CN113847426A

CN113847426A - 一种航空发动机测试引线密封座

Info

Publication number: CN113847426A
Application number: CN202111128700.5A
Authority: CN
Inventors: 刘国栋; 杨志; 李永建; 刘骁; 吴靓昕; 罗凯琳; 刘振臣; 方权燊
Original assignee: Hunan Aviation Powerplant Research Institute AECC
Current assignee: Hunan Aviation Powerplant Research Institute AECC
Priority date: 2021-09-26
Filing date: 2021-09-26
Publication date: 2021-12-28
Anticipated expiration: 2041-09-26
Also published as: CN113847426B

Abstract

本发明涉及一种航空发动机测试引线密封座，所述引线密封座包括密封组件和多个压块组件，所述密封组件固定安装在所述航空发动机的密封腔壁上，用于支撑引出航空发动机密封腔的测试线；所述多个压块组件安装在所述密封组件内部，用于固定保护所述测试线；本发明通过上压块配合下压块对穿过其中的若干测试线进行支撑密封，降低使用过程中测试线的磨损率。另外还会通过预设的多个压块组件的填充物配合密封组件的锁紧过程对引线开孔处进行密封保护，阻隔所述航空发动机的密封腔壁的内外环境，保护航空发动机的测试环境。

Description

一种航空发动机测试引线密封座

技术领域

本发明属于航空发动机技术领域，特别涉及一种航空发动机测试引线密封座。

背景技术

在航空发动机研制过程中，需要布置各种类型的测试线，这些测试线在引出密封腔时，需要在腔壁上开孔，为了防止漏气或漏油，需要在引出测试线时对开孔进行密封，现有做法是用密封胶涂在开孔处，对测试线进行支撑和密封。在使用涂胶的方式对密封腔壁上的引线孔进行密封时，对密封腔压及开孔大小有最大值要求，在实际应用中，经常发生漏气或失效的情况。

本发明提出一种带有密封功能的安装座，可以有效的为测试线提供支撑，并可以解决密封问题。

发明内容

针对上述问题，本发明提出了一种航空发动机测试引线密封座，用于支撑引出航空发动机密封腔的测试线，所述引线密封座包括：

密封组件，固定连接所述航空发动机的密封腔壁；

多个压块组件，安装在所述密封组件的内腔体中，用于固定所述测试线。

优选的，所述密封组件包括支座和压冒；

所述支座设有固定侧和安装侧，所述固定侧用于连接所述压冒，所述安装侧用于连接所述密封腔壁。

优选的，所述支座的固定侧设有第一安装槽，对应的所述压冒设有第二安装槽，所述第一安装槽和第二安装槽组成所述内腔体，用于安装多个所述压块组件。

优选的，所述第一安装槽的槽底同轴设置有贯穿孔，所述贯穿孔贯穿所述支座，所述第一安装槽与贯穿孔的接触面设有支撑台面，所述支撑台面用于支撑所述压块组件；

所述第二安装槽贯穿所述压冒，且所述第二安装槽中部槽壁上设有凸台，用于支撑所述压块组件。

优选的，所述第一安装槽的内壁沿轴向设置有滑槽，所述压块组件的周向对应所述滑槽设置有第一凸起滑块；

所述压块组件通过所述第一凸起滑块滑动接触滑槽。

优选的，所述支座的安装侧和固定侧中间部分的支座本体外壁设为棱柱状结构。

优选的，所述压冒的外壁设为棱柱状结构。

优选的，多个所述压块组件安装在第一安装槽内，且相邻的所述压块组件之间设有填充物。

优选的，所述压块组件为拼接式结构，包括上压块和下压块；

所述上压块包括第一上压块本体和多个卡块，所述多个卡块沿所述第一上压块本体一端面的周向均匀分布，所述第一上压块本体的中心设有贯穿设置的通孔，所述卡块的内侧面设有第一弧形槽；

所述下压块包括第一下压块本体和凸块，第一下压块本体一端面的中心对应所述通孔设有所述凸块，所述第一下压块本体的周向对应所述卡块设有均匀分布的卡槽。

优选的，所述上压块的第一弧形槽配合下压块的卡槽形成贯穿所压块组件的线槽，用于安装所述测试线。

本发明通过上压块配合下压块对穿过其中的若干测试线进行支撑密封，降低使用过程中测试线的磨损率。另外还会通过预设的多个压块组件的填充物配合密封组件的锁紧过程对引线开孔处进行密封。一方面，填充物随着引线安装座的锁紧逐渐由蓬松状态变为紧固状态，避免测试线穿透所述航空发动机的密封腔壁时与其他硬质材料直接接触，降低测试线的本体使用过程的磨损率；另外一方面，所述填充物被压紧填充在缝隙中，会对航空发动机的密封腔壁开孔处起到密封的作用，阻隔所述航空发动机的密封腔壁的内外环境，保护航空发动机的测试环境。

本发明的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在说明书、权利要求书以及附图中所指出的结构来实现和获得。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，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的附图。

图1示出了根据本发明实施例的引线安装座的组合示意图；

图2示出了根据本发明实施例的引线安装座的剖视示意图；

图3示出了根据本发明实施例的引线安装座中支座的剖视示意图；

图4示出了根据本发明实施例的引线安装座的仰视示意图；

图5示出了根据本发明实施例的引线安装座中下压块的结构示意图；

图6示出了根据本发明实施例的引线安装座中上压块的结构示意图；

图7示出了根据本发明实施例的引线安装座中另外一种下压块的结构示意图；

图8示出了根据本发明实施例的引线安装座中另外一种上压块的结构示意图。

附图中：100、压冒；200、支座；21支座本体；22、固定侧；23、安装侧；24、滑槽；300、压块组件；31、下压块；311、第一下压块本体；312、凸块；313、卡槽；314、第二下压块本体；315、限位凸起；316、第二弧形槽；317、限位块；32、上压块；321、第一上压块本体；322、卡块；323、第一凸起滑块；324、第一弧形槽；325、第二上压块本体；326、矩形槽口；327、U型槽；328、第二凸起滑块；400、测试线；500、填充物；h1、第一安装槽；h2、贯穿孔。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地说明，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明公开一种航空发动机测试引线密封座，参考图1所示，所述引线密封座包括：密封组件和多个压块组件300，所述密封组件固定安装在所述航空发动机的密封腔壁上，用于支撑引出航空发动机密封腔的测300试线；所述多个压块组件300安装在所述密封组件内部，用于固定保护所述测试线400。

参考图3所示所述密封组件包括支座200和压冒100；所述支座200设有固定侧22和安装侧23，所述固定侧22连接所述压冒100，所述安装侧23用于连接所述密封腔壁。

在实际使用时，首先在航空发动机的密封腔上预设内螺纹孔，然后在支座200的安装侧23对应设置外螺纹，通过螺纹连接的方式将所述引线安装座固定到航空发动机的密封腔壁上。所述螺纹连接的方式可以使得引线安装座与航空发动机的密封腔之间能够方便进行拆装，避免直接使用密封胶，使得整体结构相对固定，不方便进行拆除。当然，螺纹连接的方式仅为常用的连接方式之一，工作人员可以根据需求采用别的连接方式，本实施例对所述引线安装座与航空发动机的密封腔的具体连接方式不做限制。

进一步的，所述支座200的安装侧22在通过螺纹连接的方式固定到航空发动机的密封腔壁上时，还可以在连接面处添加密封圈，当然，密封圈的材质优先选择耐高温材料，例如耐高温橡胶垫圈、耐高温石墨垫圈等。密封圈能够对螺纹连接的缝隙处进行密封性补偿。

参考图3所示，在本发明的一个实施例中，所述支座200的固定侧22设有第一安装槽h1，对应的所述压冒100设有第二安装槽，用于安装多个所述压块组件300，所述固定侧22的外圆周上设有外螺纹，对应的第二安装槽内壁上设有内螺纹，所述引线安装座通过外螺纹和内螺纹配合对支座200和压冒100进行锁紧。

参考图2和4所示，在本实施例中，所述第一安装槽h1的槽底同轴设置有贯穿孔h2，所述贯穿孔h2贯穿所述支座200，所述第一安装槽h1与贯穿孔h2的接触面设有支撑台面，所述支撑台面用于支撑所述压块组件300；所述第二安装槽贯穿所述压冒100，且所述第二安装槽中部槽壁上设有凸台，用于支撑所述压块组件300。所述测试线400穿过所述支座200的贯穿孔h2，依次穿过多个所述压块组件300，从所述压冒100的第二安装槽中穿出，在对所述引线安装座进行锁紧时，所述多个压块组件300被限制在支撑台面与所述凸台之间，且多个所述压块组件300之间的缝隙通过填充物500进行补充填充。有必要说明的是，所述第一安装槽h1为圆槽，所述贯穿孔h2的直径小于第一安装槽h1的直径，且所述贯穿孔h2的直径尺寸小于压块组件300的截面直径，从而在使用中可以起到对压块组件300的支撑。

另外，在对所述引线安装座进行锁紧的过程中，多个所述压块组件300之间设置的填充物500会被挤压，填充物500填满缝隙后，随着引线安装座的锁紧逐渐由蓬松状态变为紧固状态，实现密封要求。一方面，填充物500能够对测试线400的外侧的缝隙进行压实，避免测试线400穿透所述航空发动机的密封腔壁时与其他硬质材料直接接触，降低测试线400的本体使用过程的磨损率；另外一方面，所述填充物500被压紧填充在缝隙中，会对航空发动机的密封腔壁开孔处起到密封的作用，阻隔所述航空发动机的密封腔壁的内外环境，保护航空发动机的测试环境。

有必要说明的是，所述填充物500可以为石墨盘根，石墨盘根主要是由各种增强纤维、金属丝(包括钢丝、铜丝、镍丝等)等增强的石墨线为原料精工编织而得。可以适用于高温高压条件下的动密封。应用于航空发动机的密封腔壁可以有效提高使用过程中航空发动机的密封腔的密封性能。

参考图2所示，在本发明的一个实施例中，所述第一安装槽h1的内壁沿轴向设置有滑槽24，所述压块组件300的周向对应所述滑槽24设置有第一凸起滑块323；所述压块组件300通过所述第一凸起滑块323滑动接触滑槽24。在对所述引线安装座进行安装之前，首先需要将测试线400穿过压块组件300，然后将多个压块组件300以及测试线400安装进密封组件中，在此过程中，压块组件300通过外侧的第一凸起滑块323配合所述第一安装槽h1内壁的滑槽24，将所述压块组件300滑动安装到所述密封组件的内部，同时第一凸起滑块323与所述滑槽24配合也会对安装到所述密封组件内部的压块组件300进行周向限位，防止固定的压块组件300发生周向转动后对测试线400施加额外的扭矩，保护测试线400免受损伤。

参考图5和6所示，所述压块组件300为拼接式结构，包括上压块32和下压块31；所述上压块32包括第一上压块本体321和多个卡块322，所述多个卡块322沿所述第一上压块本体321一端面的周向均匀分布，所述第一上压块本体321的中心设有贯穿设置的通孔，所述卡块322的内侧面设有第一弧形槽324；

所述下压块31包括第一下压块本体311和凸块312，所述凸块312设置在第一下压块本体311一端面的中心，且所述凸块312对应所述通孔设置，所述第一下压块本体311的周向对应所述卡块322设有均匀分布的卡槽313。

实际在使用中，首先将相对设置的一组上压块32和下压块31进行配合安装，其中，第一上压块本体321为圆柱结构，圆柱的圆心位置设有通孔，圆柱的一端面设有均匀分布的若干卡块322，将所述下压块31的凸块312对应插入所述上压块32的通孔中，此时，所述上压块32的第一弧形槽324配合下压块31的卡槽313形成线槽，用于安装测试线400。

进一步的，周向设置的卡块322对应插入所述第一下压块本体311周向设置的卡槽313中。所述卡块322和卡槽313对上压块32和下压块31的径向方向进行限制，使得所述上压块32和下压块31形成一个整体，避免所述压块组件300发生径向转动，从而保护测试线400。

参考图5或6所示，所述卡槽313的槽底设有截面为半圆形的弧形槽口，且所述弧形槽口能够配合所述第一弧形槽324形成一个完整的圆槽，即上述线槽，且所述线槽的各连接面边缘做倒角处理，加工过程去除结构上附着的毛刺飞边等，避免测试线400安装和使用过程中，测试线400本体被割伤损坏。

有必要说明的是，所述第一凸起滑块323设置在所述第一上压块本体321的周向位置，当第一凸起滑块323配合插入滑槽24中时，第一凸起滑块323在周向方向会被限位，对压块组件300在周向上进行限位。防止压块组件300在密封组件的内腔体发生转动后对测试线400施加额外的扭矩，保护测试线400免受损伤。

作为本发明的另一个实施例，参考图7和8所示，所述上压块32和下压块31还可以为图示结构，其中，所述上压块32的第二上压块本体325为圆柱结构，圆柱的外侧边缘沿轴向设有第二凸起滑块328，与第二凸起滑块328相对的一侧的圆柱表面设有矩形槽口326，且所述矩形槽口326贯穿所述第二上压块本体325，所述矩形槽口326两侧的所述第二上压块本体325上对称设有多组U型槽327。下压块31的第二下压块本体314为长方体结构，且长方体的结构尺寸对应所述矩形槽口326的尺寸进行选择，所述第二下压块本体314的两侧对应所述U型槽327设有限位凸起315，所述限位凸起315的顶端设有第二弧形槽316。在使用时，所述第二下压块本体314插入所述第二上压块本体325中，此时，所述限位凸起315对应插入U型槽327中，所述第二弧形槽316配合U型槽327形成圆槽，即上述线槽，用于安装测试线。

进一步的，在安装过程中，所述第二下压块本体314端部的限位块317会插入所述矩形槽口326中，同时，限位凸起315配合U型槽327对第二下压块本体314和第二上压块本体325进行限位，防止使用过程中下压块31沿径向方向退出上压块32。同时，在对压块组件300进行安装时，所述第二凸起滑块328对应插入支座20的滑槽24中，对压块组件300进行周向限位，防止压块组件300在密封组件的内腔体中产生相对转动，保护测试线400免受切向扭矩。

参考图3所示，在本发明的一个实施例中，所述支座200的支座本体21设为棱柱状结构，所述压冒100的外壁设为棱柱状结构。实际使用中，为了便于对支座200和压冒100的安装和拆除，所述棱柱状结构通常设置为六棱柱结构，方便借助常用钳工工具(例如扳手)对支座200和压冒100进行拆装。当然，在本实施例中，所述棱柱状结构也可以设置为其他形状，满足支座200和压冒100的功能即可，本实施例在此不做具体限制。

参考图3所示，所述上压块32和下压块31沿端面中心周向分布有贯穿设置的若干线槽，用于安装所述测试线400。

本发明通过上压块32配合下压块31对穿过其中的若干测试线400进行支撑密封，降低使用过程中测试线400的磨损率。另外还会通过预设的多个压块组件300的填充物500配合密封组件的锁紧过程对引线开孔处进行密封。一方面，填充物500随着引线安装座的锁紧逐渐由蓬松状态变为紧固状态，避免测试线400穿透所述航空发动机的密封腔壁时与其他硬质材料直接接触，降低测试线400的本体使用过程的磨损率；另外一方面，所述填充物500被压紧填充在缝隙中，会对航空发动机的密封腔壁开孔处起到密封的作用，阻隔所述航空发动机的密封腔壁的内外环境，保护航空发动机的测试环境。

尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims

1.一种航空发动机测试引线密封座，用于支撑引出航空发动机密封腔的测试线(400)，其特征在于，所述引线密封座包括：

密封组件，固定连接所述航空发动机的密封腔壁；

多个压块组件(300)，安装在所述密封组件的内腔体中，用于固定所述测试线(400)。

2.根据权利要求1所述的引线密封座，其特征在于，所述密封组件包括支座(200)和压冒(100)；

所述支座(200)设有固定侧(22)和安装侧(23)，所述固定侧(22)用于连接所述压冒(100)，所述安装侧(23)用于连接所述密封腔壁。

3.根据权利要求2所述的引线密封座，其特征在于，所述支座(200)的固定侧(22)设有第一安装槽(h1)，对应的所述压冒(100)设有第二安装槽，所述第一安装槽(h1)和第二安装槽组成所述内腔体，用于安装多个所述压块组件(300)。

4.根据权利要求3所述的引线密封座，其特征在于，所述第一安装槽(h1)的槽底同轴设置有贯穿孔(h2)，所述贯穿孔(h2)贯穿所述支座(200)，所述第一安装槽(h1)与贯穿孔(h2)的接触面设有支撑台面，所述支撑台面用于支撑所述压块组件(300)；

所述第二安装槽贯穿所述压冒(100)，且所述第二安装槽中部槽壁上设有凸台，用于支撑所述压块组件(300)。

5.根据权利要求1-4任一所述的引线密封座，其特征在于，所述第一安装槽(h1)的内壁沿轴向设置有滑槽(24)，所述压块组件(300)的周向对应所述滑槽(24)设置有第一凸起滑块(323)；

所述压块组件(300)通过所述第一凸起滑块(323)滑动接触滑槽(24)。

6.根据权利要求2所述的引线密封座，其特征在于，所述支座(200)的安装侧(23)和固定侧(22)中间部分的支座本体(21)外壁设为棱柱状结构。

7.根据权利要求2所述的引线密封座，其特征在于，所述压冒(100)的外壁设为棱柱状结构。

8.根据权利要求4所述的引线密封座，其特征在于，多个所述压块组件(300)安装在第一安装槽(h1)内，且相邻的所述压块组件(300)之间设有填充物(500)。

9.根据权利要求8所述的引线密封座，其特征在于，所述压块组件(300)为拼接式结构，包括上压块(32)和下压块(31)；

所述上压块(32)包括第一上压块本体(321)和多个卡块(322)，所述多个卡块(322)沿所述第一上压块本体(321)一端面的周向均匀分布，所述第一上压块本体(321)的中心设有贯穿设置的通孔，所述卡块(322)的内侧面设有第一弧形槽(324)；

所述下压块(31)包括第一下压块本体(311)和凸块(312)，第一下压块本体(311)一端面的中心对应所述通孔设有所述凸块(312)，所述第一下压块本体(311)的周向对应所述卡块(322)设有均匀分布的卡槽(313)。

10.根据权利要求9所述的引线密封座，其特征在于，所述上压块(32)的第一弧形槽(324)配合下压块(31)的卡槽(313)形成贯穿所压块组件(300)的线槽，用于安装所述测试线(400)。