[发明专利]一种航空发动机可变节流活门试验系统及试验方法

说明书

本申请提供了一种航空发动机可变节流活门试验系统，属于航空发动机试验技术领域，该试验系统包括：用于模拟轴承腔的轴承腔模拟腔，所述轴承腔模拟腔通过管路连通至可变节流活门的轴承腔进口；用于模拟齿轮箱的齿轮箱模拟腔，所述齿轮箱模拟腔通过管路连通于可变节流活门的后级出口；用于向可变节流活门提供压力气体的气源，所述气源通过设有第一阀门的管路分别连通至轴承腔模拟腔的进口和可变节流活门的通风进口；其中，在轴承腔模拟腔的进口前设置有节流嘴，齿轮箱模拟腔内设置有位移测量装置，所述位移测量装置连接可变节流活门活动滑阀，用于测量所述滑阀的移动量，齿轮箱模拟腔通过设置有第二阀门和流量测量装置的管路连通大气。

技术领域

本申请属于航空发动机试验技术领域，特别涉及一种航空发动机可变节流活门试验系统及试验方法。

背景技术

可变节流活门(或称被试件)是一种利用气源自动调节节流嘴大小，以实现控制航空发动机轴承腔以及通风流路压力分布的活门。

在现有技术中，模拟试验系统基于单一气源控制作动机构，背压为大气压，以此获得打开压力、关闭压力以及流通阻力等参数，该模型模拟的工况与发动机实际工况有较大差别。在试验时，不能模拟控制气源与轴承腔腔压之间的函数关系以及不能模拟背压与轴承腔腔压之间的函数关系，同时实现上述两项要求更是无法达到。

常规试验方法在可变节流活门装配至发动机前，无法得到准确的工作规律与发动机状态保持一致。另外，该可变节流活门的工作规律还受到壳体、弹簧、阀芯等其他构件及其加工公差的影响，因此必须提前进行相关试验验证保证可变节流活门的性能和可靠性。

发明内容

本申请的目的是提供了一种航空发动机可变节流活门试验系统及试验方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。

在一方面，本申请提供的技术方案是：一种航空发动机可变节流活门试验系统，包括：

用于模拟轴承腔的轴承腔模拟腔，所述轴承腔模拟腔通过管路连通至可变节流活门的轴承腔进口；

用于模拟齿轮箱的齿轮箱模拟腔，所述齿轮箱模拟腔通过管路连通于可变节流活门的后级出口；

用于向可变节流活门提供压力气体的气源，所述气源通过设有第一阀门的管路分别连通至轴承腔模拟腔的进口和可变节流活门的通风进口；

其中，在轴承腔模拟腔的进口前设置有节流嘴，齿轮箱模拟腔内设置有位移测量装置，所述位移测量装置连接可变节流活门活动滑阀，用于测量所述滑阀的移动量，齿轮箱模拟腔通过设置有第二阀门和流量测量装置的管路连通大气。

在本申请中，通过调节所述节流嘴以控制轴承腔模拟腔的压力，所述节流嘴根据航空发动机的密封漏气特性确定。

在本申请中，所述轴承腔模拟腔的容积根据航空发动机轴承腔实际的容积确定。

在本申请中，所述齿轮箱模拟腔的容积根据航空发动机齿轮箱实际的容积确定。

在本申请中，在所述轴承腔模拟腔、齿轮箱模拟腔及可变节流活门的通风进口前端设有压力测量装置，分别用于测量轴承腔模拟腔内压、齿轮箱模拟腔内压及可变节流活门的通风进口压力。

进一步的，所述压力测量装置包括压力表。

进一步的，所述位移测量装置包括百分表。

进一步的，所述流量测量装置包括流量计。

在另一方面，本申请提供的技术方案是：一种采用如上任一所述的航空发动机可变节流活门试验系统的试验方法，所述试验方法包括：

调节第一阀门，使可变节流活门的通风进口压力慢慢上升；

当位移测量装置出现指示后，此时的可变节流活门的通风进口值即为可变节流活门的起动压力；