CN113358365A - 一种航空发动机涡轮盘辐射信息采集探头 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机涡轮盘辐射信息采集探头，涉及航空发动机高温部件测量领域。该探头包括窗片、准直镜、聚焦镜、光纤耦合器等光学元件及其装夹元件。其光学镜片的尺寸和镜片之间的间隙由涡轮盘待测点位置、机匣安装孔尺寸等参数决定，并以此来定制装夹元件。其装夹元件采用三段式结构，分为装嵌段、过渡段和固定段，使得装夹元件安装完成后，形成一个表面具有连续螺纹的圆柱型探头，螺纹外径与发动机机匣安装孔一样，可以通过螺纹装配在航空发动机机匣上。本发明具有结构简单紧凑、制造装配方便、成本低、可批量生产、适用性强、安装尺寸可定制等优点，能够满足多种型号航空发动机涡轮盘温度测量的需求。

Description

一种航空发动机涡轮盘辐射信息采集探头

技术领域

本发明涉及航空发动机高温部件测量领域，特别是适用于涡轮盘表面定点辐射信息测量的光学探头。

背景技术

涡轮盘是航空发动机上用于安装和固定叶片、传递扭矩和功率的关键零部件之一，其性能是影响航空发动机特性的重要因素，所以实时监测涡轮盘表面温度的研究越来越受到重视。随着航空发动机向高推重比、高涵道比、高涡轮进口温度方向发展，涡轮盘转速提升到15000rpm，工作环境的温度超过600℃，同时充满气动载荷和振动载荷、离心载荷、热冲击载荷等，平均载荷约300～400MPa。伴随着涡轮盘工作条件趋于恶劣的高温高压高振动，对其实现温度测量也逐渐变得艰难。目前得测量手段主要是热电偶、示温漆等方法，这些方法通常存在破坏涡轮盘表面状态、测量成本高等局限性。

红外辐射测温是近年发展起来的一种非接触式温度测量方法，其原理是在特定波段的辐射光，通过测量物体辐射的红外能量可以间接获得物体的表面温度，其优势是不会影响发动机的工作状态、测量灵敏度高，但目前的研究还停留在对测量原理、消除背景辐射等理论基础研究上，缺乏一套成熟的装置，能应对航空发动机高温高压高振动的工作环境，采集得到涡轮盘表面红外辐射信息。

发明内容

本发明针对背景技术的不足之处，提供一种能够适用于涡轮盘表面定点辐射信息采集的耐高温高压抗振动探头，该探头具有结构简单紧凑、制造装配方便、成本低、可批量生产、适用性强、安装尺寸可定制等优点。

为解决上述目的，本发明的技术方案为：

一种航空发动机涡轮盘辐射信息采集探头，主要包括光学元件、装夹元件；所述光学元件包括：窗片、准直镜、聚焦镜、光纤耦合器；所述装夹元件包括管状的：窗片安装盖、准直镜安装盖、聚焦镜安装盖、光纤耦合器安装盖；所述窗片安装盖包括：过渡段和固定段，所述准直镜安装盖和聚焦镜安装盖都包括有：装嵌段、过渡段、固定段，所述光纤耦合器安装盖包括：装嵌段和过渡段；所述准直镜安装盖、聚焦镜安装盖、光纤耦合器安装盖的装嵌段到过渡段的连接处有向内凸的台阶状；所述窗片安装盖的固定段和窗片都装嵌于准直镜安装盖的装嵌段内，通过窗片安装盖固定段的顶端和准直镜安装盖装嵌段到过渡段的台阶状将窗片夹紧；所述准直镜安装盖的固定段和准直镜都装嵌于聚焦镜安装盖的装嵌段内，通过准直镜安装盖固定段的顶端和聚焦镜安装盖装嵌段到过渡段的台阶状将准直镜夹紧；所述聚焦镜安装盖的固定段和聚焦镜都装嵌于光纤耦合器安装盖的装嵌段内，通过聚焦镜安装盖固定段的顶端和光纤耦合器安装盖装嵌段到过渡段的台阶状将聚焦镜夹紧；所述光纤耦合器的过渡段末端内嵌合光纤耦合器。

进一步的，所述探头设置有外螺纹，与防滑螺母的内螺纹啮合，涡轮发动机机匣上设有开孔，采用螺栓将防滑螺母固定于涡轮发动机机匣的开孔处，再通过探头的外螺纹和防滑螺母的内螺纹啮合将探头固定。

进一步的，所述窗片安装盖的固定段与准直镜安装盖的装嵌段之间通过螺纹连接，准直镜安装盖的固定段与聚焦镜安装盖的装嵌段通过螺纹连接，聚焦镜安装盖的固定段与光纤耦合器安装盖的装嵌段通过螺纹连接。

进一步的，所述探头的制作方法，包括：

步骤1：确定涡轮盘上待测点的位置、发动机机匣表面安装尺寸和辐射光采集波段三个基本参数；

步骤2：由涡轮盘待测点位置计算得到待测点到机匣的距离，确定涡轮盘表面的靶面直径，由发动机机匣表面安装尺寸的大小确定探针入瞳直径；

步骤3：由辐射光采集波段确定光学镜片的材料、焦距、镀膜参数；

步骤4：将步骤2,3中获得的参数用于光路，计算得到镜片厚度、晶片曲率、镜片与晶片之间的间隙信息；

步骤5：按照步骤4得到的信息进行光学元件和装夹元件的尺寸定制；

步骤6：将上述元件进行装配和关键的密封。

与现有技术相比，本发明的有益效果：本发明具有结构简单、安装尺寸可定制、制造装配工艺简单、适用于多种型号发动机的特点，与机匣连接稳固可靠，装夹元件采用高温材料、间隙处涂覆超高温无机密封胶水，可以满足在超高温高压、高振动工作条件下涡轮盘辐射信息采集的需求。

附图说明

图1是本发明的涡轮盘辐射信息采集探头的安装示意图；

图2是本发明实施例的涡轮盘辐射信息采集探头的光学仿真图；

图3是本发明实施例的涡轮盘辐射信息采集探头的剖面结构图；

图4是本发明实施例的准直镜安装盖的三段式剖面结构图；

图5是本发明实施例的涡轮盘辐射信息采集探头的整体装配图；

图6是本发明实施例的涡轮盘辐射信息采集探头的防滑螺母；

图7是本发明实施例的涡轮盘辐射信息采集探头的防滑设计安装示意图。

具体实施方式

下面将结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细说明，但并不因此限制本专利的保护范围。

本发明的涡轮盘辐射信息采集探头是一个整体式探头，后端连接光信号采集和处理系统，可以获取涡轮盘表面辐射信息，应用于辐射测温等领域。工作状态下的航空发动机涡轮盘表面发射出辐射光信号，由本探头的光学系统采集特定波段的辐射光，之后传输到光信号采集与处理系统，最后通过计算得到涡轮叶片表面的温度信息。如图1所示是本发明的的涡轮盘辐射信息采集探头的安装示意图，安装完成后，本发明的涡轮盘辐射信息采集探头1通过螺纹2连接在发动机机匣3上，进光口正对涡轮盘4的待测靶面。在机匣外使用一个防滑螺母5将探头1固定在机匣上，防滑螺母5上设有开孔，再通过螺栓6加固，可以保证辐射信息采集探头1在机匣3上的可靠连接。

如图2图3所示是本发明的具体实施例，针对某一型号的航空发动机涡轮盘，采用本发明的方法进行涡轮盘辐射信息采集探头的定制。

如图2所示是本发明的具体实施例的光路仿真图。具体：

第①步，确定涡轮盘待测点为榫槽位置7，确定发动机机匣3表面可以加工M12螺纹孔，确定待探测的辐射光波段范围是1.4～1.8μm；

第②步，测算得到榫槽7到窗片8入射点的距离L＝33.899mm，榫槽7上面的靶面直径D₁＝2mm，通过机匣开孔直径12mm确定光学镜片直径选择略小的φ8mm，减去装夹尺寸后入瞳直径D₂＝6mm；

第③步，窗片8材料选择蓝宝石用于耐高温，准直镜9和聚焦镜10材料选择1.4～1.8μm波段适用的红外级熔融石英，由②中的镜片参数确定光纤耦合器11的感光直径为φ1mm；

第④步通过光路仿真计算，得到如图2所示的仿真图，窗片8、准直镜9、聚焦镜10的厚度分别为1mm、3.2mm和2.209mm，准直镜9和聚焦镜10的弯曲面的曲率半径分别为-17.350mm和8.865mm，榫槽7与窗片8之间距离为33.899mm，窗片8与准直镜9之间距离为2mm，准直镜9与聚焦镜10之间距离为9mm，聚焦镜10和光纤耦合器的聚焦面11距离为14.206mm。

如图3所示是本发明的具体实施例的结构图。

第⑤步按照上述尺寸信息定制光学元件和装夹元件，主要包括蓝宝石窗片8、红外级熔融石英准直镜9、红外级熔融石英聚焦镜10、窗片安装盖12、准直镜安装盖13、聚焦镜安装盖14、光纤耦合器安装盖15、光纤耦合器16；

第⑥步是按顺序将上述元件进行装配和密封，首先将光纤耦合器16通过螺纹17装配到光纤耦合器安装盖15上，之后放入聚焦镜10，通过螺纹18安装聚焦镜安装盖14，之后放入准直镜9，通过螺纹19安装准直镜安装盖13，之后放入窗片8，通过螺纹20安装窗片安装盖12，最后在螺纹17-20处涂覆超高温无机密封胶。

如图4所示是本发明的具体实施例的准直镜安装盖13的结构图，主要包括装嵌段21、过渡段22、固定段23。装嵌段21外径12mm内径8mm，在内轮廓上开有螺纹，可以装嵌镜片和连接后一级安装盖；过渡段22外径12mm内径6mm，用于连接装嵌段21和固定段22；固定段23外径8mm内径6mm，在外轮廓上开有螺纹，可以连接前一级安装盖用于固定镜片。所有装夹元件都采用这种三段式结构，不同点在于，位于第一级的光纤耦合器安装盖15没有固定段，位于最后一级的窗片安装盖12没有装嵌段。

如图5所示是本发明的具体实施例的涡轮盘辐射信息采集探头1的整体装配图，由于每个安装盖均为三段式结构，且外轮廓都设有相同直径、统一加工的螺纹2，所以当所有部件装配好后，涡轮盘辐射信息采集探头1将会呈现如图6所示的整体性。所有装夹元件部分采用可以耐超高温(1000℃以上)的材料制成，如GH3044镍基高温合金，窗片采用极限温度在2000℃以上的蓝宝石材料，在螺纹11-14之间涂覆有耐受1200℃的超高温无机密封胶水，所以本发明的温度测量探头可以在发动机工作状态下安全运行。

如图6所示是本发明实施例的防滑螺母5的结构图，所述的抗振动固定结构，安装在探头上，位于发动机机匣外部，由一个防滑螺母和6对固定螺纹副组成。所述的防滑螺母结构扁平，六边形对角长度25mm，厚度9mm，在横截面上开有6个直径3mm的通孔，分别在通孔上安装一对螺纹副进行加固防滑，可以防止因为发动机工作时高振动引起的探头滑移、松动等问题。相比于GB的M12螺母，本发明的防滑螺母5结构更加扁平，六边形对角长度增加到25mm，厚度减少到9mm，在螺母5的表面开有6个M3mm的螺纹孔24。

如图7所示是本发明实施例的防滑设计的安装示意图。将涡轮盘辐射信息采集探头1通过螺纹2连接到发动机机匣3上，调整探头位置使窗片到榫槽的距离等于33.899mm，之后把防滑螺母5从机匣外安装到探头1上，拧紧后将6副固定螺栓6安装到防滑螺母上。

根据上述实施例，可见本发明涉及的涡轮盘辐射信息采集探头及其定制方法，主要优势有三点。其一是，窗片、安装元件、固定螺纹副之类需要与发动机热端接触的部分，均采用高温材料制成，在螺纹连接的位置涂覆超高温无机密封胶，用于抵挡发动机的工作气体进入探头，所以本发明能在发动机运行的高温高压状况下安全工作。其二是，通过防滑螺母及其6个固定螺纹副的设计，可以预防振动引起的螺纹连接打滑、探头位置滑动等现象，提升本发明在发动机运行时的高振动状况下的稳定性、安全性和可靠性。其三是，在不同型号的航空发动机上，通过调整镜片的材料、尺寸、曲率半径、镀膜工艺，改变靶面直径、入瞳直径、光纤有效感光面积等参数，从而定制不同参数的涡轮盘辐射信息采集探头，满足各型号航空发动机的不同测量需求。本发明并不局限于文中公开的实施例，而是包括落入权利要求范围内的所有技术方案。

Claims (4)

1.一种航空发动机涡轮盘辐射信息采集探头，主要包括光学元件、装夹元件；所述光学元件包括：窗片、准直镜、聚焦镜、光纤耦合器；所述装夹元件包括管状的：窗片安装盖、准直镜安装盖、聚焦镜安装盖、光纤耦合器安装盖；所述窗片安装盖包括：过渡段和固定段，所述准直镜安装盖和聚焦镜安装盖都包括有：装嵌段、过渡段、固定段，所述光纤耦合器安装盖包括：装嵌段和过渡段；所述准直镜安装盖、聚焦镜安装盖、光纤耦合器安装盖的装嵌段到过渡段的连接处有向内凸的台阶状；所述窗片安装盖的固定段和窗片都装嵌于准直镜安装盖的装嵌段内，通过窗片安装盖固定段的顶端和准直镜安装盖装嵌段到过渡段的台阶状将窗片夹紧；所述准直镜安装盖的固定段和准直镜都装嵌于聚焦镜安装盖的装嵌段内，通过准直镜安装盖固定段的顶端和聚焦镜安装盖装嵌段到过渡段的台阶状将准直镜夹紧；所述聚焦镜安装盖的固定段和聚焦镜都装嵌于光纤耦合器安装盖的装嵌段内，通过聚焦镜安装盖固定段的顶端和光纤耦合器安装盖装嵌段到过渡段的台阶状将聚焦镜夹紧；所述光纤耦合器的过渡段末端内嵌合光纤耦合器。

2.如权利要求1所述的一种航空发动机涡轮盘辐射信息采集探头，其特征在于，所述探头设置有外螺纹，与防滑螺母的内螺纹啮合，涡轮发动机机匣上设有开孔，采用螺栓将防滑螺母固定于涡轮发动机机匣的开孔处，再通过探头的外螺纹和防滑螺母的内螺纹啮合将探头固定。

3.如权利要求1所述的一种航空发动机涡轮盘辐射信息采集探头，其特征在于，所述窗片安装盖的固定段与准直镜安装盖的装嵌段之间通过螺纹连接，准直镜安装盖的固定段与聚焦镜安装盖的装嵌段通过螺纹连接，聚焦镜安装盖的固定段与光纤耦合器安装盖的装嵌段通过螺纹连接。

4.一种用于权利要求1所述探头的制作方法，包括：

步骤1：确定涡轮盘上待测点的位置、发动机机匣表面安装尺寸和辐射光采集波段三个基本参数；

步骤2：由涡轮盘待测点位置计算得到待测点到机匣的距离，确定涡轮盘表面的靶面直径，由发动机机匣表面安装尺寸的大小确定探针入瞳直径；

步骤3：由辐射光采集波段确定光学镜片的材料、焦距、镀膜参数；

步骤4：将步骤2,3中获得的参数用于光路，计算得到镜片厚度、晶片曲率、镜片与晶片之间的间隙信息；

步骤5：按照步骤4得到的信息进行光学元件和装夹元件的尺寸定制；

步骤6：将上述元件进行装配和关键的密封。

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