[发明专利]一种用于航空发动机篦齿-衬套结构高速旋转刮磨试验的进给装置及方法

说明书

本发明公开了一种用于航空发动机篦齿‑衬套结构高速旋转刮磨试验的进给装置及方法，可以通过该装置控制进给电机的移动使衬套进行移动并与主轴上的篦齿进行刮磨，得到刮磨过程中的瞬时温度变化和刮磨力变化，模拟航空发动机实际工作过程中的篦齿与衬套的刮磨过程。本发明包括进给电机底座；所述进给电机底座上方装有两台垂直相连的进给电机、三维力传感器、水冷装置以及外伸连接板；所述外伸连接板用于固定加热腔；所述加热腔中固定有试验所需的环形衬套，并开设有进气管路以使用高温空气对衬套进行加热，主轴穿过加热腔安装在第一轴承底座与第二轴承底座上。

技术领域

本发明涉及航空发动机压气机空气封严组件中篦齿与衬套高速刮磨试验技术领域，主要涉及一种用于航空发动机篦齿-衬套结构高速旋转刮磨试验的进给装置及方法。

背景技术

随着航空发动机性能的不断提升，气体泄漏量成为影响发动机性能的重要参数，而封严技术则是一种经济有效的减小气体泄漏量、提升发动机性能的先进技术。目前，常用的封严技术主要有液压封严、石墨封严、刷式封严和篦齿封严等，其中，篦齿封严因其结构简单、可靠性高、寿命长以及密封效率高等优点而被广泛应用。篦齿封严结构的密封效率主要取决于篦齿与衬套之间的间隙，理论上，间隙越小，密封效率越高。

航空发动机在实际使用中会经历启动、慢车、巡航、紧急停车等工况，直接或间接的加剧了运行中的振动现象。同时篦齿封严作为二次流系统重要的一部分，常处于高温环境，篦齿封严属于非接触式封严，为了降低泄漏量，齿尖的间隙应尽可能小。然而在发动机工作的过渡态中，转子与静子发生偏斜、振动、轮盘或轴的不均匀热膨胀均可能引起篦齿封严发生碰撞及磨损，造成封严间隙增大，相同条件下的泄漏量增加。封严组件的损坏在影响发动机空气系统的同时，有可能造成热端部件的超温，严重的话还可能对整个发动机造成损伤。

近些年来，航空发动机的设计从单一设计向全寿命周期设计过渡，篦齿封严作为二次流系统重要的一部分，不仅要求在设计点工作稳定可靠，还要求可以预测其在使用过程中的一些变化以及极限工况下的性能改变，所以探究篦齿封严在复杂气热环境下的刮磨过程以及刮磨对封严衬套形貌变化的影响，对篦齿封严的设计、运行及维护都具有重大的理论与实际意义。因此本发明提出用于一种航空发动机篦齿-衬套结构高速旋转刮磨试验的进给装置及方法是非常必要的。

发明内容

发明目的：本发明为了能够解决背景技术中存在的问题，提供了一种能够模拟航空发动机高温高转速工作条件，并在该工作状态下控制衬套移动与篦齿发生刮磨的进给装置及方法。

技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种用于航空发动机篦齿-衬套结构高速旋转刮磨试验的进给装置，包括进给电机底座、试验腔体、主轴；所述进给电机底座上依次装有轴向进给电机、径向进给电机、三维力传感器、水冷装置以及外伸连接板；所述径向进给电机与轴向进给电机之间通过第一连接板相互垂直连接；所述三维力传感器、水冷装置与外伸连接板由固定在径向进给电机上方的第二连接板进行支撑；所述外伸连接板与试验腔体固连；所述主轴穿过试验腔体安装在第一轴承底座和第二轴承底座上，两个轴承底座位于主轴的两端，对主轴进行支撑。

进一步的，所述外伸连接板通过周向的三个螺栓将试验腔体进行固定；所述试验腔体两端设有第一盖板和第二盖板，试验腔体两端与第一盖板和第二盖板使用周向螺栓连接进行简单密封形成一个加热腔，所述第二盖板上安装有衬套；试验腔体中间位置存在一个分隔挡板，与第一盖板、第二盖板和衬套配合将试验腔体分为两个腔室，在两个腔室周向各开设四根气流管路用于对衬套进行加热。

进一步的，所述第一盖板与第二盖板均进行剖分，第二盖板周向开设螺栓孔用于固定衬套。

进一步的，所述试验腔体上沿周向均匀开设有衬套测温热电偶孔及腔内气流测温热电偶孔；所述衬套测温热电偶孔用于将热电偶插入衬套中来对主轴上的篦齿与衬套刮磨过程中衬套的瞬时温度变化进行记录监测；所述腔内气流测温热电偶孔用于插入热电偶实时监测加热腔内气流温度。