一种在高温碳氢燃料环境下的轴承试验系统的制作方法 专利技术说明

测量装置的制造及其应用技术1.本发明涉及发电涡轮技术领域，具体而言，涉及一种在高温碳氢燃料环境下的轴承试验系统。背景技术：2.目前吸气式高超声速飞行器的一种发电方式，是采用在冷却通道内吸热后的高温高压超临界碳氢燃料生成的气态混合物作为工质，驱动发电系统进行发电。3.为了最大程度的减小飞行器的质量惩罚，密封冷却结构需要尽可能减小体积和重量，使得发电系统中的电机轴承一般工作在500-700℃、3-5mpa左右的碳氢燃料裂解气环境中，因此轴承在该环境下的性能决定着发电效率以及发电系统的寿命，并且随着高超声速飞行器可回收概念的提出，其轴承特性也越来越受到更多的关注，而现有技术在研发阶段难以模拟高温高压碳氢燃料裂解气环境，无法获得动压箔片轴承在真实工作环境下的动态特性，因此设计出能够满足苛刻工况要求的高性能轴承，而尽量接近实际环境的轴承运行工况的模拟尤为重要。4.针对现有技术的不足，提供一种能解决上述背景技术中提出的问题的在高温碳氢燃料环境下的轴承试验系统是很有必要的。技术实现要素：5.本发明的目的在于提供一种在高温碳氢燃料环境下的轴承试验系统，其能够针对现有技术中的不足之处，提出解决方案，在地面试验阶段能够较好的模拟高超声速飞行器电机轴承的工作环境和工作状态，为后续的轴系设计提供参考。6.本发明的实施例提供一种在高温碳氢燃料环境下的轴承试验系统，包括高温碳氢燃料裂解气制备回收系统、轴承试验系统和阀门自动控制系统，7.所述高温碳氢燃料裂解气制备回收系统包括制备组件和回收组件，所述制备组件包括依次连接的储油箱、燃油泵、涡轮流量计和加热器，还包括大功率电源、温度压力传感器和加热控制器，所述大功率电源分别与所述加热器和所述加热控制器连接，所述温度压力传感器分别与所述加热器和所述加热控制器连接，所述涡轮流量计与所述加热控制器连接；所述回收组件设于所述轴承试验系统的输出端，用于回收所述轴承试验系统的废油；8.所述轴承试验系统包括耐压耐温密闭腔和设于所述耐压耐温密闭腔中的高压气驱涡轮和轴承试验装置，所述耐压耐温密闭腔的输出端与所述加热器的输出端连接，所述高压气驱涡轮的输出端与所述轴承试验装置的输入端连接；9.所述阀门自动控制系统包括阀门控制器和多个耐高温电磁阀，多个所述耐高温电磁阀分别与所述阀门控制器连接，且多个所述耐高温控制阀分别设于所述耐压耐温密闭腔外部的输入管道和输出管道上。10.在本发明的一些实施例中，所述高压气驱涡轮设有光电转速传感器，所述耐压耐温密闭腔外部设有测控采集系统，所述光电转速传感器与所述测控采集系统连接，所述测控采集系统与所述阀门控制器连接。11.在本发明的一些实施例中，所述高压气驱涡轮上设有电涡流传感器，所述电涡流传感器与所述测控采集系统。12.在本发明的一些实施例中，所述高压气驱涡轮的输出端通过联轴器与所述轴承试验装置的输入端连接。13.在本发明的一些实施例中，所述制备组件还包括止回阀，所述止回阀设于所述燃油泵与所述涡轮流量计之间。14.在本发明的一些实施例中，所述回收组件包括依次连接的套管式冷却器、废油箱和泄压阀，所述套管式冷却器通过管道与所述耐压耐温密闭腔连接，所述套管式冷却器、废油箱和泄压阀之间通过具有一定膨胀量的耐压金属软管连接。15.在本发明的一些实施例中，所述耐高温电磁阀设置四个，其中两个所述耐高温电磁阀分别设于所述加热器与所述耐压耐温密闭腔之间的两个连接管道上，其中，一个连接管道与所述耐压耐温密闭腔连接，另一个连接管道与所述高压气驱涡轮的入口连接；另外两个所述耐高温电磁阀分别设于所述耐压耐温密闭腔的两个输出管道上，其中，一个输出管道连接于所述耐压耐温密闭腔和所述套管式冷却器之间，另一个输出管道连接于所述高压气驱涡轮的出口和另一个输出管道之间。16.在本发明的一些实施例中，所述加热器为盘管式加热器，所述盘管式加热器的外部设有透明防护罩，所述耐压耐温密闭腔为双层结构，所述耐压耐温密闭腔的双层结构内和所述透明防护罩分别外接氮气瓶。17.在本发明的一些实施例中，所述储油箱、燃油泵、止回阀、涡轮流量计和加热器之间通过耐压管路依次连接，并在连接处通过球面接头密封；所述大功率电源和加热器之间通过耐高温电缆连接。18.在本发明的一些实施例中，所述耐压耐温密闭腔采用镍基合金材料制成，所述耐压耐温密闭腔通过法兰与各管道连接。19.相对于现有技术，本发明的实施例至少具有如下优点或有益效果：20.1.本发明通过自动控制系统来调节航空煤油的裂解过程，解决了在加热过程中航煤物性剧烈变化而容易导致“爆管”或者干烧导致局部温度过高，发生危险的问题。21.2.本发明通过高压空气涡轮作为轴承试验装置的驱动端，并将其安装在耐压耐温密闭腔内部，解决了电机无法在高温环境下工作，以及高温高压环境下设计高转速轴封的问题。22.3.本发明通过阀门自动控制系统来调节高压空气涡轮的转速，实现了转速的精细化调节，避免了转速波动幅度过大导致难以选择采样频率，并且可以减少轴承在起飞以及停止运行过程中的剧烈摩擦。23.4.本发明直接采用轴承的润滑介质作为高压气体涡轮的驱动气体，无需考虑工质掺混导致试验结果产生误差，并且不需要考虑高压气体涡轮的密封问题。24.5.本发明中通过将耐压耐温密闭腔采用双层结构，双层结构内部充注氮气，当旋转部件在高速离心作用下击穿密闭腔内壁时，充注的氮气可以防止高温油气在大气环境下产生明火，增加了实验的安全性；通过在盘管式加热器外部安装了透明防护罩，防护罩内部充注氮气，在加热过程中可以实时观察到盘管壁面温度的变化，同时解决了盘管发生“爆管”或者裂开后内部高温燃油与周围空气接触产生明火。25.6.本发明中通过将轴承试验装置的驱动系统和试验系统通过联轴器连接，可单独完成对高压气体涡轮的调试，减少干扰因素。附图说明26.为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。27.图1为本发明实施例中在高温碳氢燃料环境下的轴承试验系统的整体结构框图。28.附图标记：100、储油箱；110、燃油泵；120、止回阀；130、涡轮流量计；140、加热器；150、大功率电源；160、温度压力传感器；170、加热控制器；200、耐压耐温密闭腔；210、高压气驱涡轮；220、轴承试验装置；230、电涡流传感器；240、光电转速传感器；250、联轴器；260、测控采集系统；300、阀门控制器；310、第一耐高温电磁阀；320、第二耐高温电磁阀；330、第三耐高温电磁阀；340、第四耐高温电磁阀；400、套管式冷却器；410、废油箱；420、泄压阀；500、第一连接管道；510、第二连接管道；520、第一输出管道；530、第二输出管道；600、氮气瓶。具体实施方式29.实施例30.参照图1，示出了本发明实施例中一种在高温碳氢燃料环境下的轴承试验系统的结构框图；31.一种在高温碳氢燃料环境下的轴承试验系统，包括高温碳氢燃料裂解气制备回收系统、轴承试验系统和阀门自动控制系统，32.高温碳氢燃料裂解气制备回收系统包括制备组件和回收组件，制备组件包括依次连接的储油箱100、燃油泵110、涡轮流量计130和加热器140，还包括大功率电源150、温度压力传感器160和加热控制器170，大功率电源150分别与加热器140和加热控制器170连接，温度压力传感器160分别与加热器140和加热控制器170连接，涡轮流量计130与加热控制器170连接；回收组件设于轴承试验系统的输出端，用于回收轴承试验系统的废油；33.轴承试验系统包括耐压耐温密闭腔200和设于耐压耐温密闭腔200中的高压气驱涡轮210和轴承试验装置220，耐压耐温密闭腔200的输出端与加热器140的输出端连接，高压气驱涡轮210的输出端与轴承试验装置220的输入端连接；34.阀门自动控制系统包括阀门控制器300和多个耐高温电磁阀，多个耐高温电磁阀分别与阀门控制器300连接，且多个耐高温控制阀分别设于耐压耐温密闭腔200外部的输入管道和输出管道上。35.下面，将对本示例性实施例中一种在高温碳氢燃料环境下的轴承试验系统作进一步地说明。36.在作为一种本实施例中的一种实施方式中，上述高温碳氢燃料裂解气制备回收系统包括制备组件和回收组件，上述制备组件包括依次连接的储油箱100、燃油泵110、涡轮流量计130和加热器140，上述储油箱100、燃油泵110、止回阀120、涡轮流量计130和加热器140之间通过304不锈钢焊接的耐压管路依次连接，并在连接处通过球面接头密封，避免采用普通管道无法承受高温气体的压力导致管道易损坏，且提高密封性能，避免气体泄漏，上述加热器140优选为盘管式加热器140，加热时间长，加热稳定；还包括大功率电源150、温度压力传感器160和加热控制器170，上述大功率电源150分别与加热器140和加热控制器170连接，上述温度压力传感器160分别与加热器140和加热控制器170连接，上述涡轮流量计130与加热控制器170连接，温度压力传感器160实时检测加热器140内的温度和压力，涡轮流量计130检测管道的流量，将检测数据发送至加热控制器170，加热控制器170根据流量、温度和压力变化控制大功率电源150的电压电流，从而控制加热器140的加热温度变化；回收组件设于轴承试验系统的输出端，用于回收轴承试验系统的废油。37.在一具体实施例中，常温常压下的航空煤油储存于储油箱100中，燃油泵110将其泵送至盘管式加热器140内部，大功率电源150通过耐高温电缆和盘管式加热器140直接连接，盘管式加热器140壁面接通大功率高电流时，在壁面电阻的作用下产生热量，从而将内部的航空煤油加热，当温度上升至700℃时，航空煤油发生化学裂解反应，变为碳氢燃料裂解气，管路内部压力升高，而止回阀120起到防止高温碳氢燃料裂解气进入储油箱100的作用，通过温度压力传感器160的示数判断碳氢燃料裂解气的状态，当满足试验要求时将其通入耐压耐温密闭腔200中。由于内部航空煤油发生裂解反应后的产物组分复杂，并且需要将其加热至超临界状态，因此在加热的过程中，由于碳氢燃料裂解气物性的剧烈变化会导致加热管路中的压力和温度急剧变化，此时如果大功率电源150按照恒定的电压电流工作，盘管式加热器140在压力或者温度突升的过程中极易发生破裂，因此本实施例将涡轮流量计130、温度压力传感器160的信号传入加热控制器170，由加热控制器170经过换算自动调节大功率电源150的电压电流，使得盘管式加热器140内部的温度和压力在正常范围内波动。通过大功率电源150、温度压力传感器160和加热控制器170等自动控制系统来调节航空煤油的裂解过程，解决了在加热过程中航煤物性剧烈变化而容易导致“爆管”或者干烧导致局部温度过高，发生危险的问题。38.作为一种示例，上述回收组件包括依次连接的套管式冷却器400、废油箱410和泄压阀420，上述套管式冷却器400通过管道与耐压耐温密闭腔200连接，套管式冷却器400、废油箱410和泄压阀420之间通过具有一定膨胀量的耐压金属软管连接，在耐压耐温密闭腔200内部完成试验后进入套管式冷却器400降温冷却变成液态，最后排到废油箱410中，通过泄压阀420对其进行泄压，后对试验后的液体进行集中处理，保证环境卫生。39.在作为一种本实施例中的一种实施方式中，上述轴承试验系统包括耐压耐温密闭腔200和设于耐压耐温密闭腔200中的高压气驱涡轮210和轴承试验装置220，上述耐压耐温密闭腔200的输出端与加热器140的输出端连接，具体地，加热器140的输出端分为两个连接管道，第一连接管道500连接耐压耐温密闭腔200内部，第二连接管道510连接高压气驱涡轮210的入口，上述高压气驱涡轮210的输出端与轴承试验装置220的输入端连接，即高压气驱涡轮210作为轴承试验装置220的驱动系统，驱动轴承试验装置220转动；上述耐压耐温密闭腔200包括两个输出管道，第一输出管道520和第二输出管道530，第一输出管道520连接于耐压耐温密闭腔200和套管式冷却器400之间，将试验后的裂解气从第一输出管道520通过套管式冷却器400冷却后排入废油箱410中，第二输出管道530连接于高压气驱涡轮210的出口与第二输出管道530之间，将驱动涡轮转动后的裂解气排入废油箱410内；上述耐压耐温密闭腔200采用镍基合金(gh3128)材料制成，耐压耐温密闭腔200通过法兰与各管道连接，坚固耐用，密封性能好。40.作为一种示例，上述高压气驱涡轮210的输出端通过联轴器250与轴承试验装置220的输入端连接。通过联轴器250将二者连接，形成分体式结构，可单独调试高压气体涡轮，也可由高压气体涡轮带动轴承试验台进行试验。41.需要说明的是，上述高压气驱涡轮210的轴两端分别有两个动压箔片空气轴承，轴承试验装置220设有相同的一个动压箔片空气轴承。高压气驱涡轮210采用动压箔片轴承作为轴系的支撑是为了实现在耐压耐温密闭腔200中的高温高压环境下，涡轮能够高速运转，但动压箔片轴承安装在涡轮内部，无法对其加载，仅作为轴系的支撑。而轴承试验装置220中的动压箔片轴承是本试验系统的实验对象，在耐压耐温密闭腔200中可以对动压箔片轴承施加各种载荷和激励。42.在一具体实施例中，碳氢燃料裂解气的状态满足试验要求时即通过第一连接管道500通入耐压耐温密闭腔200中，为内部的轴承试验装置220提供试验环境，作为轴承的润滑介质，后通过第二连接管道510通入高压气驱涡轮210的入口，作为高压气驱涡轮210的驱动气体，驱动叶轮带动涡轮轴转动，后从高压气驱涡轮210的出口流出；高压气驱涡轮210作为轴承试验台的驱动端，并将其安装在耐压耐温密闭腔200内部，解决了电机无法在高温环境下工作，以及高温高压环境下设计高转速轴封的问题。本发明直接采用轴承的润滑介质作为高压气体涡轮的驱动气体，无需考虑工质掺混导致试验结果产生误差，并且不需要考虑高压气体涡轮的密封问题。43.在作为一种本实施例中的一种实施方式中，上述阀门自动控制系统包括阀门控制器300和多个耐高温电磁阀，多个耐高温电磁阀分别与阀门控制器300连接，且多个耐高温控制阀分别设于耐压耐温密闭腔200外部的输入管道和输出管道上。上述高压气驱涡轮210设有光电转速传感器240，上述耐压耐温密闭腔200外部设有测控采集系统260，光电转速传感器240与测控采集系统260连接，测控采集系统260与阀门控制器300连接，光电转速传感器240用于检测高压气驱涡轮210的转速，并将检测数据通过测控采集系统260发送至阀门控制器300，从而使得阀门控制器300根据检测数据控制各个电磁阀的启闭程度；上述高压气驱涡轮210上还设有电涡流传感器230，电涡流传感器230与测控采集系统260，用于检测高压气驱涡轮210的转轴的位移变化，保证高压气驱涡轮210稳定的运行。44.在一具体实施例中，上述耐高温电磁阀设置四个，具体包括第一耐高温电磁阀310、第二耐高温电磁阀320、第三耐高温电磁阀330和第四耐高温电磁阀340，其中，第一耐高温电磁阀310设于第一连接管道500上，第二耐高温电磁阀320设于第二连接管道510上，第三耐高温电磁阀330设于第二输出管道530上，第四耐高温电磁阀340设于第一输出管道520上。将指定转速输入阀门控制器300，实验过程中先打开第一耐高温电磁阀310，使得耐压耐温密闭腔200中充满高温碳氢燃料裂解气，同时将耐压耐温密闭腔200中原有的空气通过第四耐高温电磁阀340、套管式冷却器400、泄压阀420排到大气环境中，当耐压耐温密闭腔200中的高温碳氢燃料裂解气达到试验所需状态时，启动阀门控制器300，控制第二耐高温电磁阀320和第三耐高温电磁阀330之间的压力差，即控制高压气驱涡轮210入口和出口的压力差，由于裂解气通入后会驱动高压气体涡轮进行转动做功，因此输出的裂解气压力会发生变化，可能会使得高压气体涡轮的转动不稳定，通过对第二耐高温电磁阀320和第三耐高温电磁阀330的控制使得高压气体涡轮稳定运行在所需的转速，当耐压耐温密闭腔200中压力变化导致涡轮转速不稳定时，光电转速传感器240将信号传输至阀门控制器300，阀门控制器300进行自动调节。通过转速调节系统的作用，使得涡轮转速调节的精度更高，可以获取特定转速下的轴承特性，实现了转速的精细化调节，避免了转速波动幅度过大导致难以选择采样频率，并且可以减少轴承在起飞以及停止运行过程中的剧烈摩擦，解决了只能通过持续的干摩擦使得涡轮停止运行的问题。45.本实施例中高压气体涡轮无电机结构，由高压气体驱动，国外相关研究中指出其转速可达百万转级别，并且可以在高温环境下正常运行，采用了结构简单，加工难度小的平齿密封作为轴封，驱动涡轮做工后的碳氢燃料裂解气由于密封泄漏，部分未经过第三耐高温电磁阀330会导致耐压耐温密闭腔200内部的压力增大，阀门控制器300通过调节第四耐高温电磁阀340的开闭程度来维持耐温密闭腔内部压力稳定。46.在作为一种本实施例中的一种实施方式中，上述盘管式加热器140的外部设有透明防护罩，上述耐压耐温密闭腔200为双层结构，耐压耐温密闭腔200的双层结构内和透明防护罩分别外接氮气瓶600。双层结构内部充注氮气，当旋转部件(高压汽驱涡轮和轴承试验装置220中的旋转结构，如转轴上的螺栓等附属部件)在高速离心作用下击穿密闭腔内壁时，充注的氮气可以防止高温油气在大气环境下产生明火，增加了实验的安全性；同理的，盘管式加热器140外部安装了透明防护罩，防护罩内部充注氮气，在加热过程中可以实时观察到盘管壁面温度的变化，同时解决了盘管发生“爆管”或者管壁裂开后内部高温燃油与周围空气接触产生明火。47.本发明通过上述结构设计能够稳定及安全地运行在地面试验阶段较好的模拟高超声速飞行器电机轴承的工作环境和工作状态，解决了在研发阶段难以模拟高温高压碳氢燃料裂解气环境，无法获得动压箔片轴承在真实工作环境下的动态特性的问题，还能为后续的轴系设计提供参考。48.以上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。









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