航空发动机叶片寿命的测试系统、装置及其方法与流程

本发明涉及发动机叶片测试领域，具体涉及一种航空发动机叶片寿命的测试系统、装置及其方法。

背景技术：

辅助动力装置是飞机上除主发动机外的一台动力装置，它的作用是独立为飞机提供空调引气和电源，同时提供压缩空气辅助发动机启动，是飞机上一个重要的不可或缺的系统，是飞机上除主发动机外，结构最复杂，精密度最高的装置。

目前，涡轮转子主要由涡轮盘、叶片组成；在涡轮盘周向均匀分布叶片槽，用于叶片的安装。由于涡轮转子长期工作在高温高压的燃气环境中，涡轮盘和叶片的装配状况会直接影响着叶片的使用寿命，导致叶片易产生疲劳裂纹的现象，而裂纹可能会沿榫齿剪切截面扩展或沿榫槽向进气侧扩展，直至叶片榫齿断裂，最终导致apu失效。

目前叶片和盘装配后，主要通过检测涡轮盘和叶片之间的间隙尺寸来确认装配状况，以保证后期叶片的持久寿命。然而，涡轮盘转子上通常安装有32个叶片，需对每个叶片进行测量，检测时间长，操作复杂,而且在操作过程中容易擦伤零件表面，影响零件使用寿命。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种对比气体通过涡轮盘和参考标准管路之间的压差，间接确认叶片持久寿命的航空发动机叶片寿命的测试系统、装置及其方法，其提高了检测的效率，使装配后的涡轮盘质量稳定，保证apu可靠运行。

为解决上述技术问题，本发明提供一种航空发动机叶片寿命的测试系统，其包括参考标准管路、测试零件管路、进行气源供给的气源管路，以及用于测量测试气源标准管路与测试零件管路之间压差的差压计；

参考标准管路包括孔板、以及用于连通孔板和差压计的软管a；

测试零件管路包括测试工装接口、以及用于连通测试工装接口和差压计的软管b；

气源管路包括连接在主管路上的截止阀和调压阀，主管路的出口连接有两通路结构；其中，一通路与软管a连通，并在一通路上设置有喷嘴a；二通路与软管b连通，并在二通路上设置有喷嘴b。

进一步地，测试工装接口通过硬性管a连接有一压力表a；压力表a的量程为0～413.7kpa，精度为0.25级，用于测量测试工装接口处的压力。

进一步地，喷嘴a和喷嘴b之间还连通有一硬性管b，硬性管b上设置有一三通阀，三通阀通过硬性管b与一压力表b进行连接；压力表b的量程为0～1034kpa，精度为0.25级，用于测量喷嘴a和喷嘴b出口后合一的压力。

进一步地，差压计的量程为-30～+30英寸水柱，精度为0.25级。

进一步地，喷嘴a和喷嘴b均为音速喷嘴，软管a和软管b上均设置有针阀。

进一步地，一通路上设置有单向阀a，单项阀a设置在喷嘴a与主管路出口之间，仅允许气体从主管路出口进入喷嘴a；在二通路上设置有单向阀b，单项阀b连接在喷嘴b与主管路出口之间，仅允许气体从主管路出口进入喷嘴b。

一种航空发动机叶片寿命的测试装置，其包括上述权利要求1～6任一项的测试系统，以及安装台架；安装台架的台面为薄板，薄板通过螺钉固定在角钢上；薄板上开设有安装孔，测试系统中的仪器仪表通过螺栓连接件对应镶嵌固定在安装台架的安装孔上；测试系统中的各管路之间连接均采用螺纹球面密封，方面管路连接的连接方式。

进一步地，一通路和二通路均采用不锈钢管，一通路和二通路的弯折处设置为90°弯角结构，且一通路和二通路的90°弯角为直接弯曲而成。

一种航空发动机叶片寿命的测试方法，其包括上述权利要求1～6任一项的测试系统，具体步骤为：堵塞涡轮转子组件的每个叶片冷却空气进气口；润滑测试工装接口，将涡轮转子组件紧固安装在测试工装接口处；将调节阀调至初始位置，向气源管路内供入压缩空气。

打开截止阀，并调节调节阀，当压力表a显示在80.0kpa～84.43kpa的区间时，停止调节调节阀；观察差压计的指针偏转情况；其中，若差压计的指针转向0的左侧，并且在其量程范围内，则表示涡轮转子组件合格；若差压计的指针转向0的右侧，则表示涡轮转子组件不合格；停止向气源管路内供气，并将调节阀调至初始位置，截止阀调至关闭位置，取下涡轮转子组件。

进一步地，采用堵头堵塞涡轮转子组件的每个叶片冷却空气进气口，且堵头材料为橡胶；采用mil-prf-7808润滑油润滑测试工装接口。

本发明的有益效果为：该航空发动机叶片寿命的测试系统、装置及其方法通过对其结构方法的改进设计，使得在进行航空发动机叶片寿命的测试时，只需对零件整体进行检测；其可通过确定差压计的指针指向进行确认，在保证了叶片寿命的同时，避免了现有技术使用大量的检测设备，花费大量的人力和时间，提高了检测效率；同时由于操作工步少，大大降低零件表面损伤概率，而且制造和维护成本较低。

附图说明

图1示意性地给出了该航空发动机叶片寿命的测试系统的框图。

图2示意性地给出了该航空发动机叶片寿命的测试装置的示意图。

图3示意性地给出了该航空发动机叶片寿命的测试装置主管路与一通路和二通路的连接示意图。

图4示意性地给出了该航空发动机叶片寿命的测试装置一通路或二通路弯折处的结构示意图。

图5示意性地给出了该航空发动机叶片寿命的涡轮转子组件的结构示意图。

其中：1、差压计；2、孔板；3、软管a；4、测试工装接口；5、软管b；6、截止阀；7、调压阀；8、主管路；9、一通路；10、二通路；11、喷嘴a；12、喷嘴b；13、硬性管a；14、压力表a；15、硬性管b；16、三通阀；17、压力表b；18、单向阀a；19、单向阀b；20、针阀；21、安装台架；22、叶片前缘。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

此外，术语“垂直”等术语并不表示要求部件绝对垂直，而是可以稍微倾斜。如“垂直”仅仅是指其方向相对“水平”而言更加垂直，并不是表示该结构一定要完全垂直，而是可以稍微倾斜。

在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

以下结合实施例进行具体说明。

实施例一

根据本申请的一种实施方式，提供了一种航空发动机叶片寿命的测试系统，用于测试确认叶片持久寿命的航空发动机叶片寿命。

参见图1，该航空发动机叶片寿命的测试系统包括参考标准管路、测试零件管路、气源管路和差压计；其中，气源管路进行整个系统的气源供给；差压计用于测量测试所述气源标准管路与所述测试零件管路之间压差。

在实际操作中，可通过对比气体通过涡轮盘和参考标准管路之间的压差，间接确认叶片持久寿命，可提高了检测的效率，使装配后的涡轮盘质量稳定，保证apu可靠运行。

该航空发动机叶片寿命的测试系统的参考标准管路包括孔板、以及用于连通孔板和差压计的软管a；其中，孔板的直径为14.35mm。

测试零件管路包括测试工装接口、以及用于连通测试工装接口和差压计的软管b。差压计的量程为-30～+30英寸水柱，精度为0.25级。

其中，软管a和软管b作为差压计的引气管。本发明中的差压计测量测试零件管路和参考标准管路之间的压差，当差压为“0”时，指针在表盘中间。

而气源管路包括连接在主管路上的截止阀和调压阀，其中截止阀设置在调节阀的进气端的前端，即气源首先进入截止阀，再进入调节阀，之后从主管路的出口流出，其中，主管路可采用软管的形式进行连通。

主管路上、与气源进气端的连接部位，以及主管路上、与截止阀和调压阀的连接部位处的内径为38mm，且采用软管的形式。而软管a和软管b的管内径为4mm。

主管路的出口连接有两通路结构，两通路并联设置。

其中，一通路与软管a连通，并在一通路上设置有喷嘴a，其可作为参考标准管路的引气管路。

而并行设置的二通路与软管b连通，并在二通路上设置有喷嘴b，其可作为测试零件管路的引气管路。

主管路上、其与一通路和二通路的连接处管径的尺寸数据为：主管路的外径为25mm，壁厚1.5mm；一通路和二通路与主管路连接处的外径为38mm，壁厚1.5mm。

在实际操作中，可对连接于测试工装接口的零件整体进行检测，通过确定差压计的指针指向，在保证了叶片寿命的同时，避免了现有技术使用大量的检测设备，花费大量的人力和时间，提高了检测效率；同时由于操作工步少，大大降低零件表面损伤概率，而且制造和维护成本较低。

其中，测试工装接口通过硬性管a连接有一压力表a；并且，进一步优化设计地，令压力表a的量程为0～413.7kpa，精度为0.25级，其用于测量测试工装接口处的压力。

喷嘴a和喷嘴b之间还连通有一硬性管b，硬性管b上设置有一三通阀，三通阀通过硬性管b与一压力表b进行连接；即喷嘴a、喷嘴b和压力表b彼此之间相连通。

硬性管a作为压力表a的引气管，硬性管b作为压力表b的引气管，硬性管a和硬性管b的内径为4mm。

进一步选择地，令压力表b的量程为0～1034kpa，进气最大压力为1034kpa；令其精度为0.25级，用于测量喷嘴a和喷嘴b出口后合一的压力。

当然，在三通阀的管路安装中，需令三通阀设置在距喷嘴a和喷嘴b的约中间管路上，令喷嘴a和喷嘴b出口流出的气源在三通阀处汇合，并且压力近似。

一通路上设置有单向阀a，单项阀a设置在喷嘴a与主管路出口之间，仅允许气体从主管路出口进入喷嘴a，减小测试误差。

同理，在二通路上也设置有单向阀b，单项阀b连接在喷嘴b与主管路出口之间，仅允许气体从主管路出口进入喷嘴b。

本发明提供的航空发动机叶片寿命的测试系统可通过对比气体通过测试零件管路上的涡轮盘和参考标准管路之间的压差，间接确认叶片的持久寿命；且结构简单、操作便捷，提高了检测效率，使装配后的涡轮盘质量稳定，保证apu可靠运行。

实施例二

根据本申请的一种实施方式，在上述实施例的基础上，进一步提供了一种航空发动机叶片寿命的测试装置，其包括上述实施例一种涉及的航空发动机叶片寿命的测试系统。

在本实施例中，对航空发动机叶片寿命的测试系统的具体安装结构进行了改进设计。

参见图2～图4，该航空发动机叶片寿命的测试装置包括安装台架，航空发动机叶片寿命的测试系统安装在该安装台架上。

安装台架的台面为薄板，具体选用为不锈钢薄板的形式；薄板通过螺钉固定在角钢上，形成安装台整体结构。

在薄板上开设有安装孔，对应地，测试系统中的压力表a，压力表b，差压计等仪器仪表通过螺栓连接件对应镶嵌固定在安装台架的安装孔上。

该航空发动机叶片寿命的测试装置中的各管路之间连接，即各个管口之间的连接均采用螺纹球面密封，方面管路连接的连接方式，以及防止连接处漏气，影响测量结果。

一通路和二通路均采用不锈钢管，确保压力气源的有效流通。

其中，一通路和二通路的弯折处设置为90°弯角结构，且一通路和二通路的90°弯角为直接弯曲而成，确保管内壁光滑过渡，减少测量误差。

其中，一通路和二通路不锈钢管的尺寸数据为：外径为25mm，壁厚0.8mm。

实施例三

在本发明申请中，还给出了一种航空发动机叶片寿命的测试方法，基于上述所述实施例。

具体对航空发动机叶片寿命测试的方法步骤为：

1、堵塞涡轮转子组件的每个叶片冷却空气进气口。

将涡轮转子的每个叶片冷却空气进气口塞上堵头，堵头材料为橡胶或其它等效，以防擦伤零件。

2、润滑测试工装接口，将涡轮转子组件紧固安装在测试工装接口处。

其中，将航空发动机叶片寿命测试装置的测试工装接口处涂润滑油，润滑油可选用mil-prf-7808或其它类似等效润滑油，将涡轮转子组件安置在其测试工装接口处，参见图5，令叶片前缘22朝左，即向着测试工装接口处的方位上方，接着从右侧方位用14.12nm力矩拧紧固定螺栓。

3、将调节阀调至初始位置，向气源管路内供入压缩空气。

将调节阀调至初始位置，向气源管路内接入干净干燥的压缩空气，最大压力为1034kpa(150psi)。

4、打开截止阀，并调节调节阀，当压力表a显示在80.0kpa～84.43kpa的区间时，停止调节调节阀。

具体为：缓慢打开截止阀，调节调节阀使压力表2显示在80.0kpa至84.43kpa之间。

5、观察差压计的指针偏转情况；其中，若差压计的指针转向0的左侧，并且在其量程范围内，则表示涡轮转子组件合格；若差压计的指针转向0的右侧，则表示涡轮转子组件不合格。

6、停止向气源管路内供气，并将调节阀调至初始位置，截止阀调至关闭位置，取下涡轮转子组件。

完成后，把调节阀调至初始位置，截止阀调至关闭位置；同时将把堵头材料全部取出，不能留有残余物在冷却空气进气孔中，影响叶片冷却性能。

经统计使用该方法整个测试时间不超过3分钟，而现有通过检测叶片间隙尺寸整个测试时间至少需要30分钟，测试时间减少到之前的1/10，且零件表面基本没有出现擦伤等缺陷。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。