航空发动机轴承试验热风模拟系统及模拟方法与流程

1.本发明属于航空发动机轴承试验器领域，具体为航空发动机轴承试验热风模拟系统及模拟方法。


背景技术：

2.现代航空航天及国防领域使用航空发动机主轴轴承的真实工况为载荷大、转速高、高温、高压气流、温度场变化热载荷和复杂的振动载荷等，热风模拟系统用于模拟航空发动机、涡轮冲压组合发动机主轴轴承在高温腔内的运转试验考核。因为腔体高温环境下试验轴承的温度场分布与当前试验器试验存在差异，其热源不仅仅为轴承摩擦热、滑油搅拌热、滑油换热，还增加了机匣辐射换热、机匣换热、热气流对流换热。传统的轴承温度监测方法在复杂的热力学环境下只能监测轴承摩擦热、滑油搅拌热、滑油换热；
3.现有的航空主轴轴承试验器大部分都是通过加热润滑油后喷射到被试验轴承上模拟轴承的高温工作环境，在一定程度上只能模拟轴承摩擦热、滑油搅拌热和滑油换热，不能完全真实的模拟轴承在航空发动机内的工作环境。
4.因此，本技术提供一种航空发动机主轴轴承高温试验器高温环境模拟系统，保留了加热润滑油后喷射到被试轴承上模拟轴承的高温工作环境，同时还可以采用高温环境热风模拟系统模拟热气流的对流换热，更真实地模拟航空发动机主轴轴承的实际工作环境，提高评估轴承的可靠性。


技术实现要素：

5.本发明研发目的是为了解决现有的轴承模拟试验器无法完全真实的模拟轴承在航空发动机内工作环境的问题，在下文中给出了关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。
6.本发明的技术方案：
7.方案一：航空发动机轴承试验热风模拟系统，包括预热器、一级加热器、试验腔、二级加热器和冷却器，预热器、一级加热器、二级加热器和试验腔依次连接形成回路，预热器的输出端与冷却器的输入端连接，冷却器上连接有进水管路和回水管路，一级加热器与试验腔通过管路建立连接，二级加热器的输出端通过管路与冷却器的输入端建立连接，预热器的输入端用于输入压缩空气，冷却器的输出端用于排放冷却空气。
8.进一步的，所述预热器与流量计通过管路连接，流量计与预热器连接的管路上依次设置有第一过滤器、减压阀和调节阀。
9.进一步的，所述一级加热器与试验腔的连接管路上设置有第一气动截止阀，二级加热器与试验腔的连接管路上设置有第二气动截止阀。
10.进一步的，所述二级加热器与冷却器的连接管路上设置有第三气动截止阀。
11.进一步的，所述试验腔与预热器的连接管路上依次设置有安全阀和气动切断阀。
12.进一步的，所述冷却器的进水管路上设置有第一截止阀，冷却器的回水管路上设置有第二截止阀，冷却器的输出管路上设置有第二过滤器。
13.进一步的，所述预热器与一级加热器的连接管路上设置有第一温度变送器，一级加热器上设置有第二温度变送器，一级加热器的输出管路上设置有第三温度变送器，一级加热器与试验腔的连接管路上设置有第四温度变送器，二级加热器上设置有第五温度变送器，二级加热器与试验腔的连接管路上依次设置有第六温度变送器和第七温度变送器，第六温度变送器布置在近二级加热器端，第七温度变送器布置在近试验腔端，试验腔与预热器的连接管路上设置有第八温度变送器，冷却器的输出管路上设置有第九温度变送器。
14.进一步的，所述一级加热器与试验腔的连接管路上设置有第一压力变送器，二级加热器与试验腔的连接管路上设置有第二压力变送器。
15.方案二：基于方案一所述的航空发动机轴承试验热风模拟系统的模拟方法，包括以下几种状态：
16.中温气流加热状态：关闭第二气动截止阀，开启第一气动截止阀，压缩空气经过流量计、第一过滤器、减压阀和调节阀进入预热器内，预热器对压缩空气进行预热后进入一级加热器内，压缩空气在一级加热器内加热后通过管路输入至试验腔内对工件进行热风模拟试验，试验腔内的压缩空气通过管路输入至预热器内，预热器内的压缩空气输出至冷却器内，冷却器对压缩空气进行冷却后通过第二过滤器过滤后排出；
17.高温气流加热状态：开启第一气动截止阀和第二气动截止阀，压缩空气压缩空气经过流量计、第一过滤器、减压阀和调节阀进入预热器内，预热器对压缩空气进行预热后依次进入一级加热器和二级加热器内，一级加热器内加热的压缩气体通过管路输入至试验腔内，二级加热器内加热的压缩空气通过管路输入至试验腔内，通过加热的压缩空气对试验腔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排出至预热器内，再由预热器输出至冷却器内，由冷却器冷却后通过第二过滤器过滤后排放；
18.试验腔内高温起火应急状态：试验腔内温度过高导致润滑油起火，开启安全阀，关闭第一气动截止阀、第二气动截止阀和气动切断阀，切断管路向试验腔内进气，开启第三气动截止阀，一级加热器和二级加热器内的加热气体通过管路直接输出至冷却器内进行冷却后排放，停止一级加热器和二级加热器的加热。
19.本发明具有以下有益效果：
20.1、本发明的航空发动机轴承试验热风模拟系统用于模拟航空发动机轴承所受热气流热试验，航空发动机轴承工作承受两种气流热，有来自压气机的中温气流经过蓖齿密封或石墨密封进入轴承腔，有涡轮高压端经过密封进入轴承腔的高温气流，本发明的热风模拟系统通过一级加热器模拟中温气流，通过一级加热器和二级加热器共同模拟高温气流，传统的试验器通过润滑油加热温度很难超过200℃，采用本发明的热风模拟系统可以使试验腔内的温度提高到550℃～600℃之间；
21.2、本发明的航空发动机轴承试验热风模拟系统相比于其他高温气体装置，可持续提供较高的温度流动气体环境，保证稳定的高温试验环境，系统中的预热器利用试验腔的回气对进气进行预加热，起到较好的节能作用；
22.3、本发明的航空发动机轴承试验热风模拟系统具有更周密和安全的防护，通过布置在各个管路上的第一气动截止阀、第二气动截止阀、安全阀和气动切断阀，对于试验腔内
的突发情况具有较好的保护性，对系统中的元器件形成保护，避免元器件受高温影响损坏。
附图说明
23.图1是航空发动机轴承试验热风模拟系统的流程简图；
24.图2是航空发动机轴承试验热风模拟系统的立体图。
25.图中1-流量计，2-第一过滤器，3-减压阀，4-调节阀，5-预热器，6-第一温度变送器，7-一级加热器，8-第二温度变送器，9-第三温度变送器，10-第一气动截止阀，11-第一压力变送器，12-第四温度变送器，13-试验腔，14-二级加热器，15-第五温度变送器，16-第六温度变送器，17-第二气动截止阀，18-第二压力变送器，19-第七温度变送器，20-安全阀，21-第八温度变送器，22-气动切断阀，23-冷却器，24-第九温度变送器，25-第二过滤器，26-第一截止阀，27-第二截止阀，28-第三气动截止阀。
具体实施方式
26.为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明了，下面通过附图中示出的具体实施例来描述本发明。但是应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本发明的范围。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本发明的概念。
27.本发明所提到的连接分为固定连接和可拆卸连接，所述固定连接(即为不可拆卸连接)包括但不限于折边连接、铆钉连接、粘结连接和焊接连接等常规固定连接方式，所述可拆卸连接包括但不限于螺纹连接、卡扣连接、销钉连接和铰链连接等常规拆卸方式，未明确限定具体连接方式时，默认为总能在现有连接方式中找到至少一种连接方式能够实现该功能，本领域技术人员可根据需要自行选择。例如：固定连接选择焊接连接，可拆卸连接选择铰链连接。
28.在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；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或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
29.实施例1，结合图1-2说明本实施例，本实施例的航空发动机轴承试验热风模拟系统，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，压缩空气进入预热器5内进行预热，预热后的气体进入一级加热器7内加热，若试验腔13内要求中温气流加热的话，仅通过一级加热器7加热后的气体输入至试验腔13内进行试验，若要求高温气流加热的话，通过一级加热器7和二级加热器14同时向试验腔13内输入气体，实现高温气流加热的模拟试验，试验腔13内的余温气体通过管路回流至预热器5内，对后续进入的压缩气体进行预热，多余气体通过管路输出至冷却器23内，冷却器23通过冷却进水的流入对余温气体进行冷却，换热后的水
由冷却回水管路流出，冷却后的气体通过管路排放。
30.实施例2，结合图1-2说明本实施例，本实施例的航空发动机轴承试验热风模拟系统，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，压缩气体通过管路进入预热器5内，管路上依次设置有流量计1、第一过滤器2、减压阀3和调节阀4，流量计1用于计量管路内气体的流量，随后通过第一过滤器2对管路内的压缩气体进行过滤，主要是过滤压缩气体内的液态水滴，减压阀3将压缩气体降至工作压力内，再经过调节阀4调节压缩气体的流速使压缩气体进入预热器5内进行预热；
31.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，第一气动截止阀10用于控制一级加热器7与试验腔13连接管路的启闭，第二气动截止阀17用于控制二级加热器14与试验腔13连接管路的启闭；
32.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，第三气动截止阀28用于控制二级加热器14与冷却器23连接管路的启闭；
33.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，安全阀20与气动切断阀22的作用是提供系统整体的安全性，对管路进行保护，避免系统中元器件的损坏；
34.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，在冷却器23的进水和回水管路上设置第一截止阀26和第二截止阀27，通过第一截止阀26和第二截止阀27控制冷却器23内的进水和回水，在冷却器23的空气排放出口处设置第二过滤器25，第二过滤器25的作用是过滤排出气体中的杂质。
35.实施例3，结合图1-2说明本实施例，本实施例的航空发动机轴承试验热风模拟系统，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，通过在各个管路上以及加热器上设置的温度变送器，可以及时反应系统中各部分的温度，起到预警的作用，防止局部温度过高影响系统的整体工作；
36.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，在试验腔13与一级加热器7和二级加热器14的两条连接管路上分别设置的第一压力变送器11和第二压力变送器18，用于监测输入至试验腔13内的气体压力，避免压力过大管路损坏或压力较小无法产生对流换热的问题。
37.实施例4，结合图1-2说明本实施例，本实施例的航空发动机轴承试验热风模拟系统的模拟方法，包括以下几种工作状态：
38.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，压缩空气压
力为3bar～4bar(气泵提供)或6bar～8bar(供应工程提供)，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，采用中温气流加热的状态时，仅通过一级加热器7对压缩气体进行加热后输入至试验腔13，在试验腔13内对航空发动机轴承进行模拟中温气流加热的工作状态；
39.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，当第一气动截止阀10和第二气动截止阀17同时开启后，压缩气体通过一级加热器7和二级加热器14的加热后，通过两条管路输入至试验腔13内，试验腔13内的温度可达到550℃到600℃之间，实现对航空发动机轴承模拟高温气流加热的工作状态；
40.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，安全阀20起到突发情况的安全保护作用，例如当试验腔13内的润滑油由于温度过高突然起火，通过第一气动截止阀10、第二气动截止阀17和气动切断阀22切断试验腔13的进气，隔断扬起，同时对一级加热器7和二级加热器14停止加热，一级加热器7和二级加热器14的其余气体通过旁路直接输入至冷却器23内，保持管路气体的流动，避免造成加热器局部升温导致损坏。
41.本实施例只是对本专利的示例性说明，并不限定它的保护范围，本领域技术人员还可以对其局部进行改变，只要没有超出本专利的精神实质，都在本专利的保护范围内。