高性能航空发动机压力敏感元件及其试验方法
【技术领域】
[0001]本发明属于航空发动机压力敏感元件的技术领域，具体涉及一种高性能航空发动机压力敏感元件及其试验方法。
【背景技术】
[0002]涡扇发动机燃油调节器配套的对压力敏感的波纹管组合件，配套于涡扇发动机的主燃油流量调节器，用于P3限制器内。工作时感受发动机高压压气机出口压力P3，波纹管组合件与压力弹簧串联作用，通过调节供油量来限制发动机P3压力不超过给定的数值，单机配套数量I只。其工作环境为:温度300°C、最高350°C，压力2.38MPa、最高2.69MPa，内腔介质为空气，位移行程为压缩0.38mm。协议要求产品使用期限为:初始寿命400发动机小时/4年(随RT-18进行考核)，目标寿命1500发动机小时/8年(随RT-18进行考核)。2007年该波纹管组合件在外场使用中先后发生3次因波纹管破裂失效导致燃油调节器供油量低，致使发动机转速为80%不上升的故障，同时还出现过3次波纹管组合件已泄漏但未开裂的故障。失效前产品工作时间由50小时到400小时不等，给正常飞行带来不利影响。据统计，总的故障率为2.86%。同时，该故障的存在导致波纹管组合件无法满足发动机生产定型对成附件寿命由400发动机小时放寿至600发动机小时的要求。
[0003]经故障分析，认为波纹管破裂故障的机理是波纹管内表面在工作压力、温度及含硫介质的综合作用下，产品表面涂敷的聚酰亚胺漆膜逐步脱落，暴露出的PHl 5-7Mo半奥氏体沉淀硬化不锈钢材料基体在含硫介质的作用下产生晶界腐蚀，在管体上形成孔洞，并逐步发展成裂纹，导致波纹管组合件漏气失效。已交付装机的国产化产品均有同类故障隐患，进口原装产品同样也普遍存在波纹管内腔漆膜剥落和少量波纹管破裂失效的故障现象。
【发明内容】
[0004]本发明为了解决现有涡扇发动机燃油调节器配套的对压力敏感的波纹管组合件存在波纹管内腔漆膜剥落和量波纹管破裂失效的故障现象的问题，提供了一种高性能航空发动机压力敏感元件，亦即用于航空发动机控制系统的P3限制器的一种波纹管组合件。
[0005]本发明采用如下的技术方案实现:
一种高性能航空发动机压力敏感元件，包括波纹管以及底板，其特征在于波纹管采用旋压拉深的GH4169高温合金管坯制造，删减了聚酰亚胺涂层，压力敏感元件各组合件采用真空电子束焊接法组合焊接。
[0006]底板和波纹管之间通过底板内接头连接，底板内接头有大径端与波纹管焊接、有小径端插设于底板并焊接。通过增加底板内接头零件，避免了底板零件上两个安装耳对焊接的阻碍，提高了焊缝的焊接可达性，实现了底板与波纹管的电子束焊接。
[0007]GH4169高温合金管坯旋压拉深的步骤为，
1)、Imm板料落料冲碗至Φ35mm ；
2)、经四道直拉至Φ17mm，壁厚0.55mm，平均拉深系数0.75； 3)、经一道旋压拉深，壁厚至0.Immο
[0008]高性能航空发动机压力敏感元件的试验方法，步骤如下，
1)、将高性能航空发动机压力敏感元件试样逐一进行气密性及外观检查，记录检查情况；
2)、将试样装于试验夹具中，调整压缩行程约为0.38_后进行密封固定，将试样连夹具一同置于井式热处理炉中；接通气源，连通管路，向试样内腔通入压缩空气，通过外接的波纹管自动稳定设备，控制绝对压力从0.1MPa?2.1MPa进行循环交变，频率为4次/小时；
3)、先将井式热处理炉炉温保持在300°C±10°C，内腔绝对压力由0.1MPa?2.1MPa变化，进行134hl5min的压力位移交变试验，再进行绝对内腔压力由0.IMPa?2.62MPa，进行45min的压力位移交变试验;再将炉温升至350°C ±10°C，内腔绝对压力由0.IMPa?2.IMPa变化，进行15h的压力位移循环交变试验；
4)、每进行完150h，记录试验温度、试验压力等参数，拆卸产品按照步骤I)的要求进行气密性及外观检查；
5)、重复3)、4)，直到1500 X I.5=2250小时。
[0009]本发明选用GH4169高温合金代替PH15-7MO半奥氏体沉淀硬化不锈钢用于波纹管制造，同时相应改进了组合件焊接结构，由原来的高频硬钎焊改为真空电子束焊，删减了聚酰亚胺涂层。通过分析论证及对比试验，改进后的波纹管组合件与原状态相比具有安装互换性，主燃油流量调节器可以不经任何改动直接换装改进后的该波纹管组合件。本发明具有耐腐蚀、耐高温、长寿命、高可靠且相对易于生产制造的特点。
[0010]本发明相对现有技术具有如下有益效果:(请对试验部分的原理和效果也进行分析)
1、改进后该波纹管组合件的耐腐蚀性、可靠性提高，目前产品出厂寿命已由原来的400发动机小时/4年延至650发动机小时/6年，1100小时试验已通过;2008年至2014年，累计交付产品1533只，外场无一泄漏故障反馈；
2、改进波纹管及组合件制造装配工艺后，替代或删减了效率低下、过程质量不稳定的高频硬钎焊工序及聚酰亚胺涂漆工序，产品生产质量改善、生产效率提高，波纹管及组合件生产合格率由平均49%提高为72%(统计比较2007年、2014年生产合格率)；
3、删减聚酰亚胺涂层工艺，免除了聚酰亚胺清漆及稀释剂的使用，避免了对操作人员呼吸、中枢神经系统的职业伤害，改善了生产环境条件；
4、首次制定了高性能航空发动机压力敏感元件的地面寿命考核试验方案，模拟波纹管组合件装配发动机后的工况载荷，单独对波纹管组合件开展模拟全寿命期载荷的寿命试验，在原件级进行充分验证，避免了带有隐患的产品出厂交付。
【附图说明】
[0011]图1为现有波纹管组件的结构示意图
图2为本发明所述波纹管组件的结构示意图图3为高温疲劳试验参数曲线图图中:1-端盖，2-焊料片，3-波纹管，4-底板，5-底板内接头。
【具体实施方式】
[0012]结合附图对本发明的【具体实施方式】作进一步说明。
[0013]—种高性能航空发动机压力敏感元件，包括波纹管，波纹管采用旋压拉深的GH4169高温合金管坯制造，删减了聚酰亚胺涂层，组合件采用真空电子束焊接法组合焊接。在材料晶间腐蚀对比试验的基础上，本发明首次使用耐蚀性好的GH4169高温合金材料替代PH15-7MO半奥氏体沉淀硬化不锈钢材料用于P3压力限制器中波纹管的制造。
[0014]波纹管管坯通常采用无缝管或由板料冲碗变径、变薄拉伸制造。按照设计要求需用厚度为0.1mm的管坯，国内无薄壁无缝管供应，只能自行拉伸制造，本发明首次实现了GH4169高温合金管坯的旋压拉深。经过反复试验，本发明提供了一套完整的工艺方法和技术参数，首次成功实现了 GH4169高温合金波纹管管坯的旋压拉深，具有一定的工艺创新性和推广应用价值。拉深方案为:
1)、Imm板料落料冲碗Φ35mm ；
2)、经四道直拉至Φ17mm，壁厚0.55_，平均拉深系数0.75 ；
3)、经一道旋压拉深，壁厚至0.1mm。
[0015]为适应波纹管材料变更，本发明组合件焊接结构相应改变，由真空感应钎焊改为真空电子束焊结构；另外增加了底板内接头，分别与波纹管和底板组合焊接，避免了底板安装耳对环形焊缝施焊的影响；
另外本发明首次提出了用于P3压力限制器波纹管组合件地面考核试验的高温环境下的压力循环疲劳试验方法，同时该方法可用于该产品的后续延寿、定寿工作，并对制定同类产品试验方案具有借鉴意义。试验方法如下:
a)将试样逐一进行气密性及外观检查，记录检查情况。
[0016]b)将试样装于专用试验夹具中，调整压缩行程约为0.38mm后进行密封固定，将试样连夹具一同置于井式热处理炉中；接通气源，连通管路，向试样内腔通入本地的压缩空气，通过外接的波纹管自动稳定设备，控制压力从0.1MPa?2.1MPa(绝对)进行循环交变，频率为4次/小时。
[0017]c)先将炉温保持在300°C±10°C，内腔压力由0.110^?2.110^(绝对)变化，进行134hl5min的压力位移交变试验，再进行内腔压力由0.IMPa?2.62MPa(绝对)，45min的压力位移交变试验;再将炉温升至350°C ±10°C，内腔压力由0.1MPa?2.1MPa(绝对)变化，进行15h的压力位移循环交变试验；
d)每进行完150h，记录试验温度、试验压力等参数，拆卸产品按照a)的要求进行气密性及外观检查；
e)重复c)、d)，直到1500 X I.5=2250小时。
[0018]所得高温压力试验参数曲线如图3。
【主权项】
1.一种高性能航空发动机压力敏感元件，包括波纹管以及底板，其特征在于波纹管采用旋压拉深的GH4169高温合金管坯制造，删减了聚酰亚胺涂层，压力敏感元件各组合件采用真空电子束焊接法组合焊接。2.根据权利要求1或2所述的高性能航空发动机压力敏感元件，其特征在于底板和波纹管之间通过底板内接头连接，底板内接头有大径端与波纹管焊接、有小径端插设于底板并焊接。3.根据权利要求1或2所述的高性能航空发动机压力敏感元件，其特征在于:GH4169高温合金管坯旋压拉深的步骤为， 1)、Imm板料落料冲碗至Φ35mm ； 2)、经四道直拉至Φ17mm，壁厚0.55_，平均拉深系数0.75 ； 3)、经一道旋压拉深，壁厚至0.Immο4.根据权利要求3所述的高性能航空发动机压力敏感元件的寿命试验方法，其特征在于:步骤如下， 1)、将高性能航空发动机压力敏感元件试样逐一进行气密性及外观检查，记录检查情况； 2)、将试样装于试验夹具中，调整压缩行程约为0.38mm后进行密封固定，将试样连夹具一同置于井式热处理炉中；接通气源，连通管路，向试样内腔通入压缩空气，通过外接的波纹管自动稳定设备，控制绝对压力从0.1MPa?2.1MPa进行循环交变，频率为4次/小时； 3)、先将井式热处理炉炉温保持在300°C± 10°C，内腔绝对压力由0.1MPa?2.1MPa变化，进行134hl5min的压力位移交变试验，再进行绝对内腔压力由0.IMPa?2.62MPa，进行45min的压力位移交变试验;再将炉温升至350°C ±10°C，内腔绝对压力由0.IMPa?2.IMPa变化，进行15h的压力位移循环交变试验； 4)、每进行完150h，记录试验温度、试验压力等参数，拆卸产品按照步骤I)的要求进行气密性及外观检查； 5)、重复3)、4)，直到1500X 1.5=2250小时。
【专利摘要】本发明属于航空发动机压力敏感元件的技术领域，具体涉及一种高性能航空发动机压力敏感元件及其试验方法，解决现有涡扇发动机燃油调节器配套的对压力敏感的波纹管组合件存在波纹管内腔漆膜剥落和量波纹管破裂失效的故障现象的问题，其包括波纹管以及底板，波纹管采用旋压拉深的GH4169高温合金管坯制造，删减了聚酰亚胺涂层，压力敏感元件各组合件采用真空电子束焊接法组合焊接。本发明耐腐蚀、耐高温、长寿命、高可靠且相对易于生产制造，制定了其地面寿命考核试验方案，模拟波纹管组合件装配发动机后的工况载荷，单独对波纹管组合件开展模拟全寿命期载荷的寿命试验，在原件级进行充分验证，避免了带有隐患的产品出厂交付。
【IPC分类】G01N3/36, G01L7/06, G01L23/24, G01L23/22
【公开号】CN105606290
【申请号】CN201510978113
【发明人】王战生, 樊敬桃
【申请人】太原航空仪表有限公司
【公开日】2016年5月25日
【申请日】2015年12月23日