航空发动机零部件的空气流量与密封性试验台及试验方法与流程

本发明属于航空发动机零部件试验装置和试验方法领域，特别涉及航空发动机燃滑油喷嘴和腔体零部件的空气流量与密封性试验装置及试验方法。

背景技术：

按照航空发动机燃滑油喷嘴和腔体零部件的研制要求，装配完成或加工后需进行密封性试验和空气流量试验，为挑选合格装机航空发动机燃滑油喷嘴和腔体零部件提供依据。尤其是航空发动机燃滑油喷嘴，不仅需要对其在不同受压条件下进行冷状态(试验气体温度为常温)的密封性检测，还需要对其在不同受压条件下进行热状态(试验气体温度高于常温)的密封性检测，且试验气体的湿度需满足要求。

关于航空发动机燃滑油喷嘴和腔体零部件的空气流量与密封性试验，尚无专用装置(设备)，通常采用简易的静压测试台来完成，只能在某种压力条件下进行冷状态(试验气体温度为常温)密封性试验和空气流量试验，难以实现不同压力条件下进行冷、热两种状态的密封性和空气流量试验，且试验操作时需临时进行管路组合，影响试验效率。因此，开发专用于航空发动机燃滑油喷嘴和腔体零部件的空气流量与密封性试验的专用装置(设备)非常必要。

技术实现要素：

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种航空发动机零部件的空气流量与密封性试验台及试验方法，以便于调整试验气体的湿度、压力和温度，使航空发动机燃滑油喷嘴和腔体零部件在不同压力条件下进行冷、热两种状态的密封性和空气流量试验操作简便，试验结果准确并提高试验效率。

本发明所述航空发动机零部件的空气流量与密封性试验台包括：

供气控制系统，用于截断或导通厂房压缩空气；

增压储气系统，用于将通过供气控制系统进入的厂房压缩空气调整成试验气体所需的湿度并增压至压力为16～20mpa予以储存；

调节系统，用于将来自增压储气系统的湿度符合试验要求的压力为16～20mpa的压缩空气进行压力和温度的调整，形成湿度、压力和温度符合试验要求的试验气体；

测试系统，用于与被检测航空发动机燃滑油喷嘴或腔体零部件连接，使来自调节系统的试验气体进入被检测航空发动机燃滑油喷嘴或腔体零部件进行密封性检测，或者使来自调节系统的试验气体通过被检测航空发动机燃滑油喷嘴或腔体零部件进行空气流量检测；

电控系统，用于控制供气控制系统、增压储气系统、调节系统和测试系统所处的状态，并将来自供气控制系统、增压储气系统、调节系统和测试系统的信息进行处理后予以保存和显示。

本发明所述航空发动机零部件的空气流量与密封性试验台，一种具体结构如下：

所述供气控制系统由气源总控制阀、气源开关、第一压力表和进气过滤器依次串联连接构成；

所述增压储气系统包括吸附式干燥机、第一减压阀、第一安全阀、第一空气增气泵、第二空气增气泵、第一增压泵开关、第二增压泵开关、高压气瓶、气瓶开关、第二压力表、第二安全阀和第一供气开关；所述吸附式干燥机的进气口通过管件与供气控制系统中的过滤器出口连接，吸附式干燥机的出气口通过管件与第一空气增气泵的工作气进口连接；所述第一减压阀的进口通过管件与供气控制系统中的过滤器出口连接，第一减压阀的出口通过管件与第一空气增气泵、第二空气增气泵的驱动气进口连接；所述第一安全阀安装在连接第一减压阀的出口与第一空气增气泵的驱动气进口的管件上；所述第一增压泵开关的进口通过管件与供气控制系统中的过滤器出口连接，第一增压泵开关的出口通过管件与第一空气增气泵的先导气进口进行连接；所述第二增压泵开关的进口通过管件与供气控制系统中的过滤器出口连接，第二增压泵开关的出口通过管件与第二空气增气泵的先导气进口进行连接；所述第一空气增气泵的工作气出口通过管件与第二空气增气泵的工作气进口连接，第二空气增气泵的工作气出口通过管件与气瓶开关的进口连接；所述气瓶开关的出口通过管件形成两条支路，分别与高压气瓶、第二压力表及第一供气开关的进口连接；所述第二安全阀安装在连接气瓶开关的出口与第一供气开关进口之间的管件上；

所述调节系统包括第二减压阀、第四压力传感器、主调压阀、第三安全阀、换热器、冷水机、放气调压阀和第二供气开关；所述第二减压阀的进口通过管件与增压储气系统中第一供气开关的出口连接，第二减压阀的出口通过管件与主调压阀的进口连接，所述第四压力传感器安装在连接第二减压阀的出口和主调压阀进口的管件上；所述主调压阀的出口通过管件与换热器的进气口连接，换热器出气口通过管件与放气调压阀的进口连接，放气调压阀的出口通过管件和第二供气开关的进口连接；所述第三安全阀安装在连接主调压阀出口和换热器进气口的管件上，所述冷水机的出水口通过管件与换热器的进水口连接；

所述测试系统由供气支路、第一排气支路和第二排气支路组成，供气支路包括第一流量计、温度传感器、第一压力传感器和供气软管，所述第一流量计的进口通过管件与调节系统中第二供气开关的出口连接，流量计的出口通过管件与供气软管的进口连接，供气软管的出口用于与被检测航空发动机燃滑油喷嘴或腔体零部件的进气口连接，温度传感器和第一压力传感器安装在连接第一流量计出口和供气软管进口的管件上；第一排气支路包括第一排气软管、第一排气开关、第二压力传感器和第二流量计，所述第一排气软管的进口用于与被检测航空发动机燃滑油喷嘴或腔体零部件的出气口连接，第一排气软管的出口通过管件与第一排气开关的进口连接，第一排气开关的出口通过管件与第二流量计进口连接，所述第二压力传感器安装在连接第一排气开关出口和第二流量计进口的管件上；第二排气支路包括第二排气软管、第二排气开关、第三压力传感器和第三流量计，所述第二排气软管的进口用于与被检测航空发动机燃滑油喷嘴或腔体零部件的出气口连接，第二排气软管的出口通过管件与第二排气开关的进口连接，第二排气开关的出口通过管件与第三流量计进口连接，所述第三压力传感器安装在连接第二排气开关出口和第三流量计进口的管件上；

所述电控系统主要由可编程逻辑控制器组成。

上述航空发动机零部件的空气流量与密封性试验台中，所述增压储气系统中的第一空气增气泵、第二空气增气泵为连锁式串联连接，在可编程逻辑控制器的控制下，运行时先开启第一增压泵开关，再开启第二增压泵开关，才能正常工作。

上述航空发动机零部件的空气流量与密封性试验台，还包括台体，所述台体为箱体式结构；所述供气控制系统的气源总控制阀、气源开关、第一压力表和进气过滤器安装在台体内或台体的控制面板上；所述增压储气系统的吸附式干燥机安装在台体之外，增压储气系统的第一减压阀、第一安全阀、第一空气增气泵、第二空气增气泵、第一增压泵开关、第二增压泵开关、高压气瓶、气瓶开关、第二压力表、第二安全阀和第一供气开关安装在台体内或台体的控制面板上；所述调节系统的第二减压阀、第四压力传感器、主调压阀、第三安全阀、换热器、放气调压阀和第二供气开关安装在台体内或台体的控制面板上，调节系统的冷水机安装在台体之外；所述测试系统的供气支路、第一排气支路和第二排气支路中的器件和构件安装在台体内或台体的控制面板上；所述电控系统的器件和构件安装在台体内或台体的控制面板上。

上述航空发动机零部件的空气流量与密封性试验台，所述气源总控制阀为手动球阀；所述第一供气开关、主调压阀、放气调压阀、第二供气开关、第一排气开关和第二排气开关均为手动针型阀；所述气源开关、气瓶开关、第一增压泵开关、第二增压泵开关、第一减压阀、第二减压阀、第一安全阀、第二安全阀和第三安全阀均为电磁阀；所述第一流量计、第二流量计和第三流量计均为质量流量计。

本发明所述航空发动机零部件的空气流量与密封性试验方法，使用上述空气流量与密封性试验台，步骤如下：

ⅰ试验准备

①检查试验台的供气控制系统、增压储气系统、调节系统、测试系统和电控系统有无故障，是否具备试验条件，若发现问题予以解决，使试验台的各系统处于满足试验正常进行的状态；

②开机检查厂房压缩空气的压力，将厂房压缩空气压力调整在0.6～0.8mpa；

③开机对进入增压储气系统的厂房压缩空气进行湿度调整使其符合试验气体的湿度要求并增压，当增压储气系统中用于储气的高压气瓶内的气体压力达到16～20mpa时停止增压并予以储存；

ⅱ密封性试验

①将试验件航空发动机燃滑油喷嘴或腔体零部件安装在夹具上，将测试系统中的供气软管与试验件的进气口连接，并确保无泄漏；

②将来自增压储气系统的湿度符合试验要求、压力为16～20mpa的空气通过调节系统调整成湿度、压力和温度均符合要求的试验气体并输入试验件，试验气体压力稳定后，记录相应试验数据；

③当增压储气系统中用于储气的高压气瓶内的气体压力降到10mpa时，停止试验，重复步骤ⅰ中的增压操作，直至高压气瓶内的气体压力达到16～20mpa，再继续试验；

④重复步骤②、③的操作，直至完成密封性试验；

ⅲ空气流量试验

①将试验件航空发动机燃滑油喷嘴或腔体零部件安装在夹具上，根据试验流量参考范围要求选择测试系统中相应的排气测量支路，将测试系统中的供气软管与试验件的进气口连接，将排气测量支路中的排气软管与试验件的排气口连接，并确保无泄漏；

②打开排气测量支路中的排气开关；

③将来自增压储气系统的湿度符合试验要求、压力为16～20mpa的空气通过调节系统调整成湿度、压力和温度均符合要求的试验气体并输入试验件，试验气体压力稳定后，记录相应试验数据；

④当增压储气系统中用于储气的高压气瓶内的气体压力降到10mpa时，停止试验，重复步骤ⅰ中的增压操作，直至高压气瓶内的气体压力达到16～20mpa，再继续试验；

⑤重复步骤③、④的操作，直至完成空气流量试验。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

1、本发明为航空发动机燃滑油喷嘴和腔体零部件提供了一种既可进行密封性试验，又可进行空气流动性试验的专用装置，拥有一台装置即可进行两种试验，因而不仅可减少试验装置的制作或购置费用，而且可节约试验装置的安装空间，降低试验成本。

2、由于本发明所述航空发动机零部件的空气流量与密封性试验台中的增压储气系统和调节系统的配合可实现试验气体湿度、温度和压力的调整，形成湿度、温度和压力均符合试验要求的试验气体，因而使用本发明所述试验台能对航空发动机燃滑油喷嘴和腔体零部件在不同受压条件下进行冷、热两种状态的密封性和空气流动性试验，并保证试验结果的准确性。

3、由于本发明所述航空发动机零部件的空气流量与密封性试验台中的测试系统由供气支路、第一排气支路和第二排气支路组成，因此对试验件进行密封性试验、空气流动性试验的操作简便，试验效率高。

4、本发明所述航空发动机零部件的空气流量与密封性试验台中的增压储气系统和调节系统的结构不仅便于调整试验气体的湿度、温度和压力，而且运行时安全性好。

5、本发明所述航空发动机零部件的空气流量与密封性试验台除吸附式干燥机和冷水机之外，其它构件、部件和器件均安装在台体内或台体的控制面板上，因此结构紧凑，有利于减少安装空间。

6、本发明所述航空发动机零部件的空气流量与密封性试验方法简单，易于掌握。

附图说明

图1是本发明所述航空发动机零部件的空气流量与密封性试验台的结构框图；

图2是图1中供气控制系统、增压储气系统、调节系统和测试系统的一种气路原理图；

图3是本发明所述航空发动机零部件的空气流量与密封性试验台外形的主视图；

图4是图3的俯视图；

图5是本发明所述航空发动机零部件的空气流量与密封性试验台去除台体后的右轴测图；

图6是本发明所述航空发动机零部件的空气流量与密封性试验台去除台体后的左轴测图；

图7是本发明所述航空发动机零部件的空气流量与密封性试验台的控制面板图。

图中，1气源总控制阀，2气源开关(常闭)，3第一压力表，4进气过滤器，5吸附式干燥机，6第一减压阀，7第一安全阀，8.1第一空气增气泵，8.2第二空气增气泵，9.1第一增压泵开关(常闭)，9.2第二增压泵开关(常闭)，10气瓶开关(常闭)，11高压气瓶，12第二压力表，13第二安全阀，14第一供气开关，15第二减压阀，16主调压阀，17第三安全阀，18换热器，19放气调压阀，20第二供气开关，21.1第一流量计，21.2第二流量计，21.3第三流量计，22温度传感器，23.1第一压力传感器，23.2第二压力传感器，23.3第三压力传感器，23.4第四压力传感器，24.1供气软管，24.2第一排气软管，24.3第二排气软管，25第一排气开关，26第二排气开关，27冷水机，28电器箱、29台体，29.1控制面板，30显示屏，31电源开关，32电源指示灯。

具体实施方式

下面通过实施例并结合附图对本发明所述航空发动机零部件的空气流量与密封性试验台及试验方法作进一步说明。

实施例1

本实施例所述航空发动机零部件的空气流量与密封性试验台的结构如图1、图3、图4所示，由供气控制系统、增压储气系统、调节系统、测试系统、电控系统和台体29组成。

所述供气控制系统、增压储气系统、调节系统和测试系统的结构如图2所示：供气控制系统由气源总控制阀1、气源开关2、第一压力表3和进气过滤器4依次串联连接构成。增压储气系统包括吸附式干燥机5、第一减压阀6、第一安全阀7、第一空气增气泵8.1、第二空气增气泵8.2、第一增压泵开关9.1、第二增压泵开关9.2、高压气瓶11、气瓶开关10、第二压力表12、第二安全阀13和第一供气开关14；所述吸附式干燥机5的进气口通过管件与供气控制系统中的过滤器4出口连接，吸附式干燥机的出气口通过管件与第一空气增气泵8.1的工作气进口连接；所述第一减压阀6的进口通过管件与供气控制系统中的过滤器4出口连接，第一减压阀的出口通过管件与第一空气增气泵8.1、第二空气增气泵8.2的驱动气进口连接；所述第一安全阀7安装在连接第一减压阀6的出口与第一空气增气泵8.1的驱动气进口的管件上；所述第一增压泵开关9.1的进口通过管件与供气控制系统中的过滤器4出口连接，第一增压泵开关的出口通过管件与第一空气增气泵8.1的先导气进口进行连接；所述第二增压泵开关9.2的进口通过管件与供气控制系统中的过滤器4出口连接，第二增压泵开关的出口通过管件与第二空气增气泵8.2的先导气进口进行连接；所述第一空气增气泵8.1、第二空气增气泵8.2为连锁式串联连接，第一空气增气泵8.1的工作气出口通过管件与第二空气增气泵8.2的工作气进口连接，第二空气增气泵8.2的工作气出口通过管件与气瓶开关10的进口连接，运行时先开启第一增压泵开关9.1，再开启第二增压泵开关9.2；所述气瓶开关10的出口通过管件形成两条支路，分别与高压气瓶11、第二压力表12及第一供气开关14的进口连接；所述第二安全阀13安装在连接气瓶开关的出口与第一供气开关进口之间的管件上。所述调节系统包括第二减压阀15、第四压力传感器23.4、主调压阀16、第三安全阀17、换热器18、冷水机27、放气调压阀19和第二供气开关20；所述第二减压阀15的进口通过管件与增压储气系统中第一供气开关14的出口连接，第二减压阀的出口通过管件与主调压阀16的进口连接，所述第四压力传感器23.4安装在连接第二减压阀的出口和主调压阀进口的管件上；所述主调压阀16的出口通过管件与换热器18的进气口连接，换热器出气口通过管件与放气调压阀19的进口连接，放气调压阀的出口通过管件和第二供气开关20的进口连接；所述第三安全阀17安装在连接主调压阀出口和换热器进气口的管件上，所述冷水机27的出水口通过管件与换热器的进水口连接。所述测试系统由供气支路及流量不同的第一排气支路、第二排气支路组成，供气支路包括第一流量计21.1、温度传感器22、第一压力传感器23.1和供气软管24.1，所述第一流量计21.1的进口通过管件与调节系统中第二供气开关20的出口连接，流量计的出口通过管件与供气软管24.1的进口连接，供气软管的出口用于与被检测航空发动机燃滑油喷嘴或腔体零部件的进气口连接，温度传感器22和第一压力传感器23.1安装在连接第一流量计出口和供气软管进口的管件上；第一排气支路包括第一排气软管24.2、第一排气开关25、第二压力传感器23.2和第二流量计21.2，所述第一排气软管24.2的进口用于与被检测航空发动机燃滑油喷嘴或腔体零部件的出气口连接，第一排气软管的出口通过管件与第一排气开关25的进口连接，第一排气开关25的出口通过管件与第二流量计21.2进口连接，所述第二压力传感器23.2安装在连接第一排气开关出口和第二流量计进口的管件上；第二排气支路包括第二排气软管24.3、第二排气开关26、第三压力传感器23.3和第三流量计21.3，所述第二排气软管24.3的进口用于与被检测航空发动机燃滑油喷嘴或腔体零部件的出气口连接，第二排气软管的出口通过管件与第二排气开关26的进口连接，第二排气开关26的出口通过管件与第三流量计21.3进口连接，所述第三压力传感器23.3安装在连接第二排气开关出口和第三流量计进口的管件上。

所述电控系统主要由可编程逻辑控制器(plc)组成，可编程逻辑控制器由一个s7-200cpu226和3个em231模拟量模组构成，通过市场购买(西门子公司生产)。

所述台体29的结构如图3、图4和图7所示，为箱体式结构，箱体正面上部为控制面板29.1。除增压储气系统中的吸附式干燥机5和调节系统中的冷水机27以外，供气控制系统、增压储气系统、调节系统、测试系统和电控系统中的各器件和构件均安装在台体29内或台体的控制面板29-1上(见图5、图6和图7)。

本实施例中，所述气源总控制阀1为手动球阀；所述第一供气开关14、主调压阀16、放气调压阀19、第二供气开关20、第一排气开关25和第二排气开关26均为手动针型阀；所述气源开关2、气瓶开关10、第一增压泵开关9.1、第二增压泵开关9.2、第一减压阀6、第二减压阀15、第一安全阀7、第二安全阀13和第三安全阀17均为电磁阀；所述第一流量计21.1、第二流量计21.2和第三流量计21.3均为质量流量计。

实施例2

本实施例使用实施例1所述空气流量与密封性试验台对对航空发动机燃滑油喷嘴和腔体零部件进行密封性试验和空气流量试验。步骤如下：

ⅰ试验准备

①检查试验台的供气控制系统、增压储气系统、调节系统、测试系统和电控系统有无故障，是否具备试验条件，若发现问题予以解决，使试验台的各系统处于满足试验正常进行的状态；具备试验条件包括：冷水机27应灌满冷却用水，吸附式干燥机5的水应排净以防止液态水进入吸附塔；

②打开气源总控制阀1、开启电源、启动吸附式干燥机5，观察显示厂房压缩空气压力的第一压力表3显示的压力值是否在0.6～0.8mpa，若厂房压缩空气压力不符合要求，则作相应的调整，直至达到0.6～0.8mpa；

③打开高压气瓶11的阀门，再打开气源开关2和气瓶开关10，然后开启第一空气增压泵8.1和第二空气增压泵8.2进行增压，在增压过程中注意观察第二压力表12显示的压力值，当第二压力表12显示的压力值达到16～20mpa时，关闭第一空气增压泵8.1和第二空气增压泵8.2停止增压并予以储存。

ⅱ密封性试验

①将试验件航空发动机燃滑油喷嘴或腔体零部件安装在夹具上，将测试系统中的供气软管24.1与试验件的进气口连接，并确保无泄漏；

②开启冷水机27，再依次打开第一供气开关14和第二供气开关20并调节第二减压阀15，使减压阀后压力为10mpa，然后通过调节主调压阀16和放气调压阀19及进入换热器18的冷水流量将来自增压储气系统的湿度符合试验要求、压力为16～20mpa的空气调整成湿度、压力和温度均符合要求的试验气体并输入试验件，试验气体压力稳定后，记录相应试验数据；

③当增压储气系统中用于储气的高压气瓶11内的气体压力降到10mpa时，停止试验，重复步骤ⅰ中的增压操作，直至高压气瓶11内的气体压力达到16～20mpa，再继续试验；

④重复步骤②、③的操作，直至完成密封性试验；

ⅲ空气流量试验

①将试验件航空发动机燃滑油喷嘴或腔体零部件安装在夹具上，根据试验流量参考范围要求选择测试系统中的第一排气测量支路或第二排气支路，将测试系统中的供气软管24.1与试验件的进气口连接，将第一排气测量支路或第二排气支路中的排气软管与试验件的排气口连接，并确保无泄漏；

②打开排气测量支路中的第一排气开关25或第二排气开关26；

③开启冷水机27，再依次打开第一供气开关14和第二供气开关20并调节第二减压阀15，使减压阀后压力为10mpa，然后通过调节主调压阀16和放气调压阀19及进入换热器18的冷水流量将来自增压储气系统的湿度符合试验要求、压力为16～20mpa的空气调整成湿度、压力和温度均符合要求的试验气体并输入试验件，试验气体压力稳定后，记录相应试验数据；

④当增压储气系统中用于储气的高压气瓶11内的气体压力降到10mpa时，停止试验，重复步骤ⅰ中的增压操作，直至高压气瓶11内的气体压力达到16～20mpa，再继续试验；

⑤重复步骤③、④的操作，直至完成空气流量试验。