CN110987451B - 一种航空发动机内部封严装置外引式温度压力测量方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种航空发动机内部封严装置外引式温度压力测量方法，包括以下步骤：步骤1：将第一不锈钢毛细引压管固定在封严装置外部，将第一不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管经涡轮支撑中空内通道引出口引出发动机；步骤2：将电偶和第二不锈钢毛细引压管并排放置，固定在封严装置内部，将第二不锈钢毛细引压管和电偶经涡轮支撑中空内通道引出发动机；步骤3：将第一不锈钢毛细引压管与第一变送器连接，将第二不锈钢毛细引压管与第二变送器连接；步骤4：将信号调理器分别与第一变送器、第二变送器以及电偶连接。在不改变被测部件结构情况下，实现了现场的准确实时测量，而且还节约了因测量结果偏差大而多次反复试验的人力资源及时间等成本。

Description

一种航空发动机内部封严装置外引式温度压力测量方法
技术领域
本发明涉及发动机领域，尤其涉及一种航空发动机内部封严装置外引式温度压力测量方法。
背景技术
发动机内部封严装置是发动机正常运转的重要部件，内部封严装置失效故障，会直接影响到了发动机的使用可靠性，严重危害飞行安全，因此能否对内部封严装置进行有效温度压力专项测试，摸清封严装置失效的故障机理，对比分析结果，日益成为发动机使用与维护过程中亟待解决的突出问题。
发明内容
本发明旨在至少解决现有技术或相关技术中存在的技术问题之一。
为此，本发明的提出一种航空发动机内部封严装置外引式温度压力测量方法。
有鉴于此，本发明提供了一种航空发动机内部封严装置外引式温度压力测量方法，包括以下步骤：
步骤1：将第一不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管采用点焊0.1mm厚不锈钢薄片(1Cr18Ni9Ti)方式固定在封严装置外部，且靠近涡轮支撑的中空内通道的位置，将第一不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管从封严装置外部经涡轮支撑的中空内通道和位于发动机外壳上的中空内通道引出口引出发动机；
步骤2：将电偶和第二不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管并排放置，并采用点焊0.1mm厚不锈钢薄片(1Cr18Ni9Ti)方式固定在封严装置内部，且靠近涡轮支撑的中空内通道的位置，将第二不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管和电偶从封严装置内部经涡轮支撑的中空内通道和发动机出油孔引出发动机；
步骤3：将封严装置外部固定的第一不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管与第一变送器连接，将封严装置内部固定的第二不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管与第二变送器连接；
步骤4：将信号调理器分别与第一变送器、第二变送器以及电偶连接，以测量封严装置外部压力和封严装置内部的压力和温度。
优选地，在步骤2中，电偶采用E型铠装热电偶。
优选地，E型铠装热电偶的长度为2m,管径为1mm；
优选地，所述涡轮支撑的中空内通道设置在涡轮支撑内部，从涡轮支撑根部径向延伸至发动机外壳。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
针对及时有效的排查发动机内部封严装置失效的测量要求，对航空发动机内部封严装置现场用温度、压力测量方法，并形成了以采集调理模块为核心的数据采集测试系统，最终确立以数采、信号调理、显示单元为主体，管线转接单元为辅的灵活便携的组成结构，实现温度、压力同步测量与发动机试车全状态监测。本发明与常用的温度压力监测方法相比，具有信号引出思路新巧、测量准确等特点，解决现场排故过程中参数测试不便的缺点，在不改变被测部件结构情况下，实现了现场的准确实时测量，而且还节约了因测量结果偏差大而多次反复试验的人力资源及时间等成本。
本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
图1示出了根据本发明的一个实施例的封严装置外部压力测试部件结构示意图；
图2示出了根据本发明的一个实施例的封严装置内部温度和压力测试部件结构示意图；
图3示出了根据本发明的一个实施例的涡轮支撑结构示意图；
其中：1、封严装置；2、第一不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管；3、第二不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管；4、不锈钢薄片(1Cr18Ni9Ti)；5、点焊焊接接点；6、电偶；7、涡轮支撑8、中空内通道。
具体实施方式
为了能够更清楚地理解本发明的上述目的、特征和优点，下面结合附图和具体实施方式对本发明进行进一步的详细描述。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是，本发明还可以采用其他不同于在此描述的其他方式来实施，因此，本发明的保护范围并不受下面公开的具体实施例的限制。
下面参照图1至图3描述根据本发明一些实施例所述航空发动机内部封严装置外引式温度压力测量方法。
在本发明的实施例中，如图1至图3所示，本发明提供一种航空发动机内部封严装置外引式温度压力测量方法，包括以下步骤：
步骤1：将第一不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管2采用点焊0.1mm厚不锈钢薄片(1Cr18Ni9Ti)4方式固定在封严装置1外部，且靠近涡轮支撑7的中空内通道8的位置，将第一不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管2从封严装置1外部经涡轮支撑7的中空内通道8和位于发动机外壳上的中空内通道引出口引出发动机；
步骤2：将电偶6和第二不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管3并排放置，并采用点焊0.1mm厚不锈钢薄片(1Cr18Ni9Ti)4方式固定在封严装置1内部，且靠近涡轮支撑7的中空内通道8的位置，将第二不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管3和电偶6从封严装置1内部经涡轮支撑的中空内通道8和位于发动机外壳上的中空内通道引出口引出发动机；
步骤3：将封严装置1外部固定的第一不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管2与第一变送器连接，将封严装置1内部固定的第二不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管3与第二变送器连接；
步骤4：将信号调理器分别与第一变送器、第二变送器以及电偶6连接，以测量封严装置1外部压力和封严装置1内部的压力和温度。
在该实施例中，用长2m的第一不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管2采用点焊0.1mm厚不锈钢薄片(1Cr18Ni9Ti)4的方式固定在封严装置1外部，即将0.1mm厚不锈钢薄片(1Cr18Ni9Ti)4覆盖在第一不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管2上，并采用点焊方式将0.1mm厚不锈钢薄片(1Cr18Ni9Ti)4固定在封严装置1外部，以固定第一不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管2，涡轮支撑7内部设置有中空内通道8，中空内通道8长1.3m，内部温度500℃，中空内通道引出口位于发动机外壳上，引出口处用高温胶密封，将第一不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管2从封严装置1外部经由涡轮支撑7的中空内通道8和中空内通道引出口引出发动机，将电偶6和长2m的第二不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管3并排放置，使电偶6与第二不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管之间有一定距离，防止测压引气时，电偶6对不锈钢毛细引压管造成干扰，影响结果，在电偶6和第二不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管3并排设置后也采用点焊0.1mm厚不锈钢薄片(1Cr18Ni9Ti)4的方式固定在封严装置1内部，将第二不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管3和电偶6从封严装置1内部也经由涡轮支撑7的中空内通道8和位于发动机外壳上的中空内通道引出口引出发动机；将封严装置1外部固定的第一不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管2与第一变送器连接，封严装置1内部固定的第二不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管3与第二变送器连接，最后将德国HBM公司的MX840A信号调理器分别与第一变送器、第二变送器和电偶6连接，以测量封严装置1外部压力和封严装置1内部的压力和温度，在本实施例中，引压管采用不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管，可耐高温高压，当然也可采用其他种类的引压管，变送器采用压力变送器。中空内通道8一般作为发动机的排油通道，本发明提供的方法在不改变原有结构下，利用原有的排油通道，在试车现场，就能对航空发动机内部封严装置1温度和压力的进行即时测量，并形成了以采集调理模块为核心的数据采集测试系统，最终确立以数据采集、信号调理、显示单元为主体，管线转接单元为辅的灵活便携的组成结构，实现温度、压力同步测量，进一步加强快速有效进行试车台架现场测试试验以及发动机试车全状态监测。本发明与常用的温度压力监测方法相比，具有信号引出思路新巧、测量准确等特点，解决现场排故过程中参数测试不便的缺点，在不改变被测部件结构情况下，实现了现场的准确实时测量，而且还节约了因测量结果偏差大而多次反复试验的人力资源及时间等成本。
在本发明的一个实施例中，优选地，在步骤2中，电偶6采用E型铠装热电偶。
在该实施例中，由于发动机内部处于高温环境，采用E型铠装热电偶可耐高压高温，提高测试结果的准确度。
在本发明的一个实施例中，优选地，E型铠装热电偶的长度为2m,管径为1mm。
在本发明的一个实施例中，优选地，如图3所示，涡轮支撑7的中空内通道8设置在涡轮支撑7内部，从涡轮支撑7根部径向延伸至发动机外壳。
在该实施例中，将固定好的第一不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管2以及第二不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管3和E型铠装热电偶6经由涡轮支撑7的中空内通道8并穿过位于发动机外壳上的中空内通道引出口而引出发动机，将第一不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管2和第二不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管3分别与第一变送器和第二变送器连接，使封严装置1外部和内部的压力转变为压力电流信号，最后将MX840A信号调理器分别与第一变送器、第二变送器以及E型铠装热电偶6连接，使压力电流信号和温度电动势信号进行信号转换，以完成实时监测分析。
在本发明的描述中，术语“多个”则指两个或两个以上，除非另有明确的限定，术语“上”、“下”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制；术语“连接”、“安装”、“固定”等均应做广义理解，例如，“连接”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
在本发明的描述中，术语“一个实施例”、“一些实施例”、“具体实施例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本发明中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或实例。而且，描述的具体特征、结构、材料或特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中。

Claims (1)

1.一种航空发动机内部封严装置外引式温度压力测量方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1：将第一不锈钢1Cr18Ni9Ti毛细引压管采用点焊0.1mm厚不锈钢薄片1Cr18Ni9Ti方式固定在封严装置外部，且靠近涡轮支撑的中空内通道的位置，将第一不锈钢1Cr18Ni9Ti毛细引压管从封严装置外部经涡轮支撑的中空内通道和位于发动机外壳上的中空内通道引出口引出发动机；
步骤2：将电偶和第二不锈钢1Cr18Ni9Ti毛细引压管并排放置，使电偶与第二不锈钢1Cr18Ni9Ti毛细引压管之间有一定距离，防止测压引气时，电偶对不锈钢毛细引压管造成干扰，影响结果；并采用点焊0.1mm厚不锈钢薄片1Cr18Ni9Ti方式固定在封严装置内部，且靠近涡轮支撑的中空内通道的位置，将第二不锈钢1Cr18Ni9Ti毛细引压管和电偶从封严装置内部经涡轮支撑的中空内通道和位于发动机外壳上的中空内通道引出口引出发动机；
步骤3：将封严装置外部固定的第一不锈钢1Cr18Ni9Ti毛细引压管与第一变送器连接，将封严装置内部固定的第二不锈钢1Cr18Ni9Ti毛细引压管与第二变送器连接；
步骤4：将信号调理器分别与第一变送器、第二变送器以及电偶连接，以测量封严装置外部压力和封严装置内部的压力和温度；
在步骤2中，电偶采用E型铠装热电偶；
E型铠装热电偶的长度为2m,管径为1mm；
所述涡轮支撑的中空内通道设置在涡轮支撑内部，从涡轮支撑根部径向延伸至发动机外壳。
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