CN114371013A - 一种航空发动机空气测试管路 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种航空发动机空气测试管路，包括：设有两个接口的接头；与接头一端接口连通的传感器接头，与接头另一端接口连通的测试部位接头，构成封闭环境的空气测试管路；所述接头上设有高空低温和地面低温防冰、排水的结构。由于接头上设有高空低温和地面低温防冰、排水的结构，随飞机进行高空低温环境飞行和地面低温存放时，管路内一旦有冷凝形成的水滴，能及时有效的排除水滴，避免造成参数测量失效或不准确的情况，保证了系统建立高度‑速度特性的准确性，使得发动机正常工作。

Description

一种航空发动机空气测试管路
技术领域
本发明涉及一种航空发动机空气测试管路，属于接头及管路结构技术领域。
背景技术
航空发动机是飞机结冰部件中最敏感的部分之一。发动机高速运转时，进气道空气处于抽吸状态，气流加速，静温下降，使得航空发动机进气系统更容易受到天气变化的影响，更易结冰。同时，航空发动机工作后在低温环境中存放时，管路中的空气湿度较高时在低温环境下容易凝结成水滴，如不及时将水滴排出及容易形成积液引起管路覆冰。
航空发动机大多数情况下工作时外部管路中介质温度都是在正温范围，但测控系统气路压力测量管路中大多数测量环境都是封闭环境，且一般测压管路直径较小，随飞机进行高空低温环境飞行和地面低温存放时管路内一旦有冷凝形成的水滴且无法有效排除时容易造成参数测量失效或不准确，引起系统报故、建立高度-速度特性不准确，影响发动机正常工作。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明提供了一种航空发动机空气测试管路。
本发明通过以下技术方案得以实现。
本发明提供的一种航空发动机空气测试管路，包括：设有两个接口的接头；
与接头一端接口连通的传感器接头，与接头另一端接口连通的测试部位接头，构成封闭环境的空气测试管路；
所述接头上设有高空低温和地面低温防冰、排水的结构。
所述接头，包括：
进气管；
与进气管密闭固定连通的出气管；
与出气管和进气管密闭固定连通的积水管，积水管位于出气管反方向的下方，积水管底部为封闭式底面，构成密封槽，密封槽底面上设有处于最低位置的通气孔口A；
与进气管正对方向上的出气管内壁设有通气孔口B，通气孔口B和通气孔口A构成高空低温和地面低温防冰、排水的结构；出气管与传感器接头经管道密闭固定连通，进气管与测试部位接头经管道密闭固定连通，接头处于管路的最低位置；
气体从测试部位接头进入后，气体从通气孔口B和通气孔口A排出，由于通气孔口A处于最低位置，一旦航空发动机空气测试管路出现冷凝形成水滴时，水滴能从通气孔口A排出。
所述通气孔口B的直径比通气孔口A的直径小，因为通气孔口B是处于与进气管正对位置，从进气管流来的气流会在惯性的作用下小部分先从通气孔口B排出，大部分碰撞到通气孔口B周边出气管的内壁，而后向通气孔口A和传感器接头溅射流动，往通气孔口A溅射的气流能推动冷凝水滴从通气孔口A快速排出；当通气孔口A的直径比通气孔口B的直径大，大多会从通气孔口B排出，向通气孔口A溅射的气流量降低，从进气管直接流向通气孔口A的气流与溅射过来的气流会引起旋流，水滴分子形成在密封槽内的悬浮，影响水滴的排出，并利用正温压力空气防止出现冷凝水急冻结冰堵塞通气孔口A、通气孔口B的情况。
所述通气孔口B处的出气管外壁上固定有防护罩A，从通气孔口B排出的气体被防护罩A阻挡，沿着出气管和防护罩A之间的空间流动，防护罩A防止高压、高温气流排出时对周围元器件产生直接的影响。
所述通气孔口A处的积水管外底部固定有防护罩B，从通气孔口A排出的流体被防护罩B阻挡，沿着积水管外壁和防护罩B直接的空间流动，防护罩B防止高压、高温气流排出时对周围元器件产生直接的影响。
所述防护罩B经多个连接柱与积水管外底部固定连接。
所述防护罩B朝向通气孔口A面为有坡度的圆锥面，便于流体介质的排出。
所述出气管和进气管构成90°直角形状的接头。
本发明的有益效果在于：由于接头上设有高空低温和地面低温防冰、排水的结构，随飞机进行高空低温环境飞行和地面低温存放时，管路内一旦有冷凝形成的水滴，能及时有效的排除水滴，避免造成参数测量失效或不准确的情况，保证了系统建立高度-速度特性的准确性，使得发动机正常工作。
附图说明
图1是本发明的结构示意图；
图2是本发明接头的主视剖面示意图；
图3是本发明接头的结构示意图；
图中：1-接头；2-测试部位接头；3-传感器接头；11-进气管；12-出气管；121-通气孔口B；122-防护罩A；13-积水管；131-密封槽；132-通气孔口A；133-防护罩B；134-连接柱。
具体实施方式
下面进一步描述本发明的技术方案，但要求保护的范围并不局限于所述。
参见图1至图3所示。
本发明的一种航空发动机空气测试管路，包括：安装在管路上起到防止结冰的接头1，接头1上设有两个接口；
经直径为φ4mm-φ6mm管道与接头1一端接口连通的传感器接头3，经φ4mm-φ6mm管道与接头1另一端接口连通的测试部位接头2，构成封闭环境的空气测试管路；
所述接头1上设有高空低温和地面低温防冰、排水的结构。
由于接头1上设有高空低温和地面低温防冰、排水的结构，随飞机进行高空低温环境飞行和地面低温存放时，管路内一旦有冷凝形成的水滴，能及时有效的排除水滴，避免造成参数测量失效或不准确的情况，保证了系统建立高度-速度特性的准确性，使得发动机正常工作。
所述接头1，包括：
与测试部位接头2经管道连通的进气管11；
与进气管11一体成型或熔接密闭固定连通的出气管12，出气管12和进气管11构成90°直角形状的接头；
与出气管12和进气管11一体成型或熔接密闭固定连通的积水管13，积水管13位于出气管12反方向的下方，积水管13底部为封闭式底面，构成密封槽131，密封槽131底面上设有处于最低位置的通气孔口A132；
与进气管11正对方向上的出气管12内壁设有通气孔口B121，通气孔口B121和通气孔口A132构成高空低温和地面低温防冰、排水的结构，通气孔口B121和通气孔口A132的开设直径不能影响主气流压力在传感器接头3上的反馈；出气管12与传感器接头3经管道密闭固定连通，进气管11与测试部位接头2经管道密闭固定连通，接头1处于管路的最低位置。
气体从测试部位接头2进入后，气体从通气孔口B121和通气孔口A132排出，由于通气孔口A132处于最低位置，一旦航空发动机空气测试管路出现冷凝形成水滴时，水滴能从通气孔口A132排出，并利用正温压力空气防止出现冷凝水急冻结冰堵塞通气孔口A132、通气孔口B121的情况。
所述通气孔口B121的直径比通气孔口A132的直径小，因为通气孔口B121是处于与进气管11正对位置，从进气管11流来的气流会在惯性的作用下小部分先从通气孔口B121排出，大部分碰撞到通气孔口B121周边出气管12的内壁，而后向通气孔口A132和传感器接头3溅射流动，往通气孔口A132溅射的气流能推动冷凝水滴从通气孔口A132快速排出；当通气孔口A132的直径比通气孔口B121的直径大，大多会从通气孔口B121排出，向通气孔口A132溅射的气流量降低，从进气管11直接流向通气孔口A132的气流与溅射过来的气流会引起旋流，水滴分子形成在密封槽131内的悬浮，影响水滴的排出。
所述通气孔口B121处的出气管12外壁上焊接或胶接固定有防护罩A122，防护罩A122防止高压、高温气流排出时对周围元器件产生直接的影响。
所述通气孔口A132处的积水管13外底部经多个连接柱134焊接或螺纹旋合固定有防护罩B133，防护罩B133朝向通气孔口A132面为有坡度的圆锥面，便于流体介质的排出，防护罩B133防止高压、高温气流排出时对周围元器件产生直接的影响。

Claims (8)

1.一种航空发动机空气测试管路，其特征在于，包括：设有两个接口的接头(1)；
与接头(1)一端接口连通的传感器接头(3)，与接头(1)另一端接口连通的测试部位接头(2)，构成封闭环境的空气测试管路；
所述接头(1)上设有高空低温和地面低温防冰、排水的结构。
2.如权利要求1所述的航空发动机空气测试管路，其特征在于：所述接头(1)，包括：
进气管(11)；
与进气管(11)密闭固定连通的出气管(12)；
与出气管(12)和进气管(11)密闭固定连通的积水管(13)，积水管(13)位于出气管(12)反方向的下方，积水管(13)底部为封闭式底面，构成密封槽(131)，密封槽(131)底面上设有处于最低位置的通气孔口A(132)；
与进气管(11)正对方向上的出气管(12)内壁设有通气孔口B(121)，通气孔口B(121)和通气孔口A(132)构成高空低温和地面低温防冰、排水的结构；出气管(12)与传感器接头(3)经管道密闭固定连通，进气管(11)与测试部位接头(2)经管道密闭固定连通，接头(1)处于管路的最低位置。
3.如权利要求2所述的航空发动机空气测试管路，其特征在于：所述通气孔口B(121)的直径比通气孔口A(132)的直径小。
4.如权利要求2所述的航空发动机空气测试管路，其特征在于：所述通气孔口B(121)处的出气管(12)外壁上固定有防护罩A(122)，从通气孔口B(121)排出的气体被防护罩A(122)阻挡，沿着出气管(12)和防护罩A(122)之间的空间流动。
5.如权利要求2所述的航空发动机空气测试管路，其特征在于：所述通气孔口A(132)处的积水管(13)外底部固定有防护罩B(133)，从通气孔口A(132)排出的流体被防护罩B(133)阻挡，沿着积水管(13)外壁和防护罩B(133)直接的空间流动。
6.如权利要求5所述的航空发动机空气测试管路，其特征在于：所述防护罩B(133)经多个连接柱(134)与积水管(13)外底部固定连接。
7.如权利要求5所述的航空发动机空气测试管路，其特征在于：所述防护罩B(133)朝向通气孔口A(132)面为有坡度的圆锥面。
8.如权利要求2或5所述的航空发动机空气测试管路，其特征在于：所述出气管(12)和进气管(11)构成90°直角形状的接头。
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