一种基于接触式加热方法的机匣高温包容试验装置制造方法及图纸

本实用新型专利技术公开了一种基于接触式加热方法的机匣高温包容试验装置。在机匣外壁缠绕软壁高温接触式电加热器，外部包裹保温毡，同时在机匣上、下安装边处加垫隔热板，保温毡与隔热板使加热器及机匣处于相对密闭的空间。加热器电源线和机匣内壁粘贴的一个热电偶与温度控制柜连接，此热电偶测量结果作为温度反馈使加热功率自动调节。其余热电偶与温度显示仪表连接，以观察机匣周向加热的均匀性。本实用新型专利技术提供的试验装置和试验技术方法主要用于航空发动机机匣高温包容试验，在更接近发动机实际工况下检验机匣包容能力。机匣高温包容试验装置包括软壁接触式电加热器、加热电源线、隔热板、保温毡、热电偶、热电偶引线、温度控制柜和温度显示仪表等。

【技术实现步骤摘要】

本技术涉及一种基于接触式加热方法的机匣高温包容试验装置，本技术采用软壁接触式电加热器及其测控系统实现机匣温度精确可控，用于航空发动机机匣高温包容试验。
技术介绍
航空发动机和辅助动力装置的高速旋转部件长期工作在极端载荷和恶劣环境下，受外物撞击、高周疲劳、过热和材料缺陷等原因影响，不可避免的会出现高速旋转叶片断裂破坏事故。高速高能的危险碎片穿透机匣飞出，会击伤飞机的机舱、油箱、液压管路和电器控制线路等，导致机舱失压、油箱泄漏起火、飞机操控失灵等二次破坏，严重危及飞行安全。因此，各航空大国及组织在民用和军用航空发动机规范中都有专门条文对包容性做出严格规定，如美国联邦航空规则(FAR)-33.94、欧洲《航空安全审定规范》(CS)-E等。中国民用《航空发动机适航规定》(CCAR)-33.94也对包容性做出相似规定：必须通过发动机试验验证，在以最大允许转速运转期间，最危险的涡轮叶片失效后发动机能包容损坏件至少运转15秒不着火，并且其安装节也不失效；必须根据涡轮叶片的重量和其邻近的涡轮机匣在与最大允许转速运转相关的温度和压力下的强度确定该最危险的涡轮叶片。航空发动机机匣部件包容试验在立式高速旋转试验器中进行，试验环境通常为常温。对工作温度较高的航空发动机机匣，尤其是涡轮机匣，通常采用包容系数等效的方法，通过改变转子破坏转速，使试验状态和工作状态下机匣的包容系数相等。但是此种等效方法具有一定的局限性：机匣包容系数等效计算中所使用计算公式的准确性及其对特定机匣部件的适用性不能保证。因此，以常温试验来代替工作温度下的机匣包容试验是不够的。一种在高速旋转转子高温试验中常用的加热方法是在试验件外部安装电加热炉，将试验件全部罩在电加热炉内，利用炉壁内部电阻丝的热效应对试验件进行加热。该方法能够实现机匣在高温条件下的包容试验，但由于电热炉形状规则且炉壁较厚，需要占用较大空间，提高了对试验器的尺寸要求，并且增加了试验难度。此外，由于加热炉将试验件全封闭，试验过程中无法用高速记录仪拍摄飞断叶片与机匣撞击的过程。再者，由于电热炉材料强度不高，高速旋转试验中受失效转子的撞击后很容易损坏，重复利用率低，造成试验成本的增加。
技术实现思路
本技术针对航空发动机机匣高温包容试验，创造性地采用接触式软壁高温电热器直接加热机匣的方式，实现发动机机匣在高温下的包容能力测试，提供了一种基于接触式加热方法的机匣高温包容试验装置和试验方法。此技术方法的基本原理是利用相互接触并具有温差的物体之间的热传导和热辐射使机匣升温，并且通过热电偶和温度控制柜构成的温度测量及控制系统实现对机匣温度的精确控制。使用一种形状可控、可任意弯曲，折叠的软壁接触式电加热器包裹在机匣外圈，利用其内部电阻丝通电后的热效应使其不断升温，随后通过加热器外部材料与机匣的相互接触实现二者间的热传导，同时加热器自身的热辐射也作用于机匣。在机匣壁面特征位置粘贴热电偶测量温度，热电偶和智能温度控制柜相接，实现温度的反馈调节，直到机匣温度达到试验要求。本技术提供了一种基于上述技术原理设计的基于接触式加热方法的机匣高温包容试验装置，整个装置包括加热装置和温度测量与控制系统，所述的加热装置包括接触式电加热器、隔热板、隔热板、保温毡，所述的温度测量与控制系统包括温度控制柜、热电偶和温度显示仪表；接触式电加热器紧贴机匣外壁缠绕，首尾相接，接触式电加热器外部包裹保温毡，机匣上、下安装边连接位置分别加垫隔热板，数个热电偶沿周向均匀粘贴在机匣内壁，具体位于机匣与叶片等高度沿轴向偏下的位置，加热器电源线和其中一根热电偶引线分别与温度控制柜相连接，与温度控制柜连接的热电偶的测量结果作为温度反馈，使温度控制柜自动调节加热功率，其余热电偶线与温度显示仪表连接。进一步的，本技术采用接触式电加热器缠绕机匣外壁的方式使机匣均匀受热，所使用的接触式电加热器内部均匀排列电阻丝，外部采用长度方向有任意弯曲特性的传热介质和结构。加热装置结构为：隔热板置于机匣上、下安装边与相邻结构之间，目的在于，首先起保温作用，防止加热器热量过多通过非机匣结构散失，以至于机匣温度难以升高达到要求，其次是隔热，防止转子轴等其余部件温度过高，引起其材料性能的变化，从而影响功能实现；加热器紧贴于机匣外壁缠绕一周，首尾相接；保温毡缠绕在加热器外部，此外，保温毡填充使加热器仍与试验腔内介质或其余试验部件有热交换的空隙，使加热器及机匣外壁处于相对密闭的空间中。温度测量与控制功能由热电偶和温度控制柜实现：在机匣上沿周向均布数个热电偶，热电偶粘贴在机匣内壁主要考察部位，如与叶片等高度的位置沿轴向稍偏下或偏上的内壁处，确保温度测量点在不干扰转子转动的同时尽量贴近撞击位置；沿周向均布数个热电偶的目的在于考察并确认机匣温度沿周向分布的均匀性，确保机匣沿周向各处温度一致，从而保证其包容性能的统一，使机匣包容性试验更具有可靠性；加热器电源线和热电偶引线从试验腔引出，加热器电源线和其中一根热电偶引线与温度控制柜相连接，热电偶测量结果作为温度反馈，使加热功率自动调节；其余热电偶线作为温度监测，与温度显示仪表连接。与现有技术相比，本技术的具有的有益效果有：1、本技术提供的试验技术方法和装置使航空发动机机匣高温包容试验得以实现，机匣包容能力预测在更接近发动机实际工况条件下进行，提高了机匣包容试验结果的可参考性。2、采用本技术提供的试验技术方法和装置，只是对航空发动机机匣进行局部加温，不影响与机匣上下安装边连接的部件以及机匣内部试验转子的性能，不影响高速照相记录仪拍摄飞断叶片与机匣的撞击过程。3、采用本技术提供的试验技术方法和装置，航空发动机机匣高温包容试验不会增加过多额外的需用空间，对试验器选择的灵活性更强。附图说明图1为机匣高温包容试验结构示意图；图2为机匣与接触式电加热器的相对位置示意图；图3为接触式电加热器结构示意图。图中：1、氮气钢瓶，2、氮气管道，3、机匣上安装边连接座，4、上隔热板，5、保温毡，6、接触式电加热器，7、机匣下安装边安装螺钉，8、下隔热板，9、叶片，10、轮盘，11、轮盘压紧螺母，12、驱动芯轴，13、热电偶，14、机匣，15、加热线及热电偶引线，16、机匣上安装边安装螺钉，17、温度显示仪表，18、温度控制柜，19、试验腔，20、电阻丝，21、接触式电加热器外部热交换介质。具体实施方式下面结合附图和实施例进一步说明本技术。如图1所示，一种基于接触式加热方法的机匣高温包容试验装置包括接触式电加热器6、热电偶13、加热线及热电偶引线15、温度控制柜18、上隔热板4、下隔热板8、保温毡5、温度显示仪表17等。机匣14作为受热主体，外壁被接触式电加热器6缠绕一周，接触式电加热器6首尾相接；上隔热板4和下隔热板8分别位于机匣14上、下安装边连接位置；保温毡5缠绕在接触式电加热器6外部并根据保温要求和实际结构，填充使接触式电加热器6仍与试验腔19内介质或其余试验部件有热交换的空隙；隔热板4、8与保温毡5组成的保温及隔热系统使接触式电加热器6和机匣14处于相对密闭的空间中。温度测量与控制功能由温度控制柜18、热电偶13和温度显示仪表17实现。六个热电偶13在机匣14上沿周向均布，粘贴在机匣14与叶片9等高度的位置沿本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于接触式加热方法的机匣高温包容试验装置，其特征在于包括加热装置和温度测量与控制系统，所述的加热装置包括接触式电加热器(6)、上隔热板(4)、下隔热板(8)、保温毡(5)，所述的温度测量与控制系统包括温度控制柜(18)、热电偶(13)和温度显示仪表(17)；接触式电加热器(6)紧贴机匣(14)外壁缠绕，首尾相接，接触式电加热器(6)外部包裹保温毡(5)，机匣(14)上、下安装边连接位置分别加垫上隔热板(4)、下隔热板(8)，数个热电偶(13)沿周向均匀粘贴在机匣(14)内壁，具体位于机匣(14)与叶片(9)等高度沿轴向偏下的位置，加热器电源线和其中一根热电偶引线分别与温度控制柜(18)相连接，与温度控制柜(18)连接的热电偶的测量结果作为温度反馈，使温度控制柜(18)自动调节加热功率，其余热电偶线与温度显示仪表(17)连接。

【技术特征摘要】
1.一种基于接触式加热方法的机匣高温包容试验装置，其特征在于包括加热装置和温度测量与控制系统，所述的加热装置包括接触式电加热器(6)、上隔热板(4)、下隔热板(8)、保温毡(5)，所述的温度测量与控制系统包括温度控制柜(18)、热电偶(13)和温度显示仪表(17)；接触式电加热器(6)紧贴机匣(14)外壁缠绕，首尾相接，接触式电加热器(6)外部包裹保温毡(5)，机匣(14)上、下安装边连接位置分别加垫上隔热板(4)、下隔热板(8)，数个热电偶(13)沿周向均匀粘贴在机匣(14)内...

【专利技术属性】
技术研发人员：宣海军，白聪儿，邹煜申，瞿明敏，何泽侃，黄先念，
申请(专利权)人：浙江大学，
类型：新型
国别省市：浙江;33