[发明专利]航空发动机轴承试验热风模拟系统及模拟方法

权利要求书

1.航空发动机轴承试验热风模拟系统，其特征在于：包括预热器(5)、一级加热器(7)、试验腔(13)、二级加热器(14)和冷却器(23)，预热器(5)、一级加热器(7)、二级加热器(14)和试验腔(13)依次连接形成回路，预热器(5)的输出端与冷却器(23)的输入端连接，冷却器(23)上连接有进水管路和回水管路，一级加热器(7)与试验腔(13)通过管路建立连接，二级加热器(14)的输出端通过管路与冷却器(23)的输入端建立连接，预热器(5)的输入端用于输入压缩空气，冷却器(23)的输出端用于排放冷却空气。

2.根据权利要求1所述的航空发动机轴承试验热风模拟系统，其特征在于：所述预热器(5)与流量计(1)通过管路连接，流量计(1)与预热器(5)连接的管路上依次设置有第一过滤器(2)、减压阀(3)和调节阀(4)。

3.根据权利要求2所述的航空发动机轴承试验热风模拟系统，其特征在于：所述一级加热器(7)与试验腔(13)的连接管路上设置有第一气动截止阀(10)，二级加热器(14)与试验腔(13)的连接管路上设置有第二气动截止阀(17)。

4.根据权利要求3所述的航空发动机轴承试验热风模拟系统，其特征在于：所述二级加热器(14)与冷却器(23)的连接管路上设置有第三气动截止阀(28)。

5.根据权利要求4所述的航空发动机轴承试验热风模拟系统，其特征在于：所述试验腔(13)与预热器(5)的连接管路上依次设置有安全阀(20)和气动切断阀(22)。

6.根据权利要求5所述的航空发动机轴承试验热风模拟系统，其特征在于：所述冷却器(23)的进水管路上设置有第一截止阀(26)，冷却器(23)的回水管路上设置有第二截止阀(27)，冷却器(23)的输出管路上设置有第二过滤器(25)。

7.根据权利要求6所述的航空发动机轴承试验热风模拟系统，其特征在于：所述预热器(5)与一级加热器(7)的连接管路上设置有第一温度变送器(6)，一级加热器(7)上设置有第二温度变送器(8)，一级加热器(7)的输出管路上设置有第三温度变送器(9)，一级加热器(7)与试验腔(13)的连接管路上设置有第四温度变送器(12)，二级加热器(14)上设置有第五温度变送器(15)，二级加热器(14)与试验腔(13)的连接管路上依次设置有第六温度变送器(16)和第七温度变送器(19)，第六温度变送器(16)布置在近二级加热器(14)端，第七温度变送器(19)布置在近试验腔(13)端，试验腔(13)与预热器(5)的连接管路上设置有第八温度变送器(21)，冷却器(23)的输出管路上设置有第九温度变送器(24)。

8.根据权利要求7所述的航空发动机轴承试验热风模拟系统，其特征在于：所述一级加热器(7)与试验腔(13)的连接管路上设置有第一压力变送器(11)，二级加热器(14)与试验腔(13)的连接管路上设置有第二压力变送器(18)。

9.权利要求8所述的航空发动机轴承试验热风模拟系统的模拟方法，其特征在于，包括以下几种状态：

中温气流加热状态：关闭第二气动截止阀(17)，开启第一气动截止阀(10)，压缩空气经过流量计(1)、第一过滤器(2)、减压阀(3)和调节阀(4)进入预热器(5)内，预热器(5)对压缩空气进行预热后进入一级加热器(7)内，压缩空气在一级加热器(7)内加热后通过管路输入至试验腔(13)内对工件进行热风模拟试验，试验腔(13)内的压缩空气通过管路输入至预热器(5)内，预热器(5)内的压缩空气输出至冷却器(23)内，冷却器(23)对压缩空气进行冷却后通过第二过滤器(25)过滤后排出；

高温气流加热状态：开启第一气动截止阀(10)和第二气动截止阀(17)，压缩空气压缩空气经过流量计(1)、第一过滤器(2)、减压阀(3)和调节阀(4)进入预热器(5)内，预热器(5)对压缩空气进行预热后依次进入一级加热器(7)和二级加热器(14)内，一级加热器(7)内加热的压缩气体通过管路输入至试验腔(13)内，二级加热器(14)内加热的压缩空气通过管路输入至试验腔(13)内，通过加热的压缩空气对试验腔(13)内的工件进行热风模拟试验，试验后的压缩气体通过试验腔(13)排出至预热器(5)内，再由预热器(5)输出至冷却器(23)内，由冷却器(23)冷却后通过第二过滤器(25)过滤后排放；

试验腔(13)内高温起火应急状态：试验腔(13)内温度过高导致润滑油起火，开启安全阀(20)，关闭第一气动截止阀(10)、第二气动截止阀(17)和气动切断阀(22)，切断管路向试验腔(13)内进气，开启第三气动截止阀(28)，一级加热器(7)和二级加热器(14)内的加热气体通过管路直接输出至冷却器(23)内进行冷却后排放，停止一级加热器(7)和二级加热器(14)的加热。