CN103323051A - 一种用于航空发动机性能测试的复合型感受元件 - Google Patents

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赵宇
张荫鳌
王嘉骞
唐成亮
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Abstract

一种用于航空发动机性能测试的复合型感受元件，包括堵盖，整流套，支杆，安装座，压盖，转接管，套管，转接嘴，弹簧组件，引气管，电极组件，卡箍，玻璃丝套管，热水泥，航空插头，铜屏蔽网套管；其中：堵盖安装在支杆的左端，整流套安装在支杆上，支杆通过安装座和压盖与转接管的左端连接；转接管通过套管与转接嘴连接，转接管通过弹簧组件与铜屏蔽网套管连接，铜屏蔽网套管与航空插头连接；引气管和电极组件安装在整流套内；热水泥安装在支杆内。本发明的优点：与分体式感受元件相比，具有使用数量少，测试数据精确，误差小等优点。面对分体感受元件的缺点，复合型感受元件，是测试行业必然的发展方向。

Description

一种用于航空发动机性能测试的复合型感受元件
技术领域
本发明涉及发动机台架试车性能诊断时温度、压力性能参数测试设备，特别涉及了一种用于航空发动机性能测试的复合型感受元件。
背景技术
在发动机性能诊断测试过程中通常使用温度与压力分别测量，这种情况下测量方法虽然简便，但是由于温度与压力分体安装而造成所测数据并不是同一截面，使得后续的性能计算更大地偏离真值。
发明内容
本发明的目的是试车性能诊断时，减少对发动机机匣壳体的破坏保证发动机安全工作，又能在同一环面及截面同时测得发动机工作状态的各性能参数，特提供了一种用于航空发动机性能测试的复合型感受元件。
本发明提供了一种用于航空发动机性能测试的复合型感受元件，其特征在于：所述的用于航空发动机性能测试的复合型感受元件，包括堵盖1，整流套2，支杆3，安装座4，压盖5，转接管6，套管7，转接嘴8，弹簧组件9，引气管10，电极组件11，卡箍12，玻璃丝套管一13，璃丝套管二14，热水泥15，航空插头16，铜屏蔽网套管17；
其中：堵盖1安装在支杆3的左端，整流套2安装在支杆3上，支杆3通过安装座4和压盖5与转接管6的左端连接；转接管6通过套管7与转接嘴8连接，转接管6通过弹簧组件9与铜屏蔽网套管17连接，铜屏蔽网套管17与航空插头16连接；
引气管10和电极组件11安装在整流套2内；玻璃丝套管一13与璃丝套管二14连接，安装在卡箍12内，热水泥15安装在支杆3内。
所述的安装在支杆3上的整流套2的个数为3-9个。
所述的用于航空发动机性能测试的复合型感受元件，耐温600℃。
所述的用于航空发动机性能测试的复合型感受元件，通过整流套2引入被测气源，使得引气管10与电极组件11工作，由引气管10引入的气源由转接嘴8输出进入传感器再进入数采设备，显示所测数据；由电极组件11引入的电子信号直接进入数采设备，显示数据。转接嘴8与传感器连接，航空插头16与数采设备连接。
所述的用于航空发动机性能测试的复合型感受元件，是将测温与测压两种感受元件，安装在可以使高速气流充分滞止的屏蔽罩中，在气流的动能转变为热能，并以较低的速度从出口流出时，利用气体的粘性提高流场对热气流的收集。
本发明的优点：
本发明所述的用于航空发动机性能测试的复合型感受元件，通过标准校准设备对温度和压力部分的感受元件进行精度校准，保证600℃以下环境内的温度和压力的测试精度，与分体式感受元件相比，具有使用数量少，测试数据精确，误差小等优点。面对分体感受元件的缺点，复合型感受元件，是测试行业必然的发展方向。
附图说明
下面结合附图及实施方式对本发明作进一步详细的说明：
图1为用于航空发动机性能测试的复合型感受元件原理结构示意图；
图2为A-A向放大示意图；
图3为整流套内部结构示意图。
具体实施方式
实施例1
本实施例提供了一种用于航空发动机性能测试的复合型感受元件，其特征在于：所述的用于航空发动机性能测试的复合型感受元件，包括堵盖1，整流套2，支杆3，安装座4，压盖5，转接管6，套管7，转接嘴8，弹簧组件9，引气管10，电极组件11，卡箍12，玻璃丝套管一13，璃丝套管二14，热水泥15，航空插头16，铜屏蔽网套管17；
其中：堵盖1安装在支杆3的左端，整流套2安装在支杆3上，支杆3通过安装座4和压盖5与转接管6的左端连接；转接管6通过套管7与转接嘴8连接，转接管6通过弹簧组件9与铜屏蔽网套管17连接，铜屏蔽网套管17与航空插头16连接；
引气管10和电极组件11安装在整流套2内；玻璃丝套管一13与璃丝套管二14连接，安装在卡箍12内，热水泥15安装在支杆3内。
所述的安装在支杆3上的整流套2的个数为3个。
所述的用于航空发动机性能测试的复合型感受元件，耐温600℃。
所述的用于航空发动机性能测试的复合型感受元件，通过整流套2引入被测气源，使得引气管10与电极组件11工作，由引气管10引入的气源由转接嘴8输出进入传感器再进入数采设备，显示所测数据；由电极组件11引入的电子信号直接进入数采设备，显示数据。转接嘴8与传感器连接，航空插头16与数采设备连接。
所述的用于航空发动机性能测试的复合型感受元件，是将测温与测压两种感受元件，安装在可以使高速气流充分滞止的屏蔽罩中，在气流的动能转变为热能，并以较低的速度从出口流出时，利用气体的粘性提高流场对热气流的收集。
实施例2
本实施例与实施例1大体结构相同，区别之处在于，所述的安装在支杆3上的整流套2的个数为6个。
实施例3
本实施例与实施例1大体结构相同，区别之处在于，所述的安装在支杆3上的整流套2的个数为9个。

Claims (3)

1.一种用于航空发动机性能测试的复合型感受元件，其特征在于：所述的用于航空发动机性能测试的复合型感受元件，包括堵盖（1），整流套（2），支杆（3），安装座（4），压盖（5），转接管（6），套管（7），转接嘴（8），弹簧组件（9），引气管（10），电极组件（11），卡箍（12），玻璃丝套管一（13），璃丝套管二（14），热水泥（15），航空插头（16），铜屏蔽网套管（17）；
其中：堵盖（1）安装在支杆（3）的左端，整流套（2）安装在支杆（3）上，支杆（3）通过安装座（4）和压盖（5）与转接管（6）的左端连接；转接管（6）通过套管（7）与转接嘴（8）连接，转接管（6）通过弹簧组件（9）与铜屏蔽网套管（17）连接，铜屏蔽网套管（17）与航空插头（16）连接；
引气管（10）和电极组件（11）安装在整流套（2）内；玻璃丝套管一（13）与璃丝套管二（14）连接，安装在卡箍（12）内，热水泥（15）安装在支杆（3）内。
2.按照权利要求1所述的用于航空发动机性能测试的复合型感受元件，其特征在于：所述的安装在支杆（3）上的整流套（2）的个数为3-9个。
3.按照权利要求1所述的用于航空发动机性能测试的复合型感受元件，其特征在于：所述的用于航空发动机性能测试的复合型感受元件，耐温值为600℃。
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