CN114112086A - 一种航空发动机轮盘测温装置 - Google Patents

Abstract

本申请涉及一种航空发动机轮盘测温装置，包括：连接条，其上具条形通孔，一端连接至轮盘的盘心部位；支撑条，其上具有条形通孔，一端与连接条的另一端滑动连接，另一端弯折卡在轮盘的边缘；中空螺栓，贯穿连接条及其支撑条上的条形通孔设置；连接螺母，螺接在中空螺栓上，拧紧时，与中空螺栓配合，将连接条、支撑条紧固；外侧连接筒，一端螺接在中空螺栓上；外侧中空压杆，一端伸入外侧连接筒的另一端；外侧接触式热电偶，连接在外侧中空压杆的另一端；外侧自适应弹簧，在外侧连接筒内设置，依靠弹性力将外侧接触式热电偶压紧在轮盘的外壁上；外侧接触式热电偶的引线通过外侧中空压杆、外侧自适应弹簧、外侧连接筒、中空螺栓的内侧空间引出。

Description

一种航空发动机轮盘测温装置

技术领域

本申请属于航空发动机轮盘测温设计技术领域，具体涉及一种航空发动机轮盘测温装置。

背景技术

对航空发动机轮盘进行强度及其疲劳试验时，为尽可能还原其工作状态，除了对轮盘施加离心载荷外，还需要施加温度场，在试验时，由于试验时轮盘处于高速旋转状态，无法通过接触式热电偶测量轮盘上的温度分布，仅能够以非接触测量方法对轮盘上的温度进行测量，但以非接触测量方法对轮盘上的温度进行测量会存在较大误差，在精度上不能够满足要求，为此，在对航空发动机轮盘进行强度及其疲劳试验前，轮盘处于静止状态时，进行温度场调试。

当前，在航空发动机轮盘处于静止状态进行温度场调试时，设计以接触式热电偶对轮盘上的温度分布进行测量，其中，接触式热电偶被设计以焊接或粘接的方式固定在轮盘上，该种技术方案存在以下缺陷：

1)以焊接的方式将接触式热电偶固定在轮盘上，易对轮盘造成损伤，且试验后，清除困难；

2)以粘接的方式将接触式热电偶固定在轮盘上，固化所需时间长，且高温条件下易发生脱粘，致使接触式热电偶脱落，不能实现对轮盘上温度分布的准确测量，试验后同样存在清除困难的问题。

鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

发明内容

本申请的目的是提供一种航空发动机轮盘测温装置，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

本申请的技术方案是：

一种航空发动机轮盘测温装置，包括：

连接条，其上具条形通孔，一端连接至轮盘的盘心部位；

支撑条，其上具有条形通孔，一端与连接条的另一端滑动连接，另一端弯折卡在轮盘的边缘；

中空螺栓，贯穿连接条及其支撑条上的条形通孔设置；

连接螺母，螺接在中空螺栓上，拧紧时，与中空螺栓配合，能够将连接条、支撑条紧固；

外侧连接筒，一端螺接在中空螺栓上；

外侧中空压杆，一端伸入外侧连接筒的另一端；

外侧接触式热电偶，连接在外侧中空压杆的另一端；

外侧自适应弹簧，在外侧连接筒内设置，一端抵靠在中空螺栓上，另一端抵靠在外侧中空压杆的另一端，依靠弹性力将外侧接触式热电偶压紧在轮盘的外壁上；外侧接触式热电偶的引线通过外侧中空压杆、外侧自适应弹簧、外侧连接筒、中空螺栓的内侧空间引出。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机轮盘测温装置中，连接条背向支撑条的一端通过螺栓连接至轮盘的盘心部位。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机轮盘测温装置中，外侧接触式热电偶粘接在外侧中空压杆背向外侧连接筒的一端。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机轮盘测温装置中，外侧中空压杆以多晶莫来石材料制造。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机轮盘测温装置中，外侧连接筒、外侧中空压杆间通过止口进行限位，以防止外侧中空压杆从外侧连接筒中脱落。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机轮盘测温装置中，中空螺栓、连接螺母、外侧连接筒、外侧中空压杆、外侧接触式热电偶及其连接条、支撑条上的条形通孔有多组。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机轮盘测温装置中，还包括：

两个中空螺杆；

中间筒，其上具有引线孔，每端对应螺接在一个中空螺杆的一端；

两个内侧连接筒，每个内侧连接筒的一端对应螺接在一个中空螺杆的另一端；

两个内侧中空压杆，每个内侧中空压杆一端对应伸入一个内侧连接筒的另一端；

两个内侧接触式热电偶，每个内侧接触式热电偶对应连接在一个内侧中空压杆的另一端；

内侧自适应弹簧，每个内侧自适应弹簧对应在一个在内侧连接筒内设置，一端抵靠在对应中空螺杆背向中间筒的一端，另一端抵靠在对应内侧中空压杆的另一端，依靠弹性力将对应内侧接触式热电偶压紧在轮盘的盘心内；

每个内侧接触式热电偶的引线通过对应内侧中空压杆、内侧自适应弹簧、内侧连接筒、中空螺杆的内侧空间以及中间筒的内侧空间及其引线孔引出。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机轮盘测温装置中，每个内侧接触式热电偶粘接在对应内侧中空压杆背向对应内侧连接筒的一端。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机轮盘测温装置中，两个内侧中空压杆以多晶莫来石材料制造。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机轮盘测温装置中，每个内侧中空压杆与其对应的内侧连接筒间通过止口进行限位，以防止内侧中空压杆从对应的内侧连接筒中脱落。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机轮盘测温装置中，中间筒分为多段，各段之间可通过中间中空连杆进行连接，且其上的引线孔可以有多个。

附图说明

图1是本申请实施例提供的航空发动机轮盘测温装置的示意图；

图2是本申请实施例提供的航空发动机轮盘测温装置一部分结构的示意图；

图3是本申请实施例提供的航空发动机轮盘测温装置另一部分结构的示意图；

图4是本申请实施例提供的航空发动机轮盘测温装置由一部分结构的示意图；

其中：

1-连接条；2-轮盘；3-支撑条；4-中空螺栓；5-连接螺母；6-外侧连接筒；7-外侧中空压杆；8-外侧接触式热电偶；9-外侧自适应弹簧；10-中空螺杆；11-中间筒；12-内侧连接筒；13-内侧中空压杆；14-内侧接触时热电偶；15-内侧自适应弹簧。

为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸；此外，附图用于示例性说明，其中描述位置关系的用语仅限于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。

具体实施方式

为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。

此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。

此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，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；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内侧的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。

下面结合附图1至图4对本申请做进一步详细说明。

一种航空发动机轮盘测温装置，包括：

连接条1，其上具条形通孔，一端连接至轮盘2的盘心部位；

支撑条3，其上具有条形通孔，一端与连接条1的另一端滑动连接，另一端弯折卡在轮盘2的边缘；

中空螺栓4，贯穿连接条1及其支撑条3上的条形通孔设置；

连接螺母5，螺接在中空螺栓4上，拧紧时，与中空螺栓4配合，能够将连接条1、支撑条3紧固；

外侧连接筒6，一端螺接在中空螺栓4上；

外侧中空压杆7，一端伸入外侧连接筒6的另一端；

外侧接触式热电偶8，连接在外侧中空压杆7的另一端；

外侧自适应弹簧9，在外侧连接筒6内设置，一端抵靠在中空螺栓4上，另一端抵靠在外侧中空压杆7的另一端，依靠弹性力将外侧接触式热电偶8压紧在轮盘2的外壁上；外侧接触式热电偶8的引线通过外侧中空压杆7、外侧自适应弹簧9、外侧连接筒6、中空螺栓4的内侧空间引出。

对于上述实施例公开的航空发动机轮盘测温装置，领域内技术人员可以理解的是，其利用连接条1、支撑条3连接在轮盘2上形成支撑结构，通过中空螺栓4、连接螺母5、外侧连接筒6、外侧中空压杆7、外侧自适应弹簧9的配合，将外侧接触式热电偶8压紧在轮盘2的外壁上，对轮盘2外壁的温度进行测量。

对于上述实施例公开的航空发动机轮盘测温装置，领域内技术人员还可以理解的是，其设计连接条1、支撑条3间可相对滑动，以此，可根据轮盘2的尺寸对其有效长度进行适应性调节，具有较好的通用性。

对于上述实施例公开的航空发动机轮盘测温装置，领域内技术人员还可以理解的是，可在连接条1、支撑条3间有效长度调节到位，且连接在轮盘2上后，将连接螺母5拧紧时，与中空螺栓4配合，使将连接条1、支撑条3间紧固，可靠的连接在轮盘2上，形成稳固的支撑结构，同时，通过与外侧连接筒6、外侧中空压杆7、外侧自适应弹簧9的配合，将外侧接触式热电偶8压紧在轮盘2的外壁上，能够保证外侧接触式热电偶8与轮盘2的外壁可靠接触，且不会对轮盘2造成损伤，以及便于在试验后进行拆除，此外，可通过外侧中空压杆7、外侧自适应弹簧9、外侧连接筒6、中空螺栓4的内侧空间引出，不再需要设计额外的引线结构。

对于上述实施例公开的航空发动机轮盘测温装置，领域内技术人员还可以理解的是，其设计中空螺栓4与外侧连接筒6间螺纹配合连接，可通过相对转动实现对外侧自适应弹簧9的压缩程度进行调节，以此能够调节外侧接触式热电偶8在轮盘2外壁上的压紧程度。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机轮盘测温装置中，连接条1背向支撑条3的一端通过螺栓连接至轮盘2的盘心部位，可利用轮盘2的盘心部位存在的螺栓孔。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机轮盘测温装置中，外侧接触式热电偶8粘接在外侧中空压杆7背向外侧连接筒6的一端。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机轮盘测温装置中，外侧中空压杆7以多晶莫来石材料制造，以具有较好的隔热性、绝缘性。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机轮盘测温装置中，外侧连接筒6、外侧中空压杆7间通过止口进行限位，以防止外侧中空压杆7从外侧连接筒6中脱落。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机轮盘测温装置中，中空螺栓4、连接螺母5、外侧连接筒6、外侧中空压杆7、外侧接触式热电偶8及其连接条1、支撑条3上的条形通孔有多组，具体数量及其分布位置可由相关技术人员在应用本申请时根据具体实际进行设计，在此不作进一步的限定。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机轮盘测温装置中，还包括：

两个中空螺杆10；

中间筒11，其上具有引线孔，每端对应螺接在一个中空螺杆10的一端；

两个内侧连接筒12，每个内侧连接筒12的一端对应螺接在一个中空螺杆10的另一端；

两个内侧中空压杆13，每个内侧中空压杆13一端对应伸入一个内侧连接筒13的另一端；

两个内侧接触式热电偶14，每个内侧接触式热电偶14对应连接在一个内侧中空压杆13的另一端；

内侧自适应弹簧15，每个内侧自适应弹簧15对应在一个在内侧连接筒12内设置，一端抵靠在对应中空螺杆10背向中间筒11的一端，另一端抵靠在对应内侧中空压杆13的另一端，依靠弹性力将对应内侧接触式热电偶8压紧在轮盘2的盘心内；

每个内侧接触式热电偶14的引线通过对应内侧中空压杆13、内侧自适应弹簧15、内侧连接筒12、中空螺杆10的内侧空间以及中间筒11的内侧空间及其引线孔引出。

对于上述实施例公开的航空发动机轮盘测温装置，领域内技术人员还可以理解的是，其依靠中空螺杆10、中间筒11、内侧连接筒12、内侧中空压杆13、内侧自适应弹簧15间的配合将两个内侧接触式热电偶14压紧在轮盘2的盘心内，所依据的原理及其所能够达到的技术效果，可参考中空螺栓4、连接螺母5、外侧连接筒6、外侧中空压杆7、外侧自适应弹簧9配合，将外侧接触式热电偶8压紧在轮盘2的外壁上进行理解，在此不做更进一步的详细说明。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机轮盘测温装置中，每个内侧接触式热电偶14粘接在对应内侧中空压杆13背向对应内侧连接筒12的一端。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机轮盘测温装置中，两个内侧中空压杆13以多晶莫来石材料制造，以具有较好的隔热性、绝缘性。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机轮盘测温装置中，每个内侧中空压杆13与其对应的内侧连接筒12间通过止口进行限位，以防止内侧中空压杆13从对应的内侧连接筒12中脱落。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机轮盘测温装置中，中间筒11分为多段，各段之间可通过中间中空连杆进行连接，且其上的引线孔可以有多个。

说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种航空发动机轮盘测温装置，其特征在于，包括：

连接条(1)，其上具条形通孔，一端连接至轮盘(2)的盘心部位；

支撑条(3)，其上具有条形通孔，一端与所述连接条(1)的另一端滑动连接，另一端弯折卡在所述轮盘(2)的边缘；

中空螺栓(4)，贯穿所述连接条(1)及其支撑条(3)上的条形通孔设置；

连接螺母(5)，螺接在所述中空螺栓(4)上，拧紧时，与所述中空螺栓(4)配合，能够将所述连接条(1)、所述支撑条(3)紧固；

外侧连接筒(6)，一端螺接在所述中空螺栓(4)上；

外侧中空压杆(7)，一端伸入所述外侧连接筒(6)的另一端；

外侧接触式热电偶(8)，连接在所述外侧中空压杆(7)的另一端；

外侧自适应弹簧(9)，在所述外侧连接筒(6)内设置，一端抵靠在所述中空螺栓(4)上，另一端抵靠在所述外侧中空压杆(7)的另一端，依靠弹性力将所述外侧接触式热电偶(8)压紧在所述轮盘(2)的外壁上；所述外侧接触式热电偶(8)的引线通过所述外侧中空压杆(7)、所述外侧自适应弹簧(9)、所述外侧连接筒(6)、所述中空螺栓(4)的内侧空间引出。

2.根据权利要求1所述的航空发动机轮盘测温装置，其特征在于，

所述连接条(1)背向所述支撑条(3)的一端通过螺栓连接至所述轮盘(2)的盘心部位。

3.根据权利要求1所述的航空发动机轮盘测温装置，其特征在于，

所述外侧接触式热电偶(8)粘接在所述外侧中空压杆(7)背向所述外侧连接筒(6)的一端。

4.根据权利要求1所述的航空发动机轮盘测温装置，其特征在于，

所述外侧中空压杆(7)以多晶莫来石材料制造。

5.根据权利要求1所述的航空发动机轮盘测温装置，其特征在于，

所述外侧连接筒(6)、所述外侧中空压杆(7)间通过止口进行限位，以防止所述外侧中空压杆(7)从所述外侧连接筒(6)中脱落。

6.根据权利要求1所述的航空发动机轮盘测温装置，其特征在于，

所述中空螺栓(4)、所述连接螺母(5)、所述外侧连接筒(6)、所述外侧中空压杆(7)、所述外侧接触式热电偶(8)及其所述连接条(1)、支撑条(3)上的条形通孔有多组。

7.根据权利要求1所述的航空发动机轮盘测温装置，其特征在于，

还包括：

两个中空螺杆(10)；

中间筒(11)，其上具有引线孔，每端对应螺接在一个所述中空螺杆(10)的一端；

两个内侧连接筒(12)，每个所述内侧连接筒(12)的一端对应螺接在一个所述中空螺杆(10)的另一端；

两个内侧中空压杆(13)，每个所述内侧中空压杆(13)一端对应伸入一个所述内侧连接筒(13)的另一端；

两个内侧接触式热电偶(14)，每个内侧接触式热电偶(14)对应连接在一个所述内侧中空压杆(13)的另一端；

内侧自适应弹簧(15)，每个所述内侧自适应弹簧(15)对应在一个在所述内侧连接筒(12)内设置，一端抵靠在对应中空螺杆(10)背向所述中间筒(11)的一端，另一端抵靠在对应内侧中空压杆(13)的另一端，依靠弹性力将对应内侧接触式热电偶(8)压紧在所述轮盘(2)的盘心内；

每个所述内侧接触式热电偶(14)的引线通过对应内侧中空压杆(13)、内侧自适应弹簧(15)、内侧连接筒(12)、中空螺杆(10)的内侧空间以及中间筒(11)的内侧空间及其引线孔引出。

8.根据权利要求7所述的航空发动机轮盘测温装置，其特征在于，

每个内侧接触式热电偶(14)粘接在对应内侧中空压杆(13)背向对应内侧连接筒(12)的一端。

9.根据权利要求7所述的航空发动机轮盘测温装置，其特征在于，

两个内侧中空压杆(13)以多晶莫来石材料制造。

10.根据权利要求7所述的航空发动机轮盘测温装置，其特征在于，

每个内侧中空压杆(13)与其对应的内侧连接筒(12)间通过止口进行限位，以防止内侧中空压杆(13)从对应的内侧连接筒(12)中脱落。

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