[发明专利]一种航空发动机轮盘强度试验用加温冷却一体装置

说明书

本申请提供一种航空发动机轮盘强度试验用加温冷却一体装置，所述装置包括保温层(1)、加温体(2)与冷却体(3)，其中:保温层(1)为圆形空腔结构，保温层的内部用于放置航空发动机轮盘；加温体(2)包括多个相互独立的发热体，冷却体(3)包括多个相互独立的冷却管，每个冷却管内通有冷却介质；保温层(1)内部上表面的加温区域和下表面的加温区域均设置加温体(2)，保温层(1)内部上表面的冷却区域和下表面的冷却区域均设置冷却体(3)；保温层(1)内部下端的加温区域和冷却区域之间设置第一测温孔，保温层(1)内部下端的中间区域设置第二测温孔，所述第一测温孔和第二测温孔的直径范围覆盖航空发动机轮盘。

技术领域

本申请涉及航空发动机领域，具体涉及一种航空发动机轮盘强度试验用加温冷却一体装置。

背景技术

航空发动机轮盘强度试验是发动机研制过程中必须开展的研究及考核试验科目，主要试验目的是在轮盘试验器上模拟轮盘真实工作状态，考核轮盘在相应工况下的强度及寿命储备，为服役定型提供试验数据支持。发动机工作时，轮盘自轮缘至轮心温度逐渐降低，轮缘轮心温度相差可达200℃，限于现有轮盘试验加温控制技术，设计轮盘强度试验多等效为均匀温度场，但与实际工况差别较大时会影响考核结果，特别是低循环试验中，会造成与发动机状态差异较大的试验结果，导致试验无效。在轮盘试验器上，为确保试验的准确性，必须真实再现轮盘服役中相同的温度梯度场。

国内现有轮盘强度试验用加温装置，常用的为上下炉盘式通用型大空间辐射加温装置，可适用于不同结构轮盘开展超转及低循环试验用。发明专利CN 109798771 A中的加热装置针对发动机涡轮盘低循环疲劳试验，仅考虑寿命最低部位，限于为试验件提供均匀温度场。发明专利CN 110987390 A中提供了一种可实现涡轮叶片梯度温度场的旋转疲劳试验装置，采用电磁感应加热对涡轮叶片进行快速加温，涡轮盘体采用冷却水冷却散热方式，实现了叶片与盘体之间的温度梯度，但盘体温度无具体控制目标值。该装置仅适用于旋转叶片加温，而对于直径较大的轮盘无法适用。

国内外目前常用的建立大尺寸轮盘梯度温度场的做法为在盘心加一路冷却介质(气或水)，将盘心热量带走，同时自盘缘部位加温，形成梯度温度场。但限于盘心位置尺寸较小，冷却装置结构限制，冷却介质影响的区域有限，所以难以形成较稳定的梯度温度场。

现有辐射加温炉盘结构一般为上下对称式结构，环形布置发热丝，每路加热丝功率可以单独控制，结构示意图见图1及图2。现有加温装置为圆柱腔体，包括上下对称的两个加温炉盘，图1为现有加温装置结构示意图，图2为现有加温炉下炉盘结构示意图。该结构由保温层1、加温区12、加温区13、加温区14、加温区15以及测温孔16组成。该结构通过单独控制加温区12、加温区13、加温区14、加温区15的功率，可以实现对加温装置内旋转件的加温。

现有技术中，在进行航空发动机轮盘强度试验中，对轮盘进行旋转加温过程中，轮盘径向方向温度梯度难以长时间保持。

发明内容

为了解决上述技术问题，本申请提供一种航空发动机轮盘强度试验用加温冷却一体装置，能够长时间保持轮盘径向方向温度梯度。

本申请提供一种航空发动机轮盘强度试验用加温冷却一体装置，所述装置包括保温层(1)、加温体(2)与冷却体(3)，其中: