CN115163201A - 一种用于测试航空发动机的高压涡轮转子的设备和系统 - Google Patents

Abstract

本公开涉及一种用于测试航空发动机的高压涡轮转子的设备和系统。该设备包括一种用于提供信号传递的设备，包括：转子件，该转子件上设有一个或多个转动导电装置；静子件，该静子件包括一个或多个导电装置，其中该静子件上的一个或多个导电装置导电地接触该转子件上的一个或多个转动导电装置；以及转接轴，该转接轴包括第一段和第二段，其中该转子件耦合在该转接轴的第二段与该静子件之间，并且其中该转接轴的第一段上设有一个或多个孔以形成从第一段上的一个或多个孔穿过的通路。本公开的设备接入到高压涡轮转子的后端，并在转接轴的第一段上开孔以使高压涡轮后轴承腔封严气路保持连贯，从而确保高压涡轮后轴承腔封严。

Description

一种用于测试航空发动机的高压涡轮转子的设备和系统

技术领域

本公开涉及航空发动机领域，具体涉及一种用于测试航空发动机的高压涡轮转子的设备和系统。

背景技术

对航空发动机的关键结构部件原位的表面温度和应变的精确测量以及数据获取是提高航空发动机工作效率、增强航空发动机可靠性、减少污染排放、设计新型航空发动机以及试车成功的关键。

当航空发动机试车时，受感部(例如，温度受感部和应变受感部等)需要安装在航空发动机的转子叶片表面随着转子一起高速旋转，这可能导致来自受感部的测量信号难以传递到地面设备以供进行处理、分析、存储等。同时，在试车过程中，为随转子一起高速旋转的受感部提供电源激励同样存在挑战。

因此，对于旋转状态下的测量信号，迫切需要将测量信号高效可靠地传递到地面设备的测量设备。

发明内容

以下给出了一个或多个方面的简要概述以提供对此类方面的基本理解。此概述不是所有构想到的方面的详尽综览，并且既非旨在标识出所有方面的关键性或决定性要素亦非试图界定任何或所有方面的范围。其唯一的目的是以简化形式给出一个或多个方面的一些概念以作为稍后给出的更详细描述之序言。

本公开的目的旨在提供一种测试航空发动机的高压涡轮转子的设备和系统。

在一个方面，一种用于提供信号传递的设备可以包括：

转子件，所述转子件上设有一个或多个转动导电装置；

静子件，所述静子件包括一个或多个导电装置，其中所述静子件上的所述一个或多个导电装置导电地接触所述转子件上的所述一个或多个转动导电装置；以及

转接轴，所述转接轴包括第一段和第二段，其中所述转子件耦合在所述转接轴的所述第二段与所述静子件之间，并且其中所述转接轴的第一段上设有一个或多个孔以形成从所述第一段上的所述一个或多个孔穿过的通路。

在一个示例中，所述转接轴的所述第一段上的所述一个或多个孔包括：在所述第一段上均匀或非均匀设置的多排孔。

在另一示例中，用于提供信号传递的设备可以进一步包括：

静子支撑件，所述静子支撑件环绕所述静子件；

冷却夹层，所述冷却夹层的一端连接至所述静子支撑件；以及

冷却用管路，其中所述冷却用管路通过所述静子件引到所述转子件上的转动导电装置处。

在又一示例中，所述转子件上的转动导电装置连接到引线的第一引线段，所述静子件上的导电装置连接到所述引线的第二引线段，其中所述转子件上的转动导电装置和所述静子件上对应的导电装置在所述第一引线段与所述第二引线段之间传递信号。

在一个方面，一种用于测试航空发动机的高压涡轮转子的测试系统可以包括：

如以上各方面所述的用于提供信号传递的设备，所述设备接入所述高压涡轮转子，其中：

所述转接轴的所述第一段连接到高压涡轮后轴，

所述转子件通过联轴器机械耦合到所述转接轴的所述第二段以随所述转接轴和所述高压涡轮转子一起旋转，并且

所述用于提供信号传递的设备固定在所述航空发动机上。

在一个示例中，用于测试航空发动机的高压涡轮转子的测试系统可以进一步包括：

粘贴在所述高压涡轮转子上的一个或多个受感部，其中所述一个或多个受感部通过引线的第一引线段连接到所述转子件上的一个或多个转动导电装置。

在另一示例中，所述引线的第二引线段从所述设备的静子件的一个或多个导电装置引出后，沿转轴中心经过高压测试尾喷中心锥从高压测试尾喷中心锥出口接出，其中所述引线包括用于从受感部获取信号的引线以及用于为受感部提供电源激励的引线。

在又一示例中，从所述第一段上的一个或多个孔穿过的通路经过轴承座上的孔、级间机匣上的孔延伸至高压测试尾喷中心锥出口。

在再一示例中，所述用于提供信号传递的设备固定在所述航空发动机上进一步包括：

所述设备的静子件的静子支撑件固定在级间机匣内侧的后密封件上；并且

所述设备的冷却夹层的一侧固定在所述静子支撑件上，并且所述冷却夹层的另一侧搭接在高压测试尾喷中心锥的内壁上。

在又再一示例中，使用冷却用管路引到所述转子件上的转动导电装置处的冷气从冷却夹层流出。

根据本公开的一个实施例的测试设备可被接入到航空发动机的高压涡轮转子的后端(例如，高压涡轮后轴)。在该实施例中，可以在转接轴的第一段上开孔以使高压涡轮后轴承腔封严气路保持连贯，从而确保高压涡轮后轴承腔封严。在一个优选实施例中，测试设备可以进一步包括静子支撑件，静子支撑件环绕测试设备的静子件并固定在航空发动机的级间机匣内侧的后密封件上，其中静子支撑件与后密封件紧密连接以防止气路从其中流出，以确保了高压涡轮后轴承腔封严气路按既定通路轨迹保持连贯，从而保证了高压涡轮后轴承腔封严。

在本公开的一个优选实施例中，从静子件引入或引出的引线和冷却用管路等沿转轴中心经过高压测试尾喷中心锥从高压测试尾喷中心锥出口接出，以最短长度与测试台架、地面设备连通。优选地，静子件可以进一步包括冷却夹层，冷却夹层的一端固定在静子支撑件上，而另一端搭接在高压测试尾喷中心锥的内壁上。优选地，从冷却用管路引用的冷气可以不从冷却用管理流出，而是从冷却夹层流出，从而减少了沿转轴中心经过高压测试尾喷中心锥从高压测试尾喷中心锥出口引出的管路。

相比于将测试设备耦合到高压涡轮转子的前端的连接方式，将测试设备耦合到高压涡轮转子的后端的连接方式能够使得引线和冷却用管路等的长度大大缩短。如此，引线和管路在转动过程中不易损坏，使用寿命显著延长，从而确保了信号测量的准确性、可靠性和稳定性。此外，当无需对航空发动机进行测量时，仅需更换高压涡轮后轴、后密封件并加装高压测试尾喷中心锥即可，换装方便，易于操作。

提供本发明内容是为了以简化的形式来介绍一些概念，这些概念将在下面的具体实施方式中进一步描述。本发明内容不旨在标识所要求保护的主题的关键特征或必要特征，也不旨在用于限制所要求保护的主题的范围。各实施例的其他方面、特征和/或优点将部分地在下面的描述中阐述，并且将部分地从描述中显而易见，或者可以通过本发明的实践来学习。

附图说明

为了能详细理解本公开的以上陈述的特征所用的方式，可参照各方面来对以上简要概述的内容进行更具体的描述，其中一些方面在附图中解说。然而应该注意，附图仅解说了本公开的某些典型方面，故不应被认为限定其范围，因为本描述可允许有其他等同有效的方面。在附图中：

图1示出了航空发动机的结构示意图；

图2示出了根据本公开的一实施例的用于提供信号传递的设备的结构示意图；

图3是解说根据本公开的一实施例的将用于提供信号传递的设备接入航空发动机的高压涡轮转子的装配示意图；

图4a示出了根据本公开的一实施例的用于提供信号传递的设备的转接轴的剖视图；

图4b示出了根据本公开的一实施例的从转接轴的左侧看过去的转接轴的第一段上的孔分布示意图；

图5示出了根据本公开的一实施例的转子件通过联轴器耦合至转接轴的第二段的示意图；

图6a示出了根据本公开的一实施例的用于提供信号传递的设备的一部分的剖视图；

图6b示出了根据本公开的一实施例的用于提供信号传递的设备的一部分的轮廓图；

图7示出了根据本公开的一实施例的冷气从用于提供信号传递的设备的冷却夹层流出的流路示意图；以及

图8示出了根据本公开的一实施例的用于提供信号传递的设备的静子支撑件与发动机连接的示意图。

附图中的标记为：

风扇1、增压级2、中介机匣3、高压压气机4、燃烧室5、高压涡轮6、级间机匣7、低压涡轮8、低压涡轮后机匣9、高压涡轮转子转速传感器10、航空发动机核心机试验件11；

用于提供信号传递的设备200、转接轴201(转接轴的第一段2011、转接轴的第二段2012)、转子件202、静子件203、一个或多个孔204、静子支撑件205、冷却夹层206、引线207、冷却用管路208；以及

轴承座302、级间机匣303、低压涡轮后机匣304、高压测试尾喷中心锥的安装边305、高压测试尾喷中心锥出口306。

具体实施方式

以下结合附图阐述的具体实施方式旨在作为各种配置的描述，而无意表示可实践本文中所描述的概念的仅有配置。本具体实施方式包括具体细节以提供对各种概念的透彻理解。然而，对于本领域技术人员将显而易见的是，没有这些具体细节也可以实践这些概念。

基于本教导，本领域技术人员应领会，本发明的范围旨在覆盖本发明的任何方面，不论其是与本发明的任何其他方面相独立地还是组合地实现的。例如，可以使用所阐述的任何数目的方面来实现设备或实践系统。另外，本发明的范围旨在覆盖使用作为所阐述的本发明的各个方面的补充或者与之不同的其他结构、功能性或者结构及功能性来实践的此类设备或系统。

尽管本文描述了特定方面，但这些方面的众多变体和置换落在本发明的范围之内。虽然提到了优选方面的一些益处和优点，但本发明的范围并非旨在被限定于特定益处、用途或目标。具体实施方式和附图仅仅解说本发明而非限定本发明，本发明的范围由所附权利要求及其等效技术方案来定义。

当航空发动机试车时，受感部(例如，温度受感部和应变受感部等)需要安装在航空发动机的转子叶片表面随着转子一起旋转，这可能导致来自受感部的测量信号难以传递到载安全测试系统、测试台架、地面设备以供进行处理、分析、存储等。同时，在试车过程中，为随转子一起旋转的受感部提供电源激励同样存在挑战。

然而，高压涡轮转子叶片的应变和温度属于适航科目，航空发动机制造商必须提供高压涡轮转子在各种工况下的动应力的相关测试数据。测试数据满足裕度条件，即高压涡轮转子叶片符合相关标准，在飞行过程中出现损坏、破裂等情况的概率大大降低。因此，对各种工况下(尤其是试车状态下)的高压涡轮转子进行测试是必不可少的。

为了解决现有技术中存在的技术问题中的一个或多个技术问题，本公开的一方面提出了一种用于测试航空发动机的高压涡轮转子的测试系统。测试系统可以包括用于提供信号传递的设备和一个或多个受感部。用于提供信号传递的设备可以包括转接轴、转子件和静子件，其中转子件上可以设有一个或多个转动导电装置，而静子件可以包括一个或多个导电装置。优选地，静子件可以可任选地包括静子支撑件。更优选地，静子件可以可任选地包括冷却夹层。附加地，测试系统可以可任选地包括地面设备，诸如但不限于测试台架的采集系统或其他地面采集系统等。

一般地，受感部可被粘贴在高压涡轮转子的叶片上并通过引线的第一引线段连接到转子件的一个或多个转动导电装置，一个或多个转动导电装置导电地接触静子件的一个或多个导电装置，引线的第二引线段从静子件的一个或多个导电装置引出。

用于提供信号传递的设备是负责为旋转体连通、传递功率与信号的电气部件。虽然在说明书附图中没有具体示出用于提供信号传递的设备的结构，但是本领域技术人员将理解，用于提供信号传递的设备通常安装在待测设备的旋转中心，由旋转部分、静止部分和附件部分组成。旋转部分连接到待测旋转结构并随之旋转，称为“转子”，而静止部分连接到设备的固定结构，称为“定子”。

例如，用于提供信号传递的设备可以是滑环。滑环，也称为旋转电气接口、电气旋转关节，可用于无限制的连续旋转，同时又需要从旋转位置到固定位置传送功率或数据的场景，滑环整体依靠弹力搭接原理、滚动搭接原理、或密封原理，以及巧妙的运动结构与密封结构设计、精密的零件制作配合、合理的选材等，构成稳定可靠的旋转连通系统。例如，滑环可以利用导电部件的滑动或滚动接触、静电耦合或电磁耦合，在转动部件与静止部件之间传递电信号和电能。在转动部件上有驱动元件、测量元件和控制元件，必须向它们输送控制信号和提供电源。这就需要各种滑环组件来传输信号和能量。需要转动连接的线路可以多达百条以上，在结构设计上首先要保证接触可靠，保证所有的线路连续接通。

只要将滑环的旋转体附着于无限旋转的设备上，就可以给旋转体提供动力能源，使旋转体在无限旋转运动的同时完成检测、测试等。滑环可以采集至多达150个测量点(例如，300条连通线路)，同时保证信号清晰无干扰地传递到地面设备。根据传输介质，用于提供信号传递的设备可被分为电滑环、流体滑环、光滑环等。值得注意的是，虽然在本公开中使用电滑环作为示例来描述，但是能够将信号从转子件传递到静子件的任何类型的用于提供信号传递的设备都适用于本公开。

在根据本公开的一方面所描述的测试系统中，用于提供信号传递的设备被设计成安装在高压涡轮转子的后端。来自高压涡轮转子上的受感部的测量信号能够通过引线的第一引线段、转子件的转动导电装置、静子件的导电装置和引线的第二引线段等来传递到地面设备。引线的第二引线段从静子件引出后，沿转轴中心经过高压测试尾喷中心锥从高压测试尾喷中心锥出口接出，并连接到地面设备等。由此，从一个或多个受感部至地面设备的引线总长度比起将用于提供信号传递的设备安装在高压涡轮转子的前端的情形中的总长度要短得多，从而保证了测试系统的使用寿命，并且保证了测试信号的稳定性、精确性和可靠性。

此外，在本公开所描述的用于提供信号传递的设备中，在转接轴的第一段上可以开设有一个或多个孔，以形成从第一段上的一个或多个孔穿过的通路延伸衔接至原有高压涡轮后轴承腔封严气路，从而保证了高压涡轮后轴承腔封严。以下将结合附图来具体描述。

作为示例，图1示出了航空发动机的结构示意图。如图1所示，航空发动机可以包括：风扇1、增压级2、中介机匣3、高压压气机4、燃烧室5、高压涡轮6、级间机匣7、低压涡轮8、低压涡轮后机匣9、高压涡轮转子转速传感器10。高压转子的转速约为14000～16000rpm。

在本公开中，当使用测试设备对高压涡轮转子进行测试时，首先需要对航空发动机进行改装，即，拆除低压涡轮8、低压涡轮后机匣9，并将原尾喷中心锥更新为高压测试尾喷中心锥。也就是说，仅针对矩形框11内所示的航空发动机核心机试验件进行测试。以下结合图3进行具体描述。

虽然在本详细描述中以涡扇航空发动机作为优选实施例进行描述，但是本领域技术人员将理解，本公开的用于测试航空发动机的高压涡轮转子的设备和系统还适用于其他航空发动机，诸如但不限于涡喷航空发动机、涡桨航空发动机、涡轴航空发动机、混合动力航空发动机等等。

图2示出了根据本公开的一实施例的用于提供信号传递的设备200的示意图。在一个实施例中，设备200可以包括：转接轴201、转子件202(图2中未示出，见图6a和6b所示)、静子件203(图2中未示出，见图6a和6b所示)。

在一个示例中，设备200可以进一步包括静子支撑件205，如图2所示。在一些情形中，静子支撑件205可以环绕连接至静子件203。具体而言，静子支撑件205可以经由一个或多个连接件(例如，螺栓等)连接至静子件203。在另一实现中，静子支撑件205可以环绕静子件203与静子件203一体成形。虽然静子支撑件205在图2中被示为在静子件203的靠近转子件202的一侧，但是静子支撑件还可以环绕在静子件203的中间或任意位置处，而不脱离本公开的范围。

在一个示例中，设备200可以进一步包括引线207。在一些情形中，引线207可以包括用于从受感部获取信号的信号引线以及用于为受感部提供电源激励的电源引线等。

在一个实现中，转子件202可以沿中心轴旋转，如图6a所示。转子件202上可以设有一个或多个转动导电装置，其中转子件202上的转动导电装置可以分别连接到引线的第一引线段。

在一个实现中，静子件203可以包括一个或多个导电装置，其中静子件203上的一个或多个导电装置可以导电地接触转子件202上的一个或多个转动导电装置。具体而言，转子件202上的一个或多个转动导电装置可以滑动导电接触静子件203的一个或多个导电装置，即，转子件202上的一个或多个转动导电装置相对于一个或多个导电装置滑动同时实现信号传递。在一些情形中，静子件203上的导电装置可以连接到这些引线的第二引线段，其中转子件202上的转动导电装置和静子件203上对应的导电装置在第一引线段与第二引线段之间传递信号。

在一个实现中，转接轴201可以包括第一段2011和第二段2012，其中转子件202耦合在转接轴的第二段2012与静子件203之间。具体而言，转子件202通过联轴器(例如，圆弧形六角头联轴器)机械耦合到转接轴的第二段2012，如图5所示。如图4a所示，转接轴201的第一段2011上可以设有一个或多个孔204以形成穿过第一段2011上的一个或多个孔204的通路。进一步，转接轴201的第一段2011的至少一部分可以呈锥形管状。将领会，孔的布置可以包括但不限于均匀或非均匀设置的多排孔。在一些情形中，可以在第一段2011上均匀地设置多排孔，或者非均匀地设置多排孔，如图4b所示。

在设备200的实际使用工程中，由于一个或多个转动导电装置在导电地接触一个或多个导电装置时将产生大量热量，因此可以引入冷却用管路来对一个或多个转动导电装置进行冷却，从而在延长转动导电装置寿命的同时还能够确保转动导电装置的可靠性。设备200可以可任选地包括冷却用管路208。

在一些情形中，冷却用管路208包括冷却用进气管和冷却用回气管。在这些情形中，可以使用冷却用进气管通过静子件203引入到一个或多个转动导电装置，同时使用冷却用回气管将冷气通过静子件203从一个或多个转动导电装置引出。

在另一些情形中，冷却用管路208可以包括冷却用进气管和至少一部分冷却用回气管，或者只包括冷却用进气管。在这些情形中，静子件可以进一步包括冷却夹层206，其中转子件202和静子件203可被设置在冷却夹层206中。类似地，可以使用冷却用管路208(具体而言是冷却用进气管)将冷气通过静子件203引入到一个或多个转动导电装置。冷气可以不从冷却用管路208(例如，冷却用回气管)流出，而是通过冷却夹层206流出，如图7所示。替换地，一部分冷气可以使用冷却用管路208(例如，至少一部分冷却用回气管)通过静子件203从一个或多个转动导电装置引出，而另一部分冷气可以通过冷却夹层流出，如此均能够节省了经过转轴中心的管路，并节省了管路。在一个实现中，冷却夹层206的一端可以连接到静子支撑件205。

虽然在本公开中以气冷方式作为示例进行解说，但是本领域技术人员将领会，其他冷却方式也可应用于本公开，而不脱离本公开的范围。在一些情形中，冷气可以从地面设备引入。在其他情形中，冷气可以从压气机处引入。

在本公开中，由于设备200安装在高压涡轮转子的后端，因此引线207的第二引线段和冷却用管路208从附连在高压涡轮转子的后端的设备200的静子件203引入或引出，显著地缩短了引线或管路的长度。此外，由于从静子件引出或引入的引线207的第二引线段和冷却用管路208沿转轴中心经过高压测试尾喷中心锥从高压测试尾喷中心锥出口接出，并连接到地面设备，因此为一个或多个受感部提供电源激励、从一个或多个受感部获取信号和/或为一个或多个用于提供信号传递的设备提供冷气都将是容易的，如以下结合图3的装配示意图来进一步描述。

图3是解说根据本公开的一实施例的将用于提供信号传递的设备200接入航空发动机的高压涡轮转子的后端的装配示意图。例如，如图3所示，图2中所示的设备200可被接入图1所示的航空发动机的核心机试验件的高压涡轮转子的后端(例如，接入到图1中所示的阴影307处，静子件安装处和转子件安装处也如图1所示)，以用于测试高压涡轮转子在工作状态下的各项参数，诸如但不限于应变和温度等。

如图3所示，转接轴201的第一段2011可被连接到航空发动机的高压涡轮转子的后端，转子件202随后可以通过联轴器(例如，圆弧形六角头联轴器)机械耦合到转接轴201的第二段2012以使得转子件202能够随转接轴201和高压涡轮转子一起旋转(如图5所示)，从而将高压涡轮转子的扭矩传递给转子件202。

具体而言，在一个实施例中，可以在高压涡轮转子的后端插接设备200。在一个示例中，可以对高压涡轮转子的后端进行改装以使得转接轴201的第一段2011能够连接到高压涡轮转子的后端。

虽然在本公开中描述了采用联轴器的机械耦合方式，但是本领域技术人员将领会能够传递扭矩的连接件的任何其他机械耦合方式也可应用于本公开，而不脱离本公开的范围。

在一个示例中，设备200的静子支撑件205可被固定到级间机匣(也称为后承力机匣)的后密封环上，从而使静子件203固定在级间机匣上，即，固定在航空发动机上，如图8所示。此外，将静子支撑件205紧密地固定在级间机匣上可以防止气路从此处流出，进而确保气路封严。

在一个示例中，冷却夹层206的一端可以固定在静子支撑件205上，冷却夹层206的一端可以在涡轮后机匣内侧连接固定在高压测试尾喷中心锥的安装边305上，如图3所示。在一些优选情形中，冷却夹层206可以使用法兰安装边螺栓连接固定到静子支撑件205上。在一些情形中，冷却夹层206可以呈锥形管状，如图2所示。虽然在本公开的图2中示出了示例冷却夹层，但是本领域技术人员将领会，能够使冷气经过低压涡轮后机匣从高压测试尾喷中心锥的出口排除的任何冷却夹层形状均可应用于本公开，而不脱离本公开的范围。

在转子件侧，一个或多个受感部可以粘贴在高压涡轮转子的一个或多个叶片上，通过用于为一个或多个受感部提供电源激励或从一个或多个受感部采集信号的引线207的第一引线段连接到转子件202，具体为转子件202的一个或多个转动导电装置。在静子件侧，如图3所示，用于为一个或多个受感部提供电源激励或从一个或多个受感部采集信号的引线207的第二引线段以及用于冷却转动导电装置的冷却用管路208可以一起从静子件203的一个或多个导电装置接出，之后沿转轴中心经过低压涡轮后机匣304从高压测试尾喷中心锥出口306引出，连接到地面设备，诸如但不限于地面采集设备、测试台架的采集系统等。也就是说，通过设备200，可以经由引线的第一引线段、转子件202、静子件203、引线的第二引线段受感部与地面设备之间传递信号和能量等。在一些情形中，冷气可以通过试车台来供气。在其他情形中，冷气也可以通过压气机来供应。在一些情形中，引线207可以采用沿路粘贴固定的方式进行布设。在其他一些情形中，冷却用管路208可以采用类似的方式进行布设。

在一个示例中，转接轴201的第二段2012上可以设有一个或多个孔204，以形成从第一段2011上的一个或多个孔204穿过轴承座(内设有孔)、级间机匣(内设有孔)到达高压测试尾喷中心锥的出口排出的通路(高压涡轮后轴承腔封严气路，如图3所示)。在航空发动机正常工作状态下，高压涡轮后轴承腔通过使气流经过轴承座上的孔、级间机匣上的孔排出。当尾喷中心排气管中的引射器抽气时，尾喷中心排气管中的压强增大，使外面一圈轴承座密封，从而能够确保高压涡轮后轴承腔封严。当装上没有增设一个或多个孔的转接段之后，气流(例如，高压涡轮轴心排气管中的气流)将被转接段阻断，原有的气路不再连贯，无法保证高压涡轮后轴承腔封严。在转接轴201的第二段2012上增设有一个或多个孔204能够在测试过程中保证气流(例如，高压涡轮轴心排气管中的气流)从转接轴201的第一段2011上的一个或多个孔穿过后，穿过轴承座上的孔、级间机匣上的孔到达高压测试尾喷中心锥的出口，即在改装之后高压涡轮后轴承腔封严气路依旧保持畅通。也就是说，从转接轴201的第二段2012上的一个或多个孔204穿过的通路能够衔接至原有高压涡轮后轴承腔封严气路，从而能够在加装转接段的情况下，依然保证高压涡轮后轴承腔封严气路连贯，从而保证高压涡轮后轴承腔封严。如上所述，转接轴201可以呈锥形管状。在一个示例情形中，一个或多个孔204可以是圆形孔，也可以是任意其他形状的孔，如图4b所示。在另一示例情形中，可以在转接轴201上均匀地设置多排孔或者非均匀地设置多排孔，如图4b所示。孔的有效通流面积可被设计成使得：从一个或多个孔流入并穿过轴承座上的孔、级间机匣上的孔流出至尾喷中心排气管中的气流在被引射器抽气时，使尾喷中心排气管中的压强足以封严高压涡轮后轴承腔。孔的总面积可以通过计算有效通流面积来确定。当孔为圆形通孔时，孔的有效通流面积可以通过下式来计算：

有效通流面积＝n*πr²

其中，n为孔的数目，r为孔的直径。本领域技术人员将领会，只要孔的有效通流面积满足以上要求，即可以在转接轴201的任意位置处设置任意数目任意形状的孔，而不脱离本公开的范围。

以下提供了使用测试系统进行测试的一个实施例。在该实施例中，转接轴的第一段可以连接到高压涡轮转子的后端，测试设备的转子件可以通过联轴器机械耦合到转接轴的第二段以使转子件随转接轴和高压涡轮转子一起转动。静子支撑件可以固定安装到级间机匣。冷却夹层的一端可以固定到可以通过静子支撑件上，并且冷却夹层的另一端可以在涡轮后机匣内侧固定在高压测试尾喷中心锥的安装边上。

在该实施例中，引线中的第一引线段连接到一个或多个受感部，引线的第二引线段从静子件的一个或多个导电装置接出，之后沿转轴中心经过低压涡轮后机匣从高压测试尾喷中心锥出口引出，连接到地面设备。即，引线的第一引线段与第二引线段通过一个或多个转动导电装置和一个或多个导电装置导通。在一些情形中，一个或多个受感部可以包括温度受感部和应变受感部等。将领会，此处的温度受感部和应变受感部仅仅作为示例，本公开的测试系统可以包括任意类型的受感部以用于测试任意类型的信号。

在该实施例中，引线中的电源激励引线连接到电源激励以通过用于提供信号传递的设备为粘贴在高压涡轮转子的叶片上提供电源激励。

待总装阶段完成安装之后，连通数据采集设备，航空发动机试车起动，开始通过冷却用管路提供冷气，监视并采集高压涡轮转子的动应力和温度的测试信号。

在实际使用过程中，将测试设备安装在航空发动机前端会导致引线长度过长，在工作环境下易损坏，测试信号准确性等问题。将测试设备安装于航空发动机后端，可能无法满足高压涡轮后轴承腔封严的要求。本公开提供的用于提供信号传递的设备安装于航空发动机的高压涡轮转子的后端，通过在设备的转接轴上开孔增设轴心气路来保证高压涡轮后轴承腔封严，从而能够在将设备安装于航空发动机后端的同时在设备的转接轴上开孔增设轴心气路能够解决安装于后端引入的测试困难。

本发公开能够在仅对高压涡轮转子后轴、后密封件进行适应性改装并加装高压测试尾喷中心锥的情况下实现以上技术效果中的一些效果，这些改装的部件易于换装，无需备件，可靠地确保了高压涡轮转子在工作状态下的应变、温度测量。当无需执行测量时，仅需拆除高压测试尾喷中心锥，并更换回高压涡轮转子后轴、后密封件即可。

本领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的设备和系统的具体工作过程，可以参考前述系统实施例中的对应过程，在此不再赘述。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本公开的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本公开进行了详细的说明，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，或者对其中部分或者全部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公开各实施例技术方案的范围，其均应涵盖在本公开的权利要求和说明书的范围当中。

Claims (10)

1.一种用于提供信号传递的设备，包括：

转子件，所述转子件上设有一个或多个转动导电装置；

静子件，所述静子件包括一个或多个导电装置，其中所述静子件上的所述一个或多个导电装置导电地接触所述转子件上的所述一个或多个转动导电装置；以及

转接轴，所述转接轴包括第一段和第二段，其中所述转子件耦合在所述转接轴的所述第二段与所述静子件之间，并且其中所述转接轴的第一段上设有一个或多个孔以形成从所述第一段上的所述一个或多个孔穿过的通路。

2.如权利要求1所述的设备，其特征在于，所述转接轴的所述第一段上的所述一个或多个孔包括：

在所述第一段上均匀或非均匀设置的多排孔。

3.如权利要求1所述的设备，其特征在于，进一步包括：

静子支撑件，所述静子支撑件环绕所述静子件；

冷却夹层，所述冷却夹层的一端连接至所述静子支撑件；以及

冷却用管路，其中所述冷却用管路通过所述静子件引到所述转子件上的转动导电装置处。

4.如权利要求1所述的设备，其特征在于，所述转子件上的转动导电装置连接到引线的第一引线段，所述静子件上的导电装置连接到所述引线的第二引线段，其中所述转子件上的转动导电装置和所述静子件上对应的导电装置在所述第一引线段与所述第二引线段之间传递信号。

5.一种用于测试航空发动机的高压涡轮转子的测试系统，包括：

如权利要求1-4所述的用于提供信号传递的设备，所述设备接入所述高压涡轮转子的后端，其中：

转接轴的第一段连接到高压涡轮后轴，

转子件通过联轴器机械耦合到所述转接轴的第二段以随所述转接轴和所述高压涡轮转子一起旋转，并且

所述用于提供信号传递的设备固定在所述航空发动机上。

6.如权利要求5所述的测试系统，其特征在于，进一步包括：

粘贴在所述高压涡轮转子上的一个或多个受感部，其中所述一个或多个受感部通过引线的第一引线段连接到所述转子件上的一个或多个转动导电装置。

7.如权利要求5所述的测试系统，其特征在于，所述引线的第二引线段从所述设备的静子件的一个或多个导电装置引出后，沿转轴中心经过高压测试尾喷中心锥从高压测试尾喷中心锥出口接出，其中所述引线包括用于从受感部获取信号的引线以及用于为受感部提供电源激励的引线。

8.如权利要求5所述的测试系统，其特征在于，从所述第一段上的一个或多个孔穿过的通路经过轴承座上的孔、级间机匣上的孔延伸至高压测试尾喷中心锥出口。

9.如权利要求5所述的测试系统，其特征在于，所述用于提供信号传递的设备固定在所述航空发动机上进一步包括：

所述设备的静子件的静子支撑件固定在级间机匣内侧的后密封件上；并且

所述设备的冷却夹层的一侧固定在所述静子支撑件上，并且所述冷却夹层的另一侧搭接在高压测试尾喷中心锥的内壁上。

10.如权利要求5所述的测试系统，其特征在于，使用冷却用管路引到所述转子件上的转动导电装置处的冷气从冷却夹层流出。

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