[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

摘要

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。

主权项

1.一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，采用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，由高压空气瓶经加压阀、电磁阀向试验件两个腔室内提供所需压力的气体，试验件的高压腔室A和低压腔室B壳体上布置压力传感器、温度传感器，试验件螺栓上布置埋入式应变计，压力传感器、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，并通过计算机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、压力区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：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：①以相同采集频率同步采集获得腔室A、B的压力pA(ti)、pB(ti)，以及温度TA(ti)、TB(ti)，其中，ti为数据采集时刻，i＝1,2,3…n，要实现腔室A、B压力、温度的同步采集；②以实时泄漏率为最终考虑的目标，对腔室A，在获得pA(ti)后，其标准状况下实时泄漏率计算为式中：LA(ti)：ti时刻腔室A标准状况泄漏率，单位为N·cm3/s；Tst：标准状况下大气温度，取273.16K；pst：标准状况下大气压力，取101325Pa；VA：腔室A体积，cm3，测量得到；pA(ti)、TA(ti)：ti时刻测量得到的腔室A内绝对压力和温度，单位为Pa、K；pA(ti+1)、TA(ti+1)：ti+1时刻测量得到的腔室A内绝对压力和温度，单位为Pa、K；根据上式和测量数据，求出腔室A在标准状况下的实时泄漏率LA(ti)；③假设腔室B无泄漏，则根据A的泄漏率，计算腔室B内的压力随时间的变化；由腔室A泄漏至腔室B的气体量：ΔV＝LA(ti)·(ti+1‑ti)；ΔV的气体量引起ti+1时刻B腔室压力为：式中：R：通用气体常数；nB(ti)：ti时刻腔室B内气体的摩尔数；考虑到数据采集周期较小，单周期内温度的变化很小，即TB(ti+1)≈TB(ti)，则上式变为：而实际腔室B内测量得到的气体压力为pB(ti+1)，则腔室B的泄漏率为：其中，所述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，包括高压空气瓶、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、应变仪、同步数据采集卡和计算机；高压空气瓶通过加压阀和电磁阀给试验件的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，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，计算机与应变仪、同步数据采集卡连接。