CN113588117A - 一种航空发动机涡轮盘的高稳定性辐射测温微型探头 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航空发动机涡轮盘的高稳定性辐射测温微型探头，涉及航空发动机辐射测温领域。主要结构包括一体式外壳、压圈、蓝宝石窗片、外隔圈、内隔圈、透镜、固定板固定螺母、光纤固定螺母、固定绳、固定螺丝等部分。一体式外壳使用GH3044高温合金制造，易于加工。其内部空间分为八个部分，分别为压圈腔、冷气孔、蓝宝石窗片腔、外隔圈固定腔、透镜腔、光束腔、光束聚焦腔和光纤腔。固定板固定螺母、光纤固定螺母、压圈、外隔圈、内隔圈、固定绳、固定螺丝的材质均为GH3044耐高温硬质合金，蓝宝石窗片表面有1.5‑2.3um厚的增透膜，透镜材质为红外融石英。其各个部件尺寸可根据不同使用环境而定制，能够满足不同情况下对辐射测温的要求。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机辐射测温领域，设计了一种具有高稳定性的适用于涡轮盘表面辐射信息测量的光学探头。
背景技术
航空发动机作为飞机的核心部件，一直以来都是国内外学者的研究热点，航空技术的进步与它密不可分，由于其高精密性以及复杂性，因此被称为“现代工业皇冠上的明珠”。涡轮盘在航空发动机中的核心部件，它是固定涡轮叶片，利用叶片从燃气中获得能量并且通过轴去推动风扇、压气机和发动机高速旋转的航空发动机热端核心部件。在工作时，由于涡轮盘转速极大(常常达到10000rpm-20000rpm)因此其工作时表面温度很高，达到了800℃，这样的高温常常会导致涡轮盘的损伤，严重时还会损伤发动机甚至导致飞行事故。因此，针对涡轮盘的温度测量十分有必要。
温度测量的方法主要分为两种:接触法和非接触法。接触法测温是将温度传感器以焊接等方式固定在物体表面，当温度传感器和物体经过一定时间的充分接触后达到热平衡状态，此时温度传感器反映的温度即为被测温度，热电阻和热电偶是常用的两种温度传感器。接触法误差小，设备简便，应用中容易实现。但是接触法会造成物体的表面状态不可逆转的改变，破坏物体的温度场分布，动态性差、可移植性差。非接触测温的基本原理是，物体的热辐射随温度变化而变化，因而根据辐射求解物体温度。非接触测温不需要直接接触被测目标，而是对目标发出的热辐射进行收集和测量，并根据热辐射规律来反推目标温度。按照原理不同，非接触测温主要包括声学测温法、辐射测温法、光谱法测温和激光干涉测温等。
辐射测温是以热辐射定律为基础，通过光子探测器等将辐射转化为电信号，并由此推算出目标温度。辐射测温不破坏被测对象的温度场分布、响应速度快、测温范围广，非常适用于高温、高速移动或旋转、强腐蚀等复杂条件下的温度测量。由于其并不会直接接触被测物体，因此并不会影响被测样件的物理特性。由此可见，辐射测温非常适用于涡轮盘等一些长期处于高温环境的器件的温度测量。基于以上，本发明提出了一种具有高稳定性的涡轮盘辐射测温微型采集探头，设计的结构可以承受发动机高温高压高振动的环境，并且由于一体式外壳以及双侧固定的设计，具有极强的稳定性以及气密性。
发明内容
本发明针对背景技术的不足，改进设计一种高稳定性、体积小、耐高温高压、高气密性的航空发动机涡轮盘辐射信息采集探头。
本发明技术方案为一种航空发动机涡轮盘的高稳定性辐射测温微型探头，该探头包括：一体式外壳、固定板固定螺母、光纤固定螺母，所述一体式外壳上设置一处外形为螺母状的结构，该螺母状结构将一体式外壳划分为光纤连接段和机壳固定段，所述光纤固定段和机壳固定段上都设置有外螺纹，分别啮合光纤固定螺母和固定板固定螺母；光纤固定段内设置有用于放置光纤的光纤腔，机壳固定段内从光纤腔的依次开始一次设置有相互连通的光束腔、透镜腔、外隔圈固定腔、窗片腔、压圈腔；光束腔与光纤腔之间通过光束聚焦腔连通；所述透镜腔内设置哟透镜，透镜与光束腔之间的内壁上设置有内隔圈，外隔圈固定腔内设置外隔圈，窗片腔内设置窗片、压圈腔内设置压圈；所述固定板固定螺母和一体式外壳上螺母状结构上各开设置有两个穿孔，这两个穿孔不与一体式外壳的其余结构接触；当该微型探头固定于机壳上时，各穿孔内穿过一根固定绳，再将固定绳的两头固定在机壳上。
进一步的，所述压圈腔的侧壁上设置有冷气孔，左右两端各一个冷气孔，冷气自一侧流入另一侧流出，起到降温作用。
进一步的，所述窗片为蓝宝石窗片，厚度为3mm，镀有1.5-2.3um厚的增透膜；一体式外壳、固定板固定螺母、光纤固定螺母的材料为GH3044固溶强化镍基抗氧化合金；机壳固定段螺纹圈直径为12mm，所述冷气孔直径为2mm,，所述压圈腔直径为9.4mm，厚度为2.5mm，所述外隔圈固定腔直径为9.4mm，厚度为1.7mm，，所述透镜腔直径为9mm，厚度为9mm，，所述光束腔直径为7mm，厚度为10mm，光束聚焦腔直径为1.2mm，厚度为1mm，所述光纤腔直径为3.2mm，厚度为9.8mm。
与现有技术相比，本发明的优势为：与传统探头相比，一体化外壳设计只需要控制压圈即可控制外部环境对内部结构影响，有效保证了气密性(针对燃气)。同时螺母两侧穿钢丝绳从而保证了安装稳定性，给距离热端较近的蓝宝石窗片预留了膨胀孔并且设有冷气孔保证了内部结构稳定性，进而适应涡轮盘高温高压的环境。垫片螺母可灵活定制，防止高温导致光纤锁死。
附图说明
图1是本发明的航空发动机辐射信息采集探头的外观图；
图2是本发明的航空发动机辐射信息采集探头的结构图(左)及其剖视图(右)；
图3是本发明的采集探头的一体化外壳剖视图；
图4是本发明在实际的涡轮盘中采集探头装配图；
图5是本发明在实际的涡轮盘中采集探头装配中加固细节图；
图中，1一体式外壳；2固定板固定螺母；3光纤固定螺母；4压圈；5冷气孔；6蓝宝石窗片；7外隔圈；8透镜；9内隔圈；10固定孔；11固定绳；12固定螺丝；13光纤(带接口)；14涡轮盘；15固定板；16光束；17压圈腔；18蓝宝石窗片腔；19外隔圈固定腔；20透镜腔；21光束腔；22光束聚焦腔；23光纤腔。
具体实施方式
探头整体材质为GH3044高温合金，在进行实时光信号采集时先将同样耐高温的钢丝绳穿过探头的两个固定孔，再将两条钢丝绳穿过GH3044高温合金的螺母，四条钢丝绳两端均安装有GH3044材质的螺母。采集板上面开有一个大螺纹孔(探头用)和八个小螺纹孔(固定螺母用)，将探头通过大螺纹孔拧入采集板，采集板近热端拧入另一颗螺母，拧紧后将四条耐高温钢丝绳分别通过螺丝拧在采集板上，此时便能得到一个高稳定性的采集装置。该装置后端连接光纤后即可放到涡轮盘上面进行采集，采集时根据实际情况确定是否需要加入流动冷气。
以下结合附图对本发明进行进一步说明：
图1是本发明的航空发动机辐射信息采集探头的外观图，图2是本发明的探头结构图，其中外壳1、螺母2和3、压圈4、隔圈7和9、固定绳11、固定螺丝12材质均为GH3044耐高温硬质合金，具有高的塑性和中等的热强性，并具有优良的抗氧化性和良好的冲压、焊接工艺性能。
所述蓝宝石窗片6厚度为3mm，镀有1.5-2.3um厚的增透膜，作用是减少反射光，增加透光量。所述透镜8材质为红外融石英，相比传统玻璃，红外融石英具有较高的工作和熔融温度，以适应涡轮盘高温高压环境。
图3所示为本发明的采集探头的一体化外壳剖视图，如图中所示，探头近热端螺纹圈直径为12mm。所述冷气孔5直径为2mm,用于流动冷气的进入。所述压圈腔17直径为9.4mm，厚度为2.5mm，用于固定压圈。所述蓝宝石窗片腔18直径为10mm，厚度为2mm，用于固定蓝宝石窗片及为蓝宝石窗片近热端预留膨胀位置。所述外隔圈固定腔19直径为9.4mm，厚度为1.7mm，作用是固定外隔圈及部分透镜。所述透镜腔20直径为9mm，厚度为9mm，作用是固定透镜及内隔圈。所述光束腔21直径为7mm，厚度为10mm，该厚度可根据透镜的焦距不同而改变，作用是将光线聚焦于光束聚焦腔22，光束聚焦腔直径为1.2mm，厚度为1mm。所述光纤腔23直径为3.2mm，厚度为9.8mm，作用是固定光纤内孔。
该探头主要结构包括压圈、蓝宝石窗片、隔圈、透镜、垫片螺母以及一体式外壳等部分组成。其中压圈和蓝宝石窗片间涂覆有耐高温密封胶，可以在极端环境下提供良好的气密性。蓝宝石窗片为3mm厚，镀有1.5-2.3um厚的增透膜，作用是减少反射光，增加透光量。透镜的材料是融石英，有较好的耐热性。除蓝宝石窗片和透镜外的其他元件材料均为GH3044固溶强化镍基抗氧化合金，具有比较好的塑性和热强性，同时具有优良的抗氧化性和良好的冲压、焊接工艺性能。所述的垫片螺母可以根据实际工况改变尺寸，在光纤与外壳上集成的光纤接口进行连接时防止因为温度变化剧烈而导致光纤与光纤接口锁死，进而影响采集效果。所述的外壳使用GH3044高温合金制造，易于加工。外壳上带有一个六角螺母，在涡轮盘上安装时一定程度上防止了因为震动而造成的螺母松动，而螺母松动会导致元件不稳造成采集信号不准确。进一步的，该集成螺母上有两个直径为2mm的通孔，与外部的螺母(同样有两个直径为2mm的通孔)配合，各穿两根钢丝绳进去，并且在外部由四个螺丝对四根钢丝绳进行定位，进一步增强了其抗振动性能。其内部空间分为八个部分，按从近热端从左到右依次为：
1、安装压圈的压圈腔。
2、冷气进入的冷气孔。
3、为蓝宝石窗片近热端受热膨胀预留的蓝宝石窗片腔。
4、安装外隔圈同时配合紧固蓝宝石窗片的外隔圈固定腔。
5、安装外隔圈、透镜、内压圈的透镜腔。
6、光束通过的光束腔，可根据凸透镜焦距不同而定制。
7、光束聚焦腔，将采集到的光束信号在焦点传递给光纤。
8、光纤腔。
整个外壳部分近热端由于螺纹孔和高温密封胶而具有高度密封性，防止高温燃气进入导致内部镜片损坏。同时由于外壳的一体化设计，只需要控制外部压圈即可控制外部环境对内部结构的影响，在蓝宝石窗片近热端预留了膨胀腔，防止蓝宝石窗片受热膨胀进而导致崩碎，在近热端设有冷气孔，防止内部高温导致元件损坏。
结合图2、3，组装探头时步骤为：
第①步，安装内隔圈9至透镜腔20，内隔圈尺寸根据透镜尺寸大小而定制，此处透镜腔20为直孔非螺纹孔。
第②步，安装透镜8至透镜腔20，透镜根据所需要光路而进行不同选择。
第③步，安装外隔圈7至透镜腔20及外隔圈固定腔19，外隔圈尺寸根据透镜尺寸大小而定制，此处外隔圈固定腔19为直孔非螺纹孔。
第④步，安装蓝宝石窗片6至蓝宝石窗片腔18。
第⑤步，将压圈4通过螺纹孔拧入压圈腔17，同时，压圈和蓝宝石窗片间涂覆有耐1200℃的高温密封胶，增强了气密性。
图4、5为探头在涡轮盘上的安装示意图，其中图4为俯视图，图5为左视图。结合图4、5，探头安装时步骤为：
第①步，将四根固定绳11通过四个固定孔10插入一体化外壳1及固定板固定螺母2，两端分别插入固定螺丝12。
第②步，将探头拧入固定板15的大螺纹孔，同时将固定板固定螺母2从另一端拧入一体化外壳的大螺纹。
第③步，将八个固定螺丝12通过小螺纹孔拧入固定板15，此时探头得到稳定加固。
第④步，将光纤13插入光纤腔23，将固定板安装到涡轮盘14，即可开始采集。
根据上述实施例，涡轮盘辐射测温采集探头的各个部分尺寸，并不用于限制本发明。对于本领域的实现涡轮盘的辐射测温采集探头，可根据不同航空发动机涡轮盘实际工作环境进行镜片曲率以及其他各个部分尺寸规格的改变，可根据实际情况对耐高温合金及透镜的材质做出改变。凡在本发明的精神和原则之内所做的任何修改、等同替换、修改等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (3)
1.一种航空发动机涡轮盘的高稳定性辐射测温微型探头，该探头包括：一体式外壳、固定板固定螺母、光纤固定螺母，所述一体式外壳上设置一处外形为螺母状的结构，该螺母状结构将一体式外壳划分为光纤连接段和机壳固定段，所述光纤固定段和机壳固定段上都设置有外螺纹，分别啮合光纤固定螺母和固定板固定螺母；光纤固定段内设置有用于放置光纤的光纤腔，机壳固定段内从光纤腔的依次开始一次设置有相互连通的光束腔、透镜腔、外隔圈固定腔、窗片腔、压圈腔；光束腔与光纤腔之间通过光束聚焦腔连通；所述透镜腔内设置哟透镜，透镜与光束腔之间的内壁上设置有内隔圈，外隔圈固定腔内设置外隔圈，窗片腔内设置窗片、压圈腔内设置压圈；所述固定板固定螺母和一体式外壳上螺母状结构上各开设置有两个穿孔，这两个穿孔不与一体式外壳的其余结构接触；当该微型探头固定于机壳上时，各穿孔内穿过一根固定绳，再将固定绳的两头固定在机壳上。
2.如权利要求1所述的一种航空发动机涡轮盘的高稳定性辐射测温微型探头，其特征在于，所述压圈腔的侧壁上设置有冷气孔，左右两端各一个冷气孔，冷气自一侧流入另一侧流出，起到降温作用。
3.如权利要求1所述的一种航空发动机涡轮盘的高稳定性辐射测温微型探头，其特征在于，所述窗片为蓝宝石窗片，厚度为3mm，镀有1.5-2.3um厚的增透膜；一体式外壳、固定板固定螺母、光纤固定螺母的材料为GH3044固溶强化镍基抗氧化合金；机壳固定段螺纹圈直径为12mm，所述冷气孔直径为2mm,，所述压圈腔直径为9.4mm，厚度为2.5mm，所述外隔圈固定腔直径为9.4mm，厚度为1.7mm，，所述透镜腔直径为9mm，厚度为9mm，，所述光束腔直径为7mm，厚度为10mm，光束聚焦腔直径为1.2mm，厚度为1mm，所述光纤腔直径为3.2mm，厚度为9.8mm。
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