本發明涉及一種壓力測量裝置，特別涉及一種用于航空發動機高壓壓氣機后空氣壓力測量的便攜式裝置，屬于航空發動機技術領域。

背景技術：

在航空發動機的工作過程中，其中油泵調節器控制的參數高壓壓氣機后空氣壓力(P_k^*)可能發生變化。P_k^*的改變必然會影響發動機最大燃油供給量的改變，從而導致發動機的轉子的最高轉速和渦輪前溫度的改變，進而更加嚴重的問題是可能導致發動機轉子超轉，渦輪超溫。因此，在發動機外場定期維護中必須對油泵調節器(НР-30КП)控制的參數P_k^*進行測量，并根據測量結果對該參數進行調整，才能保證發動機正常運行和安全工作。目前，對油泵調節器控制的參數P_k^*進行測量的裝置在發動機試車臺架也有使用，但是該裝置各部分是分散固定布置，操作極不方便，且與發動機試車臺架一體建造而成，因此，該裝置無法單獨使用、更無法移動和方便攜帶，因而無法滿足在發動機外場定期維護中對P_k^*參數方便地進行測量的要求。

技術實現要素：

本發明的目的正是針對航空發動機在定期維護中對油泵調節器(НР-30КП)控制的參數P_k^*進行測量時所存在的缺陷和不足，而設計一種各部件集中布置、單獨使用、能滿足測量和操作均方便、且攜帶亦方便的空氣壓力測量的便攜式裝置；通過該裝置測量出油泵調節器控制的P_k^*壓力實際值，以確保航空發動機高壓壓氣機后空氣壓力在允許偏差范圍內，從而保證航空發動機燃油的供給滿足發動機的工作狀態所需；進而確保發動機的正常工作和安全運行。

為實現上述目的，本發明采用由以下的技術措施構成的技術方案來實現的。

本發明所述一種空氣壓力測量的便攜式裝置，包括箱體，氣源軟管，氣源罐，減壓器，壓力表，空氣濾，第一節流閥，第二節流閥，三通接頭，第一快插接頭，第二快插接頭，供氣軟管和測壓軟管；所述氣源軟管一端與減壓器一端連接，其另一端與氣源罐連接，減壓器另一端通過連接管與空氣濾一端連接，空氣濾另一端通過連接管與第一節流閥一端連接，第一節流閥另一端通過連接管與三通接頭其中一個接頭連接，三通接頭其余兩個接頭通過連接管分別與第二節流閥和第二快插接頭一端連接，第二快插接頭另一端與供氣軟管一端連接，所述第一快插接頭一端通過連接管與壓力表連接，其另一端與測壓軟管一端連接；所述減壓器、壓力表、空氣濾、第一節流閥、第二節流閥、第一快插接頭和第二快插接頭均布置于箱體內，氣源罐安裝于箱體外；測量時，根據發動機中油泵調節器控制的參數Pk^*測量要求，將所述供氣軟管和測壓軟管與發動機管路上相應部件連接，或將測壓軟管與發動機管路上相應部件連接，即可進行Pk^*測量。

上述技術方案中，所述裝置在用于測量空氣壓力前，需用密封軟管兩端分別與所述第一快插接頭和第二快插接頭的接頭緊密連接密封；所述氣源軟管與氣源罐連接，即可對裝置的密封性進行檢查；檢查完畢，密封軟管解除。

上述技術方案中，所述發動機中油泵調節器控制的參數Pk^*的測量，一是在發動機起飛狀態是受油壓助力器限制時，此時將裝置中連接第二快插接頭的供氣軟管另一端與發動機上通向最大壓力限制器的空氣導管連接，而連接第一快插接頭的測壓軟管另一端與通向最大壓力限制器的空氣導管上的三通接嘴連接，所述連接減壓器的氣源軟管另一端與氣源罐連接，即可對Pk^*進行測量。

上述技術方案中，所述發動機中油泵調節器控制的參數Pk^*的測量，二是在發動機起飛狀態是受高壓壓氣機后空氣壓力限制時，此時將裝置中連接第一快插接頭的測壓軟管的另一端連接到發動機上通向最大壓力限制器的空氣導管上的三通接嘴上，而發動機上通向最大壓力限制器的空氣導管與發動機上最大壓力限制和自動加速空氣濾連接的發動機上最大壓力限制和自動加速空氣濾上的接嘴連接，即可對Pk^*進行測量。

上述技術方案中，所述氣源罐提供發動機中油泵調節器對其工作介質所要求的氣體，所述氣源罐內提供的氣體為氮氣。

本發明所述空氣壓力測量的便攜式裝置用于航空發動機的定期維護中對油泵調節器控制的參數高壓壓氣機后空氣壓力(Pk^*)進行測量的基本要求是：在進行Pk^*的檢查前，首先應根據測量的油泵調節器所處環境大氣的溫度和壓力，判定發動機在起飛狀態是受油壓助力器限制，即高壓轉速n₂限制；還是受高壓壓氣機后空氣壓力限制，即P_k^*限制。根據所受限制條件不同分以下兩種情況對Pk^*進行檢查：

1)當受高壓壓氣機后空氣壓力限制時，利用所述裝置中壓力表測量發動機高壓轉速下降時刻通向最大壓力限制器的空氣導管內的壓力，此壓力即為油泵調節器控制的實際P_k^*壓力。

2)當受油壓助力器限制時，通過所述裝置中氣源罐內所充氣體逐步增加供氣壓力，并利用裝置中壓力表測量發動機高壓轉速下降時刻此裝置供氣壓力，此壓力即為油泵調節器控制的實際P_k^*壓力。

本發明所述便攜式裝置用于測量上述兩種受限制情況的空氣壓力即實際P_k^*壓力時的連接關系，當測量的是高壓壓氣機后空氣壓力受油壓助力器限制時的空氣壓力，此時將裝置中連接第二快插接頭的供氣軟管另一端與發動機上通向最大壓力限制器的空氣導管連接，而連接第一快插接頭的測壓軟管另一端與通向最大壓力限制器的空氣導管上的三通接嘴連接，所述連接減壓器的氣源軟管另一端與氣源罐連接即可對Pk^*進行測量。

本發明所述便攜式裝置，當測量的是高壓壓氣機后空氣壓力受高壓壓氣機后空氣壓力限制時的空氣壓力，此時將裝置中連接第一快插接頭的測壓軟管的另一端與發動機上通向最大壓力限制器的空氣導管上的三通接嘴連接，而發動機上通向最大壓力限制器的空氣導管與發動機上最大壓力限制和自動加速空氣濾連接的發動機上最大壓力限制和自動加速空氣濾上的接嘴連接，即可對Pk^*進行測量。

將上述兩種情況所測得的油泵調節器控制的實際P_k^*壓力與發動機履歷本記錄值進行對比，通過對比差值確定是否調整油泵調節器控制的P_k^*壓力以及調整其用量，并對調整后的P_k^*壓力進行再測量，以確保P_k^*壓力調整量符合要求。

本發明所述的空氣壓力測量的便攜式裝置的優點及有益的技術效果如下：

1、本發明所述的一種用于航空發動機高壓壓氣機后空氣壓力(P_k^*)測量的便攜式裝置，為航空發動機外場維護中對油泵調節器控制的參數高壓壓氣機后空氣壓力進行測量提供了設備保障，其結構簡單，且體積輕便、其操作性和實用性強。

2、本發明所述的空氣壓力測量的便攜式裝置，可準確測量出發動機中油泵調節器控制的P_k^*壓力實際值，將測量值與發動機履歷本記錄值進行對比；通過對比所得差值來確定是否調整油泵調節器控制的P_k^*壓力。

3、本發明所述的空氣壓力測量的便攜式壓力裝置，對調整后的P_k^*壓力進行再測量，以確保航空發動機高壓壓氣機后空氣壓力值調整后達到在要求的偏差范圍內，從而保證發動機燃油的供給，進而確保發動機工作狀態穩定可靠，正常運行。

4、本發明所述的空氣壓力測量的壓力裝置，不僅解決了航空發動機外場定期維護中對空氣壓力測量裝置可移動、便攜帶的要求，而且克服了傳統裝置各部分為分散布置，并與發動機試車臺架一體建造的極不方便的測壓裝置。

附圖說明

圖1本發明所述空氣壓力測量的便攜式裝置的整體結構示意圖；

圖2本發明所述空氣壓力測量的便攜式裝置在使用前作密封檢查的結構示意圖；

圖3本發明實施例所空氣壓力測量的述便攜式裝置用于測量P_k^*受油壓助力器限制時的結構示意圖，與圖1結構相同；

圖4本發明實施例所述空氣壓力測量的便攜式裝置用于測量P_k^*受高壓壓氣機后空氣壓力限制時的結構示意圖。

圖中，1箱體，2氣源軟管，3減壓器，4壓力表，5空氣濾，6第一節流閥，7第二節流閥，8三通接頭、9第一快插接頭，10第二快插接頭，11供氣軟管，12測壓軟管，13發動機上最大壓力限制和自動加速空氣濾上的接嘴，14發動機上最大壓力限制和自動加速空氣濾，15發動機上通向最大壓力限制器的空氣導管，16發動機上通向最大壓力限制器的空氣導管上的三通接嘴,17氣源罐，18密封軟管。

具體實施方式

下面結合附圖并用具體實施例對本發明作進一步詳細說明，但并不意味著是對本發明保護范圍的任何限定。

本發明所述的空氣壓力測量的便攜式裝置其結構如圖1所示，包括箱體1，氣源軟管2，氣源罐17，減壓器3，壓力表4，空氣濾5，第一節流閥6，第二節流閥7，三通接頭8、第一快插接頭9，第二快插接頭10，供氣軟管11，測壓軟管12；所述氣源軟管2一端連接減壓器3的一端，減壓器3另一端通過連接管與空氣濾5一端連接，空氣濾5另一端通過連接管與第一節流閥6一端連接，第一節流閥另一端通過連接管與三通接頭8其中一個接頭連接，三通接頭8其余兩個接頭通過連接管分別與第二節流閥7和第二快插接頭10一端連接，第二快插接頭10另一端與供氣軟管11一端連接，所述第一快插接頭9一端通過連接管與壓力表4連接，其另一端與測壓軟管12一端連接。所述減壓器3、壓力表4、空氣濾5、第一節流閥6和第二節流閥7均布置于箱體1內，氣源罐17安裝于箱體外。測量時，根據發動機中油泵調節器控制的參數Pk^*測量要求，將所述供氣軟管11和測壓軟管12與發動機管路上相應部件連接，或將測壓軟管12與發動機管路上相應部件連接，即可對P_k^*進行測量。

圖2中，本發明所述的便攜式裝置在用于測量空氣壓力P_k^*前，需要進行對裝置的密封檢查，此時，所述第二快插接頭10與供氣軟管11的連接脫開，第一快插接頭9與測壓軟管12的連接脫開，然后將兩個快插接頭分別與密封軟管18兩端的快插接頭緊密連接密封，氣源軟管2與氣源罐17連接，即可進行該裝置的密封檢查。檢查完畢，密封軟管18解除；然后所述第一快插接頭9與測壓軟管12一端重新連接上，第二快插接頭10與供氣軟管11一端重新連接上。

圖3中，當使用所述空氣壓力測量的便攜式裝置用于測量高壓壓氣機后空氣壓力是受油壓助力器限制時的空氣壓力，此時，將裝置中的供氣軟管11另一端與發動機上通向最大壓力限制器的空氣導管15連接，而裝置中的測壓軟管12另一端與發動機上通向最大壓力限制器的空氣導管上的三通接嘴16連接；即可對P_k^*進行測量。

圖4中，當使用所述空氣壓力測量的便攜式裝置用于測量高壓壓氣機后空氣壓力是受高壓壓氣機后空氣壓力限制時的空氣壓力，此時，將裝置中的測壓軟管12與發動機上通向最大壓力限制器的空氣導管上的三通接嘴16連接；而發動機上通向最大壓力限制器的空氣導管15與發動機上最大壓力限制和自動加速空氣濾14連接的發動機上最大壓力限制和自動加速空氣濾上的接嘴13連接，即可對P_k^*進行測量。

實施例

本實施例將所述空氣壓力測量的便攜式裝置用于測量發動機中P_k^*時，所使用的壓力表4測量范圍應不小于4MPa，測量誤差不大于±0.01MPa，減壓器3輸出壓力應在0～1.96MPa之間，所述氣源罐17中的氣體為氮氣，其壓力不大于10MPa。

本實施例使用所述空氣壓力測量的便攜式裝置進行P_k^*測量的具體操作步驟如下：

1、使用前對所述裝置的密封檢查，按圖2所示結構連接好各部件

為保證P_k^*測量準確性，本裝置使用前須進行氣密性檢查，氣密性檢查具體步驟如下：

1.1借助裝置中氣源軟管2將其與壓力為(8～10)MPa的氣源罐17進行連接；

1.2用密封軟管18兩端分別與第一快插接頭9和第二快插接頭10連接起來密封；

1.3確保第二節流閥7處于關閉狀態，第一節流閥6處于打開狀態；

1.4在各部件接頭處涂抹肥皂液；

1.5打開氣源罐17開關，調節減壓器3至壓力表5顯示的壓力為1.9MPa，觀察涂抹肥皂液處應無氣泡；如有氣泡，則檢查有氣泡處接頭的結合情況，排故后對裝置重新進行氣密性檢查；

1.6關閉氣源罐17的開關，打開第二節流閥7，釋放氣壓；

1.7分解密封軟管18，并用堵蓋堵住第一快插接頭9和第二快插接頭10，關閉第二節流閥7。

2、使用本裝置進行P_k^*的檢查

在進行P_k^*的檢查前，首先根據測量油的泵調節器所處環境大氣溫度和壓力，判定發動機在起飛狀態是受油壓助力器限制即高壓轉速n₂限制，還是受高壓壓氣機后空氣壓力限制即P_k^*限制；當發動機起飛狀態受P_k^*限制時，P_k^*的檢查按下述2.1步驟要求進行，當發動機起飛狀態受高壓轉速n₂限制時，P_k^*的檢查按下述2.2步驟要求進行。

2.1當發動機在起飛狀態是受P_k^*限制時

a)按上述步驟1進行裝置的氣密性檢查；

b)從發動機上通向最大壓力限制器的空氣導管上的三通接嘴16分解下堵蓋，然后按圖4所示結構連接好各部件，將測壓軟管12的兩端分別連接到發動機上通向最大壓力限制器的空氣導管上的三通接嘴16和裝置中的第一快插接頭9上；

c)起動發動機并進行發動機暖機，將發動機按試車程序推至起飛狀態，記錄裝置中壓力表4顯示的高壓壓氣機后的空氣表壓P_b；

d)按下式計算高壓壓氣機后空氣的絕對壓力P_j：

P_j＝P_b+P_a……………………………………………(1)

其中P_j為絕對壓力，P_b為空氣表壓，P_a為大氣壓力；

如果按照公式(1)計算得到的P_j與發動機履歷本中記錄的P_k^*限制超出(-0.0294～0.0196)MPa時，則需對P_k^*限制值進行調節，并對調節后的P_k^*重新進行檢查，直至絕對壓力P_j與發動機履歷本中記錄的P_k^*偏差在±0.0098MPa的范圍之內；

e)分解測壓軟管12，即取下測壓軟管；

f)復原裝配發動機上通向最大壓力限制器的空氣導管上的三通接嘴16上的堵蓋，并確保接口處的密封性。

2.2當發動機在起飛狀態是受高壓轉速n₂限制時

a)按上述步驟1進行裝置的氣密性檢查；

b)松開并擰下將發動機上通向最大壓力限制器的空氣導管15連接到發動機上最大壓力限制和自動加速空氣濾上的接嘴13上的外套螺母，將發動機上通向最大壓力限制器的空氣導管15與發動機上最大壓力限制和自動加速空氣濾上的接嘴13脫開，使用堵蓋將發動機上最大壓力限制和自動加速空氣濾上的接嘴13堵住并保證該處密封；然后按圖3所示結構連接好各部件；

c)將供氣軟管11一端連接到發動機上通向最大壓力限制器的空氣導管15上，并擰緊其外套螺母；

d)將發動機上通向最大壓力限制器的空氣導管上的三通接嘴16上的堵蓋擰下，將測壓軟管12一端連接發動機上通向最大壓力限制器的空氣導管上的三通接嘴16上，并擰緊外套螺母；

e)將供氣軟管11和測壓軟管12的另一端分別連接到裝置中第二快插接頭10和第一快插接頭9上，并用保險絲對各軟管端頭進行補充固定；

f)確認裝置中的第一節流閥6和第二節流閥7都處于關閉位置，借助所述氣源軟管2將其與裝有氮氣壓力為(8～10)MPa的氣源罐17進行連接；

g)起動發動機并進行發動機暖機，將發動機按試車程序推至起飛狀態；

h)打開氣源罐的開關；

i)平穩打開第一節流閥6，逐漸增大向發動機上通向最大壓力限制器的空氣導管15的供氣壓力，記錄發動機轉速n₂開始降低時刻裝置中壓力表4顯示的空氣表壓力P_b；

j)關閉氣源罐17的開關，經第二節流閥7釋放氮氣壓力；

k)關閉第一節流閥6和第二節流閥7；

l)按上述2.1節中公式(1)計算高壓壓氣機后空氣的絕對壓力Pj；

m)如果按照公式(1)計算得到的Pj與發動機履歷本中記錄的P_k^*限制超出(-0.0294～0.0196)MPa時，則需對P_k^*限制值進行調節，并對調節后的P_k^*重新進行檢查，直至P_j與P_k^*偏差在±0.0098MPa的范圍之內；

n)分解供氣軟管11、測壓軟管12；

f)復原裝配發動機上通向最大壓力限制器的空氣導管上的三通接嘴16上的堵蓋和發動機上最大壓力限制和自動加速空氣濾上的接嘴13上的外套螺母，并確保接口處的密封性。

注：在打開第一節流閥6的過程中注意壓力表的讀數，以確保供氣壓力不超過1.96MPa。

3、油泵調節器控制的P_k^*的調節

根據計算得到的高壓壓氣機后空氣的絕對壓力P_j與履歷本記錄的油泵調節器控制的P_k^*的對比差值來旋轉P_k^*限制調整螺釘，P_k^*限制調整螺釘旋轉一圈，油泵調節器控制的P_k^*壓力改變0.098MPa；順時針旋轉時，油泵調節器控制的P_k^*壓力增加；逆時針旋轉時，油泵調節器控制的P_k^*壓力減少。

本發明通過實施例可準確測量出油泵調節器(НР-30КП)控制的P_k^*壓力實際值，將測量值與發動機履歷本記錄值進行對比。通過對比差值確定是否調整油泵調節器НР-30КП控制的P_k^*壓力以及調整量，并對調整后的P_k^*壓力進行再測量，以確保P_k^*壓力調整量符合要求，進而保證發動機燃油的供給以滿足發動機的工作狀態所需，安全運行。