CN114894332A - 航空发动机尾喷管的测温装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航空发动机尾喷管的测温装置，包括：间隔设置的第一支架和第二支架；设置于第一支架和第二支架之间的间隔内，并与第一支架和第二支架固定连接的支承圈；具有热电偶安装座，并沿支承圈周向排布，经由第一条形孔与支承圈本体固定连接的上压紧杆组件或具有热电偶安装座，并沿支承圈周向排布，经由第一条形孔与支承圈本体固定连接的下压紧杆组件；其中，至少设置一个上压紧杆组件或至少一个下压紧杆组件，上压紧杆组件和下压紧杆组件上的热电偶安装座设置于靠近支承圈圆心一侧。本发明航空发动机尾喷管的测温装置适用范围广、无需在尾喷管上打孔，既不影响尾喷管的结构强度，也不易造成其外壁划伤，不增加尾喷管重量。

Description

航空发动机尾喷管的测温装置

技术领域

本发明属于测温装置技术领域，尤其涉及一种航空发动机尾喷管的测温装置。

背景技术

测量航空发动机热端部件的温度一直都是发动机试车的重点。为保证航空发动机工作在最佳的温度范围，需要实时测量发动机尾喷管处的温度，如果发动机工作温度过高，可能会造成发动机外壳体、尾喷管等部件烧蚀变形或裂纹，导致发动机损毁、报废，甚至引起火灾，对飞机机体造成损伤。

传统测温方式一般采用尾喷管自带的热电偶进行检测，但此种方式仅能检测一处区域的温度值，若需检测多处区域的温度，则需要在尾喷管相应位置钻孔以放置热电偶，并在尾喷管表面焊接热电偶固定装置。但是，这种方式存在诸多问题，例如，降低尾喷管结构强度，增加尾喷管重量，易造成尾喷管表面划伤，无法实现不同类型尾喷管的测温，此外，为保证测量准确性，热电偶会伸入尾喷管一定距离，但伸入尾喷管的热电偶会影响尾部气流的排出，会干扰发动机的推力测量准确性。

因此，如何开发一种测量精度高、保证尾喷管结构强度、不增加尾喷管重量且适用范围广的航空发动机尾喷管测温装置是解决上述问题的关键。

发明内容

针对相关技术中存在的不足之处，本发明提供了一种航空发动机尾喷管的测温装置，能兼容不同直径和不同倾斜度尾喷管的测温工作，无需在尾喷管钻孔安装热电偶即可实现温度准确测量，具有适用范围广、使用便捷、调整灵活等特点，能够解决现有测试方式存在降低尾喷管结构强度、增加尾喷管重量、易造成尾喷管表面划伤等技术问题。

本发明提供一种航空发动机尾喷管的测温装置，包括：

支架，包括间隔设置的第一支架和第二支架，

支承圈，具有第一条形孔，设置于第一支架和第二支架之间的间隔内，并与第一支架和第二支架固定连接，及

上压紧杆组件或下压紧杆组件，具有热电偶安装座，并沿支承圈周向排布，经由第一条形孔与支承圈本体固定连接；

其中，测温装置设置至少一个上压紧杆组件或至少一个下压紧杆组件，所述上压紧杆组件或下压紧杆组件上的热电偶安装座设置于靠近支承圈圆心一侧。

在其中一些实施例中，第一支架和第二支架包括：

底座，

侧板，垂直设置底座上方，并与底座固定连接，

第二条形孔，开设于侧板上，及

支承杆，设置上下两组，穿过第二条形孔后经螺栓固定支承圈。

在其中一些实施例中，上压紧杆组件包括：

把手组件，其上套设弹簧，

外壳，设置于把手组件下方，为顶部设有开口的腔体结构，

上安装座，固定于外壳底部，开设异形孔和螺栓安装通孔，

上连杆，上端穿过异形孔延伸至外壳腔体内部，及

热电偶安装座，用于安装热电偶，经销轴安装于上连杆下端；

其中，把手组件穿过外壳顶部开口延伸至所述上连杆内部的2/3位置处，通过螺栓依次穿过螺栓安装通孔和第一条形孔，实现上压紧杆组件与支承圈的连接。

在其中一些实施例中，在上安装座的异形孔左右两侧还设有凹槽，在异形孔和左右两侧凹槽的配合下实现上压紧杆组件的固定与位置调节。

在其中一些实施例中，下压紧杆组件包括：

热电偶安装座，用于安装热电偶，

下连杆，设置于热电偶安装座下方，其上端经销轴连接热电偶安装座，

外部套筒，上端敞口的腔体结构，内部安装弹簧，下连杆的下端穿过腔体结构连接弹簧，

滑动把手，设置于外部套筒侧壁上并连接下连杆的下部，及

下安装座，开设异形孔和螺栓安装通孔，外部套筒下端穿过异形孔与下安装座连接；

其中，通过螺栓依次穿过螺栓安装通孔和第一条形孔，实现下压紧杆组件与支承圈的连接。

在其中一些实施例中，外部套筒侧壁上设有J型滑道，滑动把手穿过J型滑道连接下连杆。

在其中一些实施例中，在下安装座的异形孔左右两侧还设有凹槽，在异形孔和左右两侧凹槽的配合下实现下压紧杆组件的位置调节。

在其中一些实施例中，上压紧杆组件和下压紧杆组件均沿支承圈周向排布，并支承圈的中心形成空隙部，用于接触尾喷管。

在其中一些实施例中，尾喷管类型包括但不限于直尾喷管、斜尾喷管。

与现有技术相比，本发明的优点和有益效果在于：

1、本发明提出的航空发动机尾喷管的测温装置，通过支架、支承杆、支承圈、上压紧杆组件、下压紧杆组件等部件的相互配合，使得该装置不仅能兼容不同直径的尾喷管，还可兼容不同倾斜度的尾喷管的测温工作，扩大了该测温装置的适用范围，此外，使用该装置测温时，无需在尾喷管上打孔，既不影响尾喷管的结构强度，也不易造成其外壁划伤，还不会增加其自身重量；

2、本发明提出的航空发动机尾喷管的测温装置，该装置使用方便，在使用时将上、下连杆伸出，热电偶安装座自动贴紧尾喷管测温位置，不用时将上、下连杆收起即可；

3、本发明提出的航空发动机尾喷管的测温装置，该装置可设置1-16个上、下压紧杆组件，能满足尾喷管测温需求，同时上、下压紧杆组件可灵活放置，采用下压紧杆组件可减少测温支架空间占用；

4、本发明提出的航空发动机尾喷管的测温装置，该装置的上、下连杆伸出时，会沿异形孔移动，收起时，上连杆卡在上安装座的凹槽内，滑动把手卡在J型滑道下端即可实现锁定功能，放置误触对发动机造成损害；

5、本发明提出的航空发动机尾喷管的测温装置，在试车时可在尾喷管自带热电偶附近设置上、下压紧杆组件，对该处温度进行测量，其余测点均布，数据处理时将该处温度与尾喷管自带热电偶所测得的温度差值加在其余测点所测得的温度值，即可获取尾喷管内部周圈的温度值。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明航空发动机尾喷管的测温装置一个实施例的整体结构示意图；

图2为本发明航空发动机尾喷管的测温装置中的上压紧杆组件剖视图；

图3为本发明航空发动机尾喷管的测温装置中的下压紧杆组件剖视图；

图4为本发明航空发动机尾喷管的测温装置中的上压紧杆组件压紧状态示意图；

图5为本发明航空发动机尾喷管的测温装置中的上压紧杆组件锁定状态示意图；

图6为本发明航空发动机尾喷管的测温装置中的下压紧杆组件压紧状态示意图；

图7为本发明航空发动机尾喷管的测温装置中的上压紧杆组件锁定状态示意图

图8为本发明航空发动机尾喷管的测温装置中的上安装座结构示意图；

图9为本发明航空发动机尾喷管的测温装置中的外部套筒结构示意图；

图10为本发明航空发动机尾喷管的测温装置测温工作状态示意图；

图11为本发明航空发动机尾喷管的测温装置不同安装状态的结构示意图；

图12为本发明航空发动机尾喷管的测温装置不同安装状态的结构示意图。

以上各图中：

1、第一支架；2、第二支架；3、支承圈；4、第一条形孔；5、上压紧杆组件；6、下压紧杆组件；7、底座；8、侧板；9、第二条形孔；10、支承杆；11、异形孔；12、凹槽；13、螺栓安装通孔；14、弹簧；15、热电偶安装座；16、尾喷管；17、销轴；

51、把手组件；52、外壳；53、上安装座；54、上连杆；

61、下连杆；62、外部套筒；63、滑动把手；64、下安装座；65、J型滑道。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而非全部的实施例。基于本发明的实施例，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。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“横向”、“纵向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的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，因此不能理解为对本发明的限制。

术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”、“第三”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

如附图1所示，在本发明航空发动机尾喷管的测温装置的一个示意性实施例中，该航空发动机尾喷管的测温装置包括：

支架，包括间隔设置的第一支架1和第二支架2，

支承圈3，具有第一条形孔4，设置于第一支架1和第二支架2之间的间隔内，并与第一支架1和第二支架2固定连接，及

上压紧杆组件5或下压紧杆组件6，具有热电偶安装座15，并沿支承圈3周向排布，经由第一条形孔4与支承圈3本体固定连接；

其中，测温装置设置至少一个上压紧杆组件5或至少一个下压紧杆组件6，上压紧杆组件5或下压紧杆组件6上的热电偶安装座15设置于靠近支承圈3圆心一侧。

在上述示意性实施例中，提出一种航空发动机尾喷管的测温装置，其中，支架、支承杆、支承圈等部件起到支撑作用，通过上压紧杆组件、下压紧杆组件的相互配合使得该装置不仅能兼容不同直径的尾喷管，还可兼容不同倾斜度的尾喷管的测温工作；此外，使用该装置测温时，无需在尾喷管上打孔，既不影响尾喷管的结构强度，也不易造成其外壁划伤，还不会增加其自身重量。上压紧杆组件和下压紧杆组件的安装个数也无明确限制，具体可根据实际测量需求进行设置，其不同状态下的安装示意图见图10。

在一些实施例中，第一支架1和第二支架2包括：

底座7，

侧板8，垂直设置底座7上方，并与底座7固定连接，

第二条形孔9，开设于侧板8上，及

支承杆10，设置上下两组，穿过第二条形孔9后经螺栓固定支承圈3。

在一些实施例中，上压紧杆组件5包括：

把手组件51，其上套设弹簧14，

外壳52，设置于把手组件51下方，为顶部设有开口的腔体结构，

上安装座53，固定于外壳52底部，开设异形孔11和螺栓安装通孔13，上连杆54，上端穿过异形孔11延伸至外壳52腔体内部，及

热电偶安装座15，用于安装热电偶，经销轴17安装于上连杆54下端；

其中，把手组件51穿过外壳52顶部开口延伸至上连杆54内部的2/3位置处，通过螺栓依次穿过螺栓安装通孔13和第一条形孔4，实现上压紧杆组件5与支承圈3的连接。

还需进一步说明的是，在上安装座53的异形孔11左右两侧还设有凹槽12，在异形孔11和左右两侧凹槽12的配合下实现上压紧杆组件5的固定与位置调节。

在上述实施例中，上压紧杆组件采用抽拉式设计，方便使用，同时，当上连杆伸出时，该组件会沿异形孔移动，上连杆收起时，上连杆卡能够在上安装座的凹槽内，放置误触对发动机造成损害，可见在异形孔和凹槽的相互配合之下既能实现该组件位置的灵活移动又能实现位置锁定功能，以保证装置及测量的稳定性；此外，把手组件与尾喷管距离较远，散热效果好。

在一些实施例中，下压紧杆组件6包括：

热电偶安装座15，用于安装热电偶，

下连杆61，设置于热电偶安装座15下方，其上端经销轴17连接热电偶安装座15，

外部套筒62，上端敞口的腔体结构，内部安装弹簧14，下连杆61的下端穿过腔体结构连接弹簧14，

滑动把手63，设置于外部套筒62侧壁上并连接下连杆61的下部，及

下安装座64，开设异形孔11和螺栓安装通孔13，外部套筒62下端穿过异形孔11与下安装座64连接；

其中，通过螺栓依次穿过螺栓安装通孔13和第一条形孔4，实现下压紧杆组件6与支承圈3的连接。

还需进一步说明的是，外部套筒62侧壁上设有J型滑道65，滑动把手63穿过J型滑道65连接下连杆61；在下安装座64的异形孔11左右两侧还设有凹槽12，在异形孔11和左右两侧凹槽12的配合下实现下压紧杆组件6的位置调节。

在上述实施例中，下压紧杆组件中的外部套筒与滑动把手组成拴式机构，既限制了热电偶安装座转动，也缩减了下压紧杆组件的整体长度，使其在狭小空间内依然能正常使用。此外，当下连杆伸出时，该组件会沿异形孔移动，下连杆收起时，下连杆卡能够在上安装座的凹槽内，放置误触对发动机造成损害，可见在异形孔和凹槽的相互配合之下既能实现该组件位置的灵活移动又能实现位置锁定功能，以保证装置及测量的稳定性。

在一些实施例中，上压紧杆组件5和下压紧杆组件6均沿支承圈3周向排布，并支承圈3的中心形成空隙部，用于接触尾喷管16，其中，尾喷管16类型包括但不限于直尾喷管、斜尾喷管，尾喷管16的直径大小以及倾斜角度均不受限制。

下面结合附图1-12对本发明航空发动机尾喷管的测温装置的一个实施例的组装过程及工作过程进行说明：

首先，该测温装置由支架(包括第一支架1和第二支架2)、支承杆10、支承圈3为上压紧杆组件4、下压紧杆组件5提供支承，将热电偶固定在热电偶安装座15上，热电偶安装座15通过销轴连接到上连杆54(或下连杆61)，由弹簧14提供压力，弹簧14推动上连杆54(或下连杆61)移动，直至热电偶安装座15压紧尾喷管16外壁；

其次，当尾喷管16的直径改变时，上连杆54(或下连杆61)会沿异形孔11的固定滑道移动至合适位置(即上安装座53或下安装座64上的异形孔11,如图所7示)成的固定滑道移动，同时异形孔11能够限制上连杆54(或下连杆61)在工作时转动，使上压紧杆组件5中的热电偶安装座15头部朝向不变；下连杆61有滑动把手63与之连接，滑动把手63可在外部套筒62中的J型滑道65(如图8所示)中滑动，组成拴式机构，起到限制下连杆61在工作时转动的效果，使下压紧杆组件6中的热电偶安装座15头部朝向不变。由于热电偶安装座15与上连杆54(或下连杆61)之间采用销轴17连接，可以灵活转动，故当尾喷管16的倾斜角度改变时，热电偶安装座15依然可以与尾喷管16紧密贴合。

通过对本发明航空发动机尾喷管的测温装置的多个实施例的说明，可以看到本发明航空发动机尾喷管的测温装置实施例至少具有以下一种或多种优点：

1、适用范围广。本发明提出的航空发动机尾喷管的测温装置，通过支架、支承杆、支承圈、上压紧杆组件、下压紧杆组件等部件的相互配合，使得该装置不仅能兼容不同直径的尾喷管，还可兼容不同倾斜度的尾喷管的测温工作，扩大了该测温装置的适用范围；

2、不损伤尾喷管，不增加尾喷管重量。本发明提出的航空发动机尾喷管的测温装置在使用时，无需在尾喷管上打孔，既不影响尾喷管的结构强度，也不易造成其外壁划伤，还不会增加其自身重量

最后应当说明的是：本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。

以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本发明技术方案的精神，其均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。

Claims (9)

1.航空发动机尾喷管的测温装置，其特征在于，包括：

支架，包括间隔设置的第一支架和第二支架，

支承圈，具有第一条形孔，设置于所述第一支架和第二支架之间的间隔内，并与第一支架和第二支架固定连接，及

上压紧杆组件或下压紧杆组件，具有热电偶安装座，并沿支承圈周向排布，经由第一条形孔与所述支承圈本体固定连接；

其中，测温装置设置至少一个上压紧杆组件或至少一个下压紧杆组件，所述上压紧杆组件或下压紧杆组件上的热电偶安装座设置于靠近支承圈圆心一侧。

2.根据权利要求1所述的航空发动机尾喷管的测温装置，其特征在于，所述第一支架和第二支架包括：

底座，

侧板，垂直设置所述底座上方，并与底座固定连接，

第二条形孔，开设于所述侧板上，及

支承杆，设置上下两组，穿过第二条形孔后经螺栓固定所述支承圈。

3.根据权利要求1所述的航空发动机尾喷管的测温装置，其特征在于，所述上压紧杆组件包括：

把手组件，其上套设弹簧，

外壳，设置于所述把手组件下方，为顶部设有开口的腔体结构，

上安装座，固定于所述外壳底部，开设异形孔和螺栓安装通孔，

上连杆，上端穿过异形孔延伸至外壳腔体内部，及

热电偶安装座，用于安装热电偶，经销轴安装于所述上连杆下端；

其中，所述把手组件穿过外壳顶部开口延伸至所述上连杆内部的2/3位置处，通过螺栓依次穿过螺栓安装通孔和第一条形孔，实现上压紧杆组件与支承圈的连接。

4.根据权利要求3所述的航空发动机尾喷管的测温装置，其特征在于，在所述上安装座的异形孔左右两侧还设有凹槽，在异形孔和左右两侧凹槽的配合下实现上压紧杆组件的固定与位置调节。

5.根据权利要求1所述的航空发动机尾喷管的测温装置，其特征在于，所述下压紧杆组件包括：

热电偶安装座，用于安装热电偶，

下连杆，设置于所述热电偶安装座下方，其上端经销轴连接所述热电偶安装座，

外部套筒，上端敞口的腔体结构，内部安装弹簧，所述下连杆的下端穿过腔体结构连接弹簧，

滑动把手，设置于所述外部套筒侧壁上并连接下连杆的下部，及

下安装座，开设异形孔和螺栓安装通孔，所述外部套筒下端穿过异形孔与下安装座连接；

其中，通过螺栓依次穿过螺栓安装通孔和第一条形孔，实现下压紧杆组件与支承圈的连接。

6.根据权利要求5所述的航空发动机尾喷管的测温装置，其特征在于，所述外部套筒侧壁上设有J型滑道，所述滑动把手穿过J型滑道连接下连杆。

7.根据权利要求5所述的航空发动机尾喷管的测温装置，其特征在于，在所述下安装座的异形孔左右两侧还设有凹槽，在异形孔和左右两侧凹槽的配合下实现下压紧杆组件的位置调节。

8.根据权利要求1所述的航空发动机尾喷管的测温装置，其特征在于，所述上压紧杆组件和下压紧杆组件均沿支承圈周向排布，并支承圈的中心形成空隙部，用于接触尾喷管。

9.根据权利要求1所述的航空发动机尾喷管的测温装置，其特征在于，所述尾喷管类型包括但不限于直尾喷管、斜尾喷管。

Images