一种航空发动机管路耐介质性能试验系统及方法与流程

本发明涉及一种试验系统，更具体的说涉及一种航空发动机管路耐介质性能试验系统及方法。

背景技术：

1、航空发动机工作工况十分严苛，一般情况下，航空器飞行高度在0m～12000m之间，一些航空器飞行高度会达到20000m以上；发动机燃烧室内的温度可以达到1400℃～2700℃。航空发动机管路由于温度、气压等变化极容易导致管路变形、漏油、应力集中等情况，所以航空发动机管路需要有较强的耐高压、耐高温、耐腐蚀等性能。因此，在试验阶段筛选出符合上述工作环境的航空发动机管路对于航空发动机研发、交付及后续使用都有着重要的作用。

2、航空发动机管路耐介质试验可以模拟航空发动机管路工况环境，筛选出满足实际工况要求的发动机管路。目前，航空发动机管路的耐介质试验还是以传统方式进行，单一进行某一种环境的管路耐介质试验，没有综合的耐介质试验方法，无法综合模拟航空发动机管路内多种环境，不能满足发展需求。

技术实现思路

1、本发明的目的在于针对现有技术中存在的问题，提供一种航空发动机管路耐介质性能试验系统及方法。

2、为实现上述目的，本发明的技术解决方案是：一种航空发动机管路耐介质性能试验系统，包括电控系统、投放装置、工作腔、试验管路、收纳装置、燃油油源、温控油源和气源，所述的投放装置与工作腔连接，所述的工作腔与试验管路连接，所述的试验管路与收纳装置通过连接管路ⅰ连接，所述的燃油油源通过油液进入管路ⅰ与工作腔连通，所述的温控油源通过油液进入管路ⅱ与工作腔连通，所述的气源通过输气管路与工作腔连接，所述的温控油源通过连接管路ⅱ与连接管路ⅰ连接，所述的工作腔通过管路设置有溢流口，所述的工作腔上设置有压力传感器，所述的油液进入管路ⅰ上设置有阀ⅰ，所述的油液进入管路ⅱ上设置有阀ⅱ和温度传感器ⅱ，所述的连接管路ⅱ上设置有阀ⅲ，所述的连接管路ⅰ设置有阀ⅴ，所述的气源上设置有调压口，所述的溢流口的管路上设置有阀ⅳ，所述的阀ⅰ、阀ⅱ、阀ⅲ、阀ⅳ、阀ⅴ、温度传感器ⅱ、压力传感器分别与电控系统连接。

3、所述的温控油源上设置有温度传感器ⅰ，所述的温度传感器ⅰ与电控系统连接。

4、一种航空发动机管路耐介质性能试验方法，进行常温高压试验时包括下面的步骤：电控系统将试验系统设置为初始状态，保持阀ⅰ、阀ⅱ、阀ⅲ、阀ⅳ、阀ⅴ均为关闭状态；开启阀ⅳ、阀ⅲ，温控油源中的润滑油经阀ⅲ流入试验管路，经阀ⅳ由溢流口流出，保证试验管路内无气体残留，关闭阀ⅳ；气源加压，通过压力传感器监控工作腔及试验管路内压力，当压力传感器示数达到电控系统设定压力时，电控系统启动其内部的计时器计时10s；再关闭气源，开启阀ⅴ，试验管路内润滑油排放完毕；开启阀ⅰ验证航空煤油是否顺利通过试验管路，再经投放装置投放滚球，验证是否可以顺利通过试验管路，进而验证航空发动机管路耐介质的性能，从而完成常温高压性能试验；

5、进行高温常压试验时包括下面的步骤：电控系统将试验系统设置为初始状态，保持阀ⅰ、阀ⅱ、阀ⅲ、阀ⅳ、阀ⅴ均为关闭状态；对温控油源进行加温，温度传感器ⅱ监控油温，当油温达到电控系统设定温度后，开启阀ⅱ、阀ⅴ，使高温润滑油通过试验管路，电控系统启动其内部的计时器计时1min；再关闭阀ⅱ，温控油源设定为常温；开启阀ⅰ验证航空煤油是否顺利通过试验管路，再经投放装置投放滚球，验证是否可以顺利通过试验管路，进而验证航空发动机管路耐介质的性能，从而完成高温常压性能试验；

6、进行高温高压试验时包括下面的步骤：电控系统将试验系统设置为初始状态，保持阀ⅰ、阀ⅱ、阀ⅲ、阀ⅳ、阀ⅴ均为关闭状态；对温控油源进行加温，温度传感器ⅱ监控油温，当油温达到电控系统设定温度后，开启阀ⅱ、阀ⅴ，使高温润滑油通过试验管路，电控系统启动其内部的计时器计时1min；再关闭阀ⅱ，温控油源温度设定为常温；气源加压，通过压力传感器监控工作腔及试验管路内压力，当压力传感器示数达到电控系统设定压力时，电控系统启动其内部的计时器计时10s；再关闭气源，开启阀ⅴ，试验管路内润滑油排放完毕；开启阀ⅰ验证航空煤油是否顺利通过试验管路，再经投放装置投放滚球，验证是否可以顺利通过试验管路，进而验证航空发动机管路耐介质的性能，从而完成高温高压性能试验；

7、进行高温低压试验时包括下面的步骤：电控系统将试验系统设置为初始状态，保持阀ⅰ、阀ⅱ、阀ⅲ、阀ⅳ、阀ⅴ均为关闭状态；对温控油源进行加温，温度传感器ⅱ监控油温，当油温达到电控系统设定温度后，开启阀ⅱ、阀ⅴ，使高温润滑油通过试验管路，电控系统启动其内部的计时器计时1min；再关闭阀ⅱ，温控油源温度设定为常温；开启阀ⅴ，试验管路内润滑油排放完毕；气源抽压，通过压力传感器监控工作腔及试验管路内压力，当压力传感器示数达到电控系统设定压力时，电控系统启动其内部的计时器计时10s；再关闭气源；开启阀ⅰ验证航空煤油是否顺利通过试验管路，再经投放装置投放滚球，验证是否可以顺利通过试验管路，进而验证航空发动机管路耐介质的性能，从而完成高温低压性能试验；

8、进行常温低压试验时包括下面的步骤：电控系统将试验系统设置为初始状态，保持阀ⅰ、阀ⅱ、阀ⅲ、阀ⅳ、阀ⅴ均为关闭状态；对温控油源进行控温，温度传感器ⅱ监控油温，当油温达到电控系统设定温度后，开启阀ⅱ、阀ⅴ，使常温润滑油通过试验管路，电控系统启动其内部的计时器计时1min；再关闭阀ⅱ；开启阀ⅴ，试验管路内润滑油排放完毕；气源抽压，通过压力传感器监控工作腔及试验管路内压力，当压力传感器示数达到电控系统设定压力时，电控系统启动其内部的计时器计时10s；再关闭气源；开启阀ⅰ验证航空煤油是否顺利通过试验管路，再经投放装置投放滚球，验证是否可以顺利通过试验管路，进而验证航空发动机管路耐介质的性能，从而完成常温低压性能试验。

9、本发明能够模拟航空发动机管路内高温高压、高温常压、高温低压、常温高压、常温低压等环境，实现了综合进行航空空发动机管路耐介质性能试验；与传统试验方法相比更高效、稳定，能够实现更大的经济效益。

技术特征：

1.一种航空发动机管路耐介质性能试验系统，其特征在于：包括电控系统、投放装置（6）、工作腔（7）、试验管路（8）、收纳装置（9）、燃油油源（10）、温控油源（13）和气源（15），所述的投放装置（6）与工作腔（7）连接，所述的工作腔（7）与试验管路（8）连接，所述的试验管路（8）与收纳装置（9）通过连接管路ⅰ（20）连接，所述的燃油油源（10）通过油液进入管路ⅰ（18）与工作腔（7）连通，所述的温控油源（13）通过油液进入管路ⅱ（19）与工作腔（7）连通，所述的气源（15）通过输气管路（16）与工作腔（7）连接，所述的温控油源（13）通过连接管路ⅱ（21）与连接管路ⅰ（20）连接，所述的工作腔（7）通过管路设置有溢流口（11），所述的工作腔（7）上设置有压力传感器（17），所述的油液进入管路ⅰ（18）上设置有阀ⅰ（1），所述的油液进入管路ⅱ（19）上设置有阀ⅱ（2）和温度传感器ⅱ（14），所述的连接管路ⅱ（21）上设置有阀ⅲ（3），所述的连接管路ⅰ（20）设置有阀ⅴ（5），所述的气源（15）上设置有调压口，所述的溢流口（11）的管路上设置有阀ⅳ（4），所述的阀ⅰ（1）、阀ⅱ（2）、阀ⅲ（3）、阀ⅳ（4）、阀ⅴ（5）、温度传感器ⅱ（14）、压力传感器（17）分别与电控系统连接。

2.根据权利要求1所述的一种航空发动机管路耐介质性能试验系统，其特征在于：所述的温控油源（13）上设置有温度传感器ⅰ（12），所述的温度传感器ⅰ（12）与电控系统连接。

3.一种航空发动机管路耐介质性能试验方法，其特征在于：

技术总结
一种航空发动机管路耐介质性能试验系统及方法，试验系统包括电控系统、投放装置、工作腔、试验管路、废液池/收纳装置、燃油油源、温控油源和气源/气泵，投放装置与工作腔连接，工作腔与试验管路连接，试验管路与废液池/收纳装置连接，燃油油源与工作腔连通，温控油源与工作腔连通，气源/气泵与工作腔连接，工作腔通过管路设置有溢流口，工作腔上设置有压力传感器；试验方法进行航空发动机管路耐介质性能试验，可以模拟航空发动机管路内高温高压、高温常压、高温低压、常温高压、常温低压等多种环境。实现了综合进行航空空发动机管路耐介质性能试验；与传统试验方法相比更高效、稳定，能够实现更大的经济效益。

技术研发人员：赵先强,葛献涛,张凯传,刘化天,李宏宇
受保护的技术使用者：天津航天瑞莱科技有限公司
技术研发日：
技术公布日：2024/11/4