与油箱[17]连接;在第一手控阀[4]并联有第六手控阀[18]和流量传感器[3],即在第一手控阀[4]高压口端连接第六手控阀[18],第六手控阀[18]出口与流量传感器[3]连接;可变节流阀[5]出口还连接有采样阀[6];在可变节流阀[5]出口处还连接有第二手控阀[7],第二手控阀[7]出口处依此连接有安装污染注入装置[11]和第五手控阀[12],第五手控阀[12]出口与散热器[13]出口处连接;第四手控阀[9]处并联有第三手控阀[8]与污染控制油滤[10]连接的清洗回路, 污染控制油滤[10]出口与散热器[13]入口连接。进一步地,上述油箱[17]底部为锥形。更进一步地,上述油箱[17]底部锥角小于90°。本实用新型产生的积极效果通过重新对航空发动机驱动液压泵污染加速寿命试验台架进行设计,对关键传感器和关键元件,如流量传感器、散热器等元件采取特殊的保护措施和设计,降低台架上各种元器件对于标准试验污染粉尘的敏感程度。使用工控机对整个台架上各处的控制阀和传感器采集的信息进行全自动脑控制和采集,对试验过程中台架内部的各种状态值进行监控与报警,提高了对台架的保护程度。使用高精度的串行油滤设计,提高了台架的自净化能力,同时降低了台架的维护强度。台架上预留有各种接口,方便对台架进行改造,以方便对其他形式的液压泵进行污染加速寿命试验,扩展了台架的使用范围。在设计过程中对台架中的关键液压附件和传感器等进行保护,通过将关键附件和传感器从系统中接入和隔离,提高上述元件的工作寿命,降低在试验过程中的故障率;使用计算机对台架中各个控制部件进行控制,利用自动采集、记录设备对台架上的各种信号值进行采集,提高试验台架的自动化车程度;设置了必要的压力告警设备,当在试验过程中出现系统超压时,能自动切断试验系统,避免危险发生;台架设计过程中,考虑了其他航空用液压泵的工作原理和工作形式,提高了台架的通用性;采用专用的污染注入设备和污染净化设备,使得污染注入过程更加平稳,而污染净化过程更加快速。

图1本实用新型液压回路示意图,其中,1 被试泵,2 第一压力传感器,3 流量传感器,4 第一手控阀,5 可变节流阀,6 第一采样阀,7 第二手控阀,8 第三手控阀,9 第四手控阀,10 污染控制油滤,11 污染注入装置,12 第五手控阀,13 散热器,14 温度传感器,15 增压泵,16 第二压力传感器,17 油箱,18 第六手控阀,19 第二采样阀。
具体实施方式
下面结合说明书附图对本实用新型作进一步详细描述。一种航空发动机驱动泵的污染加速寿命试验台架,包括被试泵1高压出口连接压力传感器2后与第一手控阀4入口相连,第一手控阀4出口与可变节流阀5入口连接,可变节流阀5出口与第四手控阀9入口连接,第四手控阀9出口与散热器13入口相连,散热器 13出口与油箱17回油口相连,油箱17出口连接温度传感器14后,与增压泵15入口相连, 增压泵15出口连接第二压力传感器16后,与被试泵1吸油口相连,被试泵1壳体回油口在连接第二采样阀19后,与油箱17连接;
4[0018]在第一手控阀4并联有第六手控阀18和流量传感器3,即在第一手控阀4高压口端连接第六手控阀18,第六手控阀18出口与流量传感器3连接,流量传感器3出口与第四手控阀出口连接;可变节流阀5出口还连接有采样阀6 ;在可变节流阀5出口处还连接有第二手控阀7,第二手控阀7出口处依次连接有安装污染注入装置11和第五手控阀12,第五手控阀12出口与散热器13出口处连接;第四手控阀9处并联有第三手控阀8与污染控制油滤10连接的清洗回路,污染控制油滤10出口与散热器13入口连接。进一步地,上述油箱17底部为锥形。更进一步地,上述油箱17底部锥角小于90°。在试验台架的安装过程中元器件的选择要求如下a)管路根据被试泵1高压出口流量、壳体回油口处的流量,选择合适的管路尺寸,以保证在试验过程中,各条管路中的油液在流动过程中始终保持紊流状态。在构建试验台架时,应尽可能将管路敷设方向保持为竖直方向,尽量减少横向管路的长度;b)油箱17:系统油箱17底部应为锥形,且锥角应小于90°,同时,在油箱17中的系统回油管路出口应始终保持在油面以下,应在系统回油管路出口处安装有专用扩散装置,以保证回油中的污染颗粒能够与油箱中的油液充分混合;c)污染注入装置11 污染注入油箱的容积大约维持在500mL,且污染注入油箱的内部长度/内径大约为10,底部角度小于90°。使用隔膜泵作为污染驱动泵驱动高污染油液;d)增压泵15 增压泵15本身应能够保证提供给被试泵充足的吸油流量和吸油压力,同时产生尽可能少的污染,推荐使用离心泵;e)污染控制油滤10 污染控制油滤应能够在15min内将系统油液的污染浓度控制在10mg/L以下;f)散热器13 使用单流程管片式散热器,散热器在安装时采用竖直安装方式,液压油从下部进入、上部流出;散热器散热功率应保证被试泵吸油温度不高于100°c ;g)可变节流阀5 能够连续从全开调节至全关;h)手控阀4、7、8、9、12 手动控制,实现阀的完全关闭和打开。具体工作过程如下将被试泵1安装在试验台架中,调节可变节流阀5的开度,使被试泵1工作在额定工作状态,关闭第二手控阀7、第三手控阀8、第五手控阀12、第五手控阀18,打开第一手控阀4、第四手控阀9,测量被试泵1在初始条件下的输出流量值和压力值;将按照一定浓度要求调配好的高浓度污染颗粒污染油液注入污染注入装置11 中,随后,关闭第一手控阀4,第三手控阀8、第五手控阀12,使用污染注入装置11将污染油液注入系统中,待系统工作稳定后,或系统连续工作30min后,关闭第四手控阀9,第五手控阀18,使用污染控制油滤10对系统油液进行过滤,待系统污染度等级满足要求后,关闭第二手控阀7,打开第一手控阀4,使用流量传感器3和第一压力传感器2测量被试泵1的输出流量和压力值。在污染注入装置11中再次注入下一级别的污染油液,重复上述实验过程,直至最后一级别的污染油液使用完毕,或者被试泵的性能降低至规定值以下,试验结束。采用计算机对试验台架中的各种电控部件和传感器进行控制和信号采集,在计算机内部进行编程,实现对试验数据的自动记录和导出,方面在试验后进行数据的整理与分析。本实用新型一种航空发动机驱动泵的污染加速寿命试验台架不仅可以用于航空发动机驱动泵的污染加速寿命试验,还适用于恒压变量液压泵的污染加速寿命。
权利要求1.一种航空发动机驱动泵的污染加速寿命试验台架,其特征在于包括被试泵[1]高压出口连接压力传感器[2]后与第一手控阀[4]入口相连,第一手控阀W]出口与可变节流阀[5]入口连接,可变节流阀[5]出口与第四手控阀[9]入口连接,手控阀[9]出口与散热器[13]入口相连,散热器[13]出口与油箱[17]回油口相连,油箱[17]出口连接温度传感器[14]后,与增压泵[15]入口相连,增压泵[15]出口连接第二压力传感器[16]后,与被试泵[1]吸油口相连,被试泵[1]壳体回油口在连接第二采样阀[19]后,与油箱[17]连接;在第一手控阀[4]并联有第六手控阀[18]和流量传感器[3],即在第一手控阀[4]高压口端连接第六手控阀[18],第六手控阀[18]出口与流量传感器[3]连接;可变节流阀[5] 出口还连接有采样阀W];在可变节流阀[5]出口处还连接有第二手控阀[7],第二手控阀 [7]出口处依此连接有安装污染注入装置[11]和第五手控阀[12],第五手控阀[12]出口与散热器[13]出口处连接;第四手控阀[9]处并联有第三手控阀[8]与污染控制油滤[10] 连接的清洗回路,污染控制油滤[10]出口与散热器[13]入口连接。
2.根据权利要求1所述的航空发动机驱动泵的污染加速寿命试验台架,其特征在于 油箱[17]底部为锥形。
3.根据权利要求1所述的航空发动机驱动泵的污染加速寿命试验台架,其特征在于 油箱[17]底部锥角小于90°。
专利摘要本实用新型涉及一种航空发动机驱动泵的污染加速寿命试验台架,包括被试泵高压出口连接压力传感器后与第一手控阀相连,第一手控阀出口与可变节流阀连接,可变节流阀出口与第四手控阀连接,手控阀出口与散热器相连,散热器出口与油箱回油口相连,油箱出口连接温度传感器后,与增压泵相连,增压泵出口连接第二压力传感器后,与被试泵吸油口相连,被试泵壳体回油口在连接第二采样阀后,与油箱连接。对台架的关键液压附件和传感器等进行保护,提高上述元件的工作寿命,降低在试验过程中的故障率;设置了压力告警设备,能自动切断试验系统,避免危险发生;采用专用的污染注入设备和污染净化设备,使得污染注入过程更加平稳,而污染净化过程更加快速。
文档编号F04B51/00GK202176500SQ20112029483
公开日2012年3月28日 申请日期2011年8月15日 优先权日2011年8月15日
发明者刘红, 李振水, 李昆, 秦成, 赵晓霞 申请人:中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
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