[发明专利]一种针对航空发动机的两腔室三压力区结构安装边泄漏检测系统及方法

说明书

一种针对航空发动机的两腔室三压力区结构安装边泄漏检测系统及方法，包括空气气瓶、减压阀、电磁阀、试验件、试验件支架、压力传感器、温度传感器、电阻式应变仪、同步数据采集卡、计算机。试验件主要由两部分腔室组成：高压腔室与低压腔室。高压气体通过法兰安装边泄漏至低压腔室内。高压腔室和低压腔室外表面周向均匀分布四个接管，分别为气口、压力传感器口、温度传感器口与预留口。本发明结构应用最简化的试验件与检测设备来完成对航空发动机燃烧室机匣与涡轮机匣安装边的泄漏压力及泄漏量的定量检测，首次实现航空发动机燃烧室机匣与涡轮机匣安装边的气体泄漏定量检测。

技术领域

本发明涉及一种检测系统及方法,尤其是一种针对航空发动机的两腔室三压力区结构安装边泄漏检测系统及方法，属于航空发动机技术领域。

背景技术

法兰安装边密封结构在航空航天、化工、机械制造、锅炉等各个方面得到了广泛的应用。相应地,伴随航空发动机性能要求的提高，以及压力容器、设备的广泛应用,高压气体泄漏的检测技术也越来越凸显出其重要性。

高压燃气泄漏是影响航空发动机效率的关键问题之一，而在航空发动机正常工作的情况下对发动机内涵道安装边泄漏进行检测十分困难，传统的法兰安装边结构为单腔室两压力区结构，其泄漏检测系统较为简单且成熟，其中一种典型方法为差压法，这是一种利用气体流量公式,通过测量容器内压力的变化来计算泄漏量的检测方法。密闭的容器由于泄漏,必然造成容器内气体质量的流失,使得容器内原有的气压减低,因此可以通过测量容器内气体压力降低的数量从而推导出实际容器泄漏的气体量。除此之外，气体泄漏的常用检测方法还有水检法、静压法、U型管法等，以上方法则存在检测效率低,易受测试环境和人为因素等制约,测试精度难以提高；而利用超声波检漏技术、微压差泄漏检测技术、主动成像气体检测技术以及红外检漏技术等虽弥补了传统检测手段的不足,但不能应用到航空发动机两腔室三压力区结构泄漏检测系统中。

对于两腔室三压力区结构的安装边泄漏检测系统，则需要单独制造针对航空发动机燃烧室机匣与涡轮机匣安装边的试验件，来检查安装边的泄漏量，并且提出一套相对应的检测方案。

发明内容

针对上述现有技术的缺点，本发明提供了一种针对航空发动机的两腔室三压力区结构安装边泄漏检测系统及方法。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：一种针对航空发动机燃烧室两腔室三压力区的安装边泄漏检测系统，包括空气气瓶、加压阀、电磁阀、试验件、支架、压力传感器、温度传感器、埋入式应变计、电阻式应变仪、同步数据采集卡和计算机。空气气瓶通过加压阀和电磁阀给高压腔室和低压腔室供气。两个压力传感器、温度传感器分别连接到高压腔室和低压腔室上。试验件螺栓上布置埋入式应变计。电阻应变仪与埋入式应变计连接。同步数据采集卡与压力传感器和温度传感器连接。计算机与电阻式应变仪、同步数据采集卡连接。

一种针对航空发动机的两腔室三压力区结构安装边泄漏检测方法，由高压空气瓶经减压阀、电磁阀向试验件两个腔室内提供所需压力的气体。试验件两个腔室壳体上布置压力、温度传感器，试验件螺栓上布置埋入式应变计，压力、温度传感器和应变计信号分别经由同步数据采集卡和应变仪记录，并通过电脑的交互界面控制显示及储存。同时，电磁阀由采集卡采集到的腔室压力数值自动控制启闭状态。

高压腔室A的腔室气体通过螺栓连接部位向低压腔室B、C区泄漏，假设A向C泄漏率为Q1，A向B泄漏率为Q2，Q1为小量。B腔室气体将通过弹性片部位向C区泄漏，假设泄漏率为Q3。通过测量腔室A、B的压力变化计算A、B泄漏率的方法为：

若忽略Q1，则通过测量腔室A、B的压力变化计算A、B泄漏率的方法为：