CN114088231A - 一种航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置 - Google Patents
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Abstract
本申请涉及航空发动机温度测试领域，为一种航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，通过在低压涡轮部件上设置热电偶来对低压涡轮转子部件上的温度进行直接测量，热电偶上的冷端与引电器上的引电航插转动配合，以实现从转子件到静子件信号的传递，引电器通过温度数据引出信号线与试车台数采系统相连，试车台数采系统接收数据信号并进行数据的处理；同时在引电航插上设置铂电阻与引电器相连，用于对热电偶的冷端进行温度补偿，引电器通过补偿数据引出信号线将补偿数据传输至试车台数采系统内，试车台数采系统对补偿数据进行处理，保证了低压涡轮转子部件上温度采集的精度。
Description
技术领域
本申请属于航空发动机温度测试领域，特别涉及一种航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置。
背景技术
目前航空发动机整机试车状态下低压涡轮转子部件的温度实时测量是十分困难的，传统发动机转子部件温度测试手段有示温漆测试和晶体测温，这两种方法均只能获取发动机试车过程的最大温度值，而不能监测低压涡轮转子部件壁温、腔温的实时数据。随着发动机研制的深入，对发动机转子部件的温度测试提出了更高的要求，传统的测试手段已经不能满足发动机研制实际需求。因此需要设计一种高温、高速气流的复杂油气工况下低压涡轮转子部件的温度测试方法。
发明内容
本申请的目的是提供了一种航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，以解决现有技术中发动机试车过程中不能获得低压涡轮转子部件壁温、腔温实时数据的问题。
本申请的技术方案是：一种航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，包括热电偶、铂电阻、引电器、温度数据引出信号线、补偿数据引出信号线、试车台数采系统；所述热电偶设于低压涡轮转子部件上，并且热电偶的测试端固定在待测试低压涡轮转子部件的表面，另一端与引电器的引电航插连接，所述引电器的引电航插与热电偶同步转动，所述铂电阻设于引电器的引电航插上并用于进行冷端温度的补偿；所述温度数据引出信号线从引电器上引出，而后连接至试车台数采系统上，所述补偿数据引出信号线从引电器上引出，而后连接至试车台数采系统上。
优选地，所述引电航插包括外壁和隔板，所述外壁连接于隔板的端部，所述隔板上开设有安装槽，所述铂电阻设于安装槽内，所述铂电阻的外侧安装有卡圈，所述卡圈上涂覆硅橡胶。
优选地，所述引电航插包括外壁和隔板，所述外壁连接于隔板的端部，所述隔板上开设有安装槽，所述铂电阻设于安装槽，所述铂电阻的外侧安装有卡圈，所述卡圈上涂覆硅橡胶。
优选地，所述热电偶的测试端采用储能点焊压片的固定方式安装在低压涡轮转子部件的表面。
优选地，所述热电偶共有多组并分别设于低压涡轮转子的不同位置，多组热电偶均与引电器的引电航插相连。
优选地，所述引电器安装在低压涡轮转子末端的静子件上，所述引电器的外侧设置有水冷机匣，所述水冷机匣内开设有冷气通道，所述水冷机匣上开设有与冷水通道连通的冷却水进水管和冷却水出水管；所述水冷机匣上还设有与水冷机匣的内外两侧连通的测试引线出线管，所述温度数据引出信号线和补偿数据引出信号线从测试引线出线管内引出。
优选地，所述水冷机匣包括外层机匣和内层机匣，所述外层机匣与内层机匣均呈圆柱结构并且两者之间形成圆环形的冷水通道，所述外层机匣与内层机匣的端部相互固定。
优选地，所述内层机匣与低压涡轮转子之间形成封闭的空腔，所述引电器设于空腔内并且引电器与内层机匣不接触。
优选地，所述引电器与试车台数据采集系统之间设有台架航插，所述温度数据引出信号线由引电器引出后与台架航插，所述台架航插上引出信号线至试车台数采系统上。
优选地，以铂电阻测得的温度值作为补偿零点，热电偶采集的温度数据使用换算热电势的具体修正方法为，
fE(T)＝fE(T0)+fE((TPT1+TPT2)/2)
，其中，T0为安装在转子部件上的K型热电偶测量值，T为修正后的实际温度，TPT1、TPT2为安装在引电航插上的铂电阻温度测量值。
本申请的一种航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，通过在低压涡轮部件上设置热电偶来对低压涡轮转子部件上的温度进行直接测量，热电偶上的冷端与引电器上的引电航插转动配合，以实现从转子件到静子件信号的传递，引电器通过温度数据引出信号线与试车台数采系统相连，试车台数采系统接收数据信号并进行数据的处理；同时在引电航插上设置铂电阻与引电器相连，用于对热电偶的冷端进行温度补偿，引电器通过补偿数据引出信号线将补偿数据传输至试车台数采系统内，试车台数采系统对补偿数据进行处理，保证了低压涡轮转子部件上温度采集的精度。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请整体结构示意图；
图2为本申请引电航插剖视结构示意图；
图3为本申请引电器外设置冷水机匣的结构示意图。
1、低压涡轮转子；2、热电偶；3、铂电阻；4、引电器；5、温度数据引出信号线；6、试车台数采系统；7、水冷机匣；8、外壁；9、隔板；10、卡圈；11、补偿数据引出信号线；12、冷却水进水管；13、冷却水出水管；14、测试引线出线管；15、测试端；16、引电航插；17、引出端子。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
一种航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，如图1所示，包括热电偶2、铂电阻3、引电器4、温度数据引出信号线5、补偿数据引出信号线11和试车台数采系统6。
热电偶2优选为温度传感器K型包覆热电偶2，铂电阻3优选为Pt100铂电阻3，铂电阻3的电阻值能够跟随温度的变化而变化。热电偶2包括测试端15和冷端，热电偶2的两根测试端15设于低压涡轮转子1部件上，并且热电偶2测试端15固定在待测试低压涡轮转子1部件的表面，冷端与引电器4的引电航插16连接，引电器4的引电航插16与热电偶2同步转动，铂电阻3设于引电器4的引电航插16上并用于进行冷端温度的补偿；
温度数据引出信号线5从引电器4上引出，而后连接至试车台数采系统6上，补偿数据引出信号线11从引电器4上引出，而后连接至试车台数采系统6上。
通过将热电偶2设于低压涡轮转子1上，热电偶2跟随低压涡轮转子1同步转动，而后通过引电器4将热电偶2采集的信号引出，引电器4安装在静子件上，并通过其上能够旋转的引电航插16与热电偶2相连，实现了从转子部件到静子部件之间的连接转换，引电器4再将热电偶2采集的信号通过引出端子17引出，而后温度数据引出信号线5传输到试车台数采系统6内，试车台数采系统6进行数据的处理。
由于热电偶2的冷端工作温度不为零度，而是常温下工作，这样需要设计铂电阻3对热电偶2的冷端进行温度补偿，以保证测量的精度，铂电阻3测得的温度值通过引出端子17引出，而后补偿数据引出信号线11传输至试车台数采系统6内，经过温度补偿后，热电偶2能够测试较为准确的低压涡轮转子1的温度值。
试车台数采系统6上设有三线制铂电阻通道和K型热电偶数采通道，三线制铂电阻通道用于接收铂电阻3的传输信号，K型热电偶数采通道用于接收热电偶2的传输信号。
如图1、图2所示，优选地，引电航插16包括外壁8和隔板9，外壁8连接于隔板9的端部，隔板9上开设有安装槽，铂电阻3设于安装槽内，铂电阻3的外侧安装有卡圈10，卡圈10上涂覆硅橡胶。
通过在铂电阻3上开设安装槽并用卡圈10和涂覆性硅胶固定，能够将铂电阻3牢牢地固定在引电航插16上，避免铂电阻3引线在高速旋转下损坏从而影响测试数据的精度。
优选地，铂电阻3共有两组并分别安装于引电航插16的不同位置，能够防止铂电阻3损坏从而影响测试数据的精度，在进行冷端温度补偿时，取两个铂电阻3的平均值为实际补偿值，能够有效保证补偿的精度，并且需要说明的是，将铂电阻3设置为三组或以上以进一步提高精度，均在本申请的保护范围内。
优选地，热电偶2的测试端15采用储能点焊压片的固定方式安装在低压涡轮转子1部件的表面，能够保证热电偶2固定的强度，防止热电偶2在旋转过程中松脱，同时保证安装完成的热电偶2具有良好的绝缘和耐油性能。
优选地，热电偶2共有多组并分别设于低压涡轮转子1的不同位置，多组热电偶2均与引电器4的引电航插16相连。由于低压涡轮转子1不同位置的温度不同，设置多组热电偶2能够分别设在低压涡轮转子1的不同位置从而能够对不同低压涡轮转子1不同位置的温度进行准确测量。
如图1、图3所示，优选地，引电器4安装在低压涡轮转子1末端的发动机涡轮后机匣上，引电器4的外侧设置有水冷机匣7，水冷机匣7内开设有冷气通道，水冷机匣7上开设有与冷水通道连通的冷却水进水管12和冷却水出水管13；水冷机匣7上还设有与水冷机匣7的内外两侧连通的测试引线出线管14，温度数据引出信号线5和补偿数据引出信号线11从测试引线出线管14内引出，冷却水按照图3中箭头所示方向进行流动。
通过采用后置引电器4布局，保证了引电器4信号的稳定传输，同时由于低压涡轮转子1末端的工作温度大于引电器4的工作温度，如果不对引电器4进行降温，难以保证其能够传输准确的信号。
水冷机匣7与低压涡轮转子1，并通过冷却水进水管12和冷却水出水管13向水冷机匣7内循环通入冰水混合物，使得通入的冷却水温度保持在零度，从而能够对引电器4进行稳定降温，使得引电器4能够在合适的温度范围进行工作，通过设置测试引线出线管14能够将温度数据引出信号线5和补偿数据引出信号线11温度引出。
优选地，水冷机匣7包括外层机匣和内层机匣，外层机匣与内层机匣均呈圆柱结构并且两者之间形成圆环形的冷水通道，冷却水进水管12和冷却水出水管13分别位于水冷机匣7的靠近两端位置，使得水冷机匣7由足够大的冷却面积，外层机匣与内层机匣的端部相互固定，外层机匣采用隔热材料制成，防止低压涡轮轴处的高温空气进入到内层机匣处，内层机匣由导热材料制成，通过散发处冷气对水冷机匣7进行有效冷却。
优选地，内层机匣与低压涡轮转子1之间形成封闭的空腔，引电器4设于空腔内并且引电器4与内层机匣不接触，通过将引电器4封闭在空腔内，冷水通道内通入的冷水产生的对水冷机匣7产生的冷气不会外泄，从而保证了冷却的质量。
优选地，引电器4与试车台数据采集系统之间设有台架航插，温度数据引出信号线5由引电器4引出后与台架航插，台架航插上引出信号线至试车台数采系统6上。设置台架航插来接入引电器4伸出的温度数据采集信号线，来保证测试的温度信号能够稳定的传输。
优选地，以铂电阻3测得的温度值作为补偿零点，热电偶2采集的温度数据使用换算热电势的具体修正方法为，
fE(T)＝fE(T0)+fE((TPT1+TPT2)/2) (2)
，其中，T0为安装在转子部件上的K型热电偶2测量值，T为修正后的实际温度，TPT1、TPT2为安装在引电航插16上的铂电阻3温度测量值。热电势与温度关系见公式(1)、公式(2)，以Pt100铂电阻3的测量值作为补偿零点，在数采系统算法设置时对热电偶2的测量值进行误差修正。优化误差补偿算法，保证了录取数据的准确性。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (10)
1.一种航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，其特征在于：包括热电偶(2)、铂电阻(3)、引电器(4)、温度数据引出信号线(5)、补偿数据引出信号线(11)、试车台数采系统(6)；
所述热电偶(2)设于低压涡轮转子(1)部件上，并且热电偶(2)的测试端(15)固定在待测试低压涡轮转子(1)部件的表面，另一端与引电器(4)的引电航插(16)连接，所述引电器(4)的引电航插(16)与热电偶(2)同步转动，所述铂电阻(3)设于引电器(4)的引电航插(16)上并用于进行冷端温度的补偿；
所述温度数据引出信号线(5)从引电器(4)上引出，而后连接至试车台数采系统(6)上，所述补偿数据引出信号线(11)从引电器(4)上引出，而后连接至试车台数采系统(6)上。
2.如权利要求1所述的航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，其特征在于：所述引电航插(16)包括外壁(8)和隔板(9)，所述外壁(8)连接于隔板(9)的端部，所述隔板(9)上开设有安装槽，所述铂电阻(3)设于安装槽内，所述铂电阻(3)的外侧安装有卡圈(10)，所述卡圈(10)上涂覆硅橡胶。
3.如权利要求2所述的航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，其特征在于：所述铂电阻(3)共有两组并分别安装于引电航插(16)的不同位置。
4.如权利要求1所述的航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，其特征在于：所述热电偶(2)的测试端(15)采用储能点焊压片的固定方式安装在低压涡轮转子(1)部件的表面。
5.如权利要求4所述的航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，其特征在于：所述热电偶(2)共有多组并分别设于低压涡轮转子(1)的不同位置，多组热电偶(2)均与引电器(4)的引电航插(16)相连。
6.如权利要求1所述的航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，其特征在于：所述引电器(4)安装在低压涡轮转子(1)末端的静子件上，所述引电器(4)的外侧设置有水冷机匣(7)，所述水冷机匣(7)内开设有冷气通道，所述水冷机匣(7)上开设有与冷水通道连通的冷却水进水管(12)和冷却水出水管(13)；
所述水冷机匣(7)上还设有与水冷机匣(7)的内外两侧连通的测试引线出线管(14)，所述温度数据引出信号线(5)和补偿数据引出信号线(11)从测试引线出线管(14)内引出。
7.如权利要求6所述的航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，其特征在于：所述水冷机匣(7)包括外层机匣和内层机匣，所述外层机匣与内层机匣均呈圆柱结构并且两者之间形成圆环形的冷水通道，所述外层机匣与内层机匣的端部相互固定，所述内层机匣由导热材料制成。
8.如权利要求7所述的航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，其特征在于：所述内层机匣与低压涡轮转子(1)之间形成封闭的空腔，所述引电器(4)设于空腔内并且引电器(4)与内层机匣不接触。
9.如权利要求1所述的航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，其特征在于：所述引电器(4)与试车台数据采集系统之间设有台架航插，所述温度数据引出信号线(5)由引电器(4)引出后与台架航插，所述台架航插上引出信号线至试车台数采系统(6)上。
10.如权利要求1所述的航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，其特征在于：以铂电阻(3)测得的温度值作为补偿零点，热电偶(2)采集的温度数据使用换算热电势的具体修正方法为，
fE(T)＝fE(T0)+fE((TPT1+TPT2)/2)
，其中，T0为安装在转子部件上的K型热电偶(2)测量值，T为修正后的实际温度，TPT1、TPT2为安装在引电航插(16)上的铂电阻(3)温度测量值。
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2021
- 2021-11-05 CN CN202111308717.9A patent/CN114088231B/zh active Active
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