CN115342774A

CN115342774A - 一种液体火箭发动机高速柔性转子涡轮盘应变测量系统

Info

Publication number: CN115342774A
Application number: CN202211285626.2A
Authority: CN
Inventors: 王珏; 李龙; 廖懂华; 李小芬; 马航远; 金志磊; 林奇燕; 马兵兵; 闻林元
Original assignee: Beijing Aerospace Propulsion Institute
Current assignee: Beijing Aerospace Propulsion Institute
Priority date: 2022-10-20
Filing date: 2022-10-20
Publication date: 2022-11-15
Anticipated expiration: 2042-10-20
Also published as: CN115342774B

Abstract

本发明提供一种液体火箭发动机高速柔性转子涡轮盘应变测量系统，通过滑环引电器与滑环限位器之间设置径向间隙和四边形限位结构，适应高速柔性转子径向摆动和轴向蹿动工作环境；通过设置冷却装置，使滑环工作在常温环境，且大幅降低滑环自身冷却所需要的体积和质量，以适应柔性转子对悬臂质量要求苛刻的特性；通过设置引线密封装置，使得内部信号可以有效传递出来。通过上述设计，可以确保测量装置在高温、高速气流以及大振动环境下可靠工作，并实现涡轮盘应变的测量。

Description

一种液体火箭发动机高速柔性转子涡轮盘应变测量系统

技术领域

本发明涉及一种液体火箭发动机高速柔性转子涡轮盘应变测量系统，属于测量领域。

背景技术

液体火箭发动机涡轮泵功率密度大，涡轮工作环境恶劣，涡轮盘工作环境中存在着高速气流、高温和大振动的影响因素。尤其是采用柔性转子的涡轮泵，其涡轮盘端还存在较大的摆动和轴向蹿动；同时柔性转子对转子悬臂质量有着严格的要求，而一般的适用于高温环境的滑环引电器,受到自身冷却结构影响，体积、重量均较大，无法适应这种环境，带无线发射装置的测量系统，由于电子器件无法耐受高温，需要设计复杂的隔热结构，导致其自身重量也较大，因此这两种测量方式均不适用于柔性转子盘面应变测量。因此液体火箭发动机高速柔性转子涡轮盘应变测量是一个很大的难题。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：本发明针对液体火箭发动机工作环境下高速柔性转子涡轮盘应变测量难题，提出一种液体火箭发动机高速柔性转子涡轮盘应变测量系统，解决液体火箭发动机热试车环境下高速柔性转子涡轮盘应变测量问题。

本发明所采用的技术方案是：一种液体火箭发动机高速柔性转子涡轮盘应变测量系统，包括信号传输线路、冷却装置和引线密封装置，

所述信号传输线路包括应变片、联轴器、滑环引电器；

所述冷却装置包括通用工装气体分流器和滑环限位器；

转子盘面上设置应变片，滑环引电器与联轴器连接，联轴器安装在转子轴心孔内；滑环引电器安装在滑环限位器的中心方孔中，当滑环引电器在转子带动下发生转动，滑环限位器限制滑环圆周转动；

通用工装气体分流器通过支撑结构安装在发动机内壳体上，通用工装气体分流器与转子同轴，滑环限位器安装在通用工装气体分流器内；

冷却装置将冷却气体从外部通入通用工装气体分流器和滑环限位器，进入滑环引电器与滑环限位器之间的间隙，在滑环引电器周围形成冷却气膜；

所述信号传输线路的引线通过引线密封装置引出火箭发动机壳体外。

进一步的，所述联轴器与转子通过锁片实现防松及转动传递。

进一步的，所述滑环引电器壳体外部设置正方形限位框，并穿过滑环限位器中心方孔，中心方孔尺寸大于正方形限位框，在滑环引电器与滑环限位器之间形成1~2mm径向间隙。

进一步的，所述信号传输线路还包括盘面引线、高温引线；应变片连接盘面引线，盘面引线经由联轴器的中心孔进入滑环引电器与滑环引电器连接，滑环引电器尾部引出高温引线，经由线缆引出件和引线密封装置引出壳体，进入信号采集系统。

进一步的，所述盘面引线采用喷涂或者胶粘方式固定在转子盘面及联轴器上。

进一步的，所述冷却装置还包括线缆引出件、冷却器进气管和冷却气接管嘴；冷却气接管嘴安装在火箭发动机外壳体上，冷却器进气管穿过火箭发动机的内壳体和外壳体，一端与冷却气接管嘴连接，另一端与通用工装气体分流器侧壁的孔连接，形成冷却气体流路，将冷却气体引入通用工装气体分流器；滑环限位器身部外壁设置有环形凹槽和沿周向分布的若干径向气孔，凹槽与通用工装气体分流器螺纹表面形成气体分流腔，将冷却气分流至径向气孔中；线缆引出件安装在通用工装气体分流器的端面的中心孔中。

进一步的，所述线缆引出件的中心孔为方形孔，中心孔面积等于高温引线横截面积。

进一步的，所述引线密封装置包括密封气导流管、密封气接管嘴和密封三通组件；密封气接管嘴焊接在壳体上，密封气导流管穿过内、外壳体与密封气接管嘴焊接，密封三通组件与密封气接管嘴连接。

进一步的，所述冷却气体采用常温氮气、氦气以及与燃气不发生化学反映的气体；冷却气体通过冷却气接管嘴经由冷却器进气管、通用工装气体分流器和滑环限位器，进入滑环引电器与滑环限位器之间间隙，在滑环引电器周围形成冷却气膜，确保滑环引电器工作温度不超过80℃。

进一步的，所述通用工装气体分流器为圆筒结构，中心圆孔为螺纹孔用于安装滑环限位器，一端端面中心设置螺纹孔，用于安装线缆引出件。

本发明与现有技术相比的优点在于：

附图说明

图1为液体火箭发动机涡轮盘应变测量系统原理示意图；

图2为液体火箭发动机涡轮盘应变测量系统工装结构示意图；

图3为液体火箭发动机涡轮盘应变测量系统结构图；

图4为液体火箭发动机涡轮盘应变测量系统冷流路示意图；

图5为滑环限位器结构图；

图6为通用工装气体分流器结构图；

图7为线缆引出件结构图。

具体实施方式

本发明结合附图对本发明进行说明。

一种液体火箭发动机高速柔性转子涡轮盘应变测量系统如图1、2所示，包括信号传输线路1、冷却装置2和引线密封装置3。

如图3、图4和图7所示，信号传输线路1包括应变片16、盘面引线15、联轴器14、滑环引电器12、高温引线11；滑环引电器12与联轴器14通过螺钉连接，联轴器14安装在转子4轴心螺纹孔内，通过锁片13实现防松及转动传递功能。滑环引电器12壳体外部设置正方形限位框，并穿过滑环限位器22中心方孔，中心方孔尺寸大于正方形限位框，在滑环引电器12与滑环限位器22之间形成1~2mm径向间隙。当滑环引电器12在转子4带动下发生转动，正方形限位框与正方形限位槽形成干涉，从而起到限制滑环圆周转动的效果；同时径向间隙可以满足转子4摆动时产生的径向变形。滑环引电器12与滑环限位器22轴向不做限位，因此当转子4蹿动时，滑环引电器12随转子蹿动，从而适应转子4蹿动特点。

应变片16布置在转子4上，具体位置及数量按照测量需要布置。应变片16通过盘面引线15，经由联轴器14的中心孔进入滑环引电器12，盘面引线采用喷涂或者胶粘方式固定在盘面及联轴器上。联轴器14尾部连接高温引线11，经由线缆引出件23中心孔引出，并通过引线密封装置3引出到壳体外部，进入采集系统，经信号处理形成应变数据。

如图3、图4、图5和图6所示，冷却装置2包括通用工装气体分流器21、滑环限位器22、线缆引出件23、冷却器进气管24和冷却气接管嘴25；冷却气接管嘴25焊接在火箭发动机壳体上，冷却器进气管24穿过内外壳体，一端与冷却气接管嘴25焊接在一起，另一端与通用工装气体分流器21焊接，从而形成冷却气体流路，将冷却气体引入通用工装气体分流器21；滑环限位器22通过螺纹与通用工装气体分流器21连接在一起，滑环限位器22身部设置有环形凹槽和气孔，凹槽与通用工装气体分流器21螺纹表面形成气体分流腔，将冷却气分流至气孔中。线缆引出件23与通用工装气体分流器21通过螺纹连接，其中心孔面积约等于高温引线11横截面积，以减小冷却气体通过中心孔的泄漏，使冷却气体主要通过滑环引电器12与滑环限位器之间的间隙流出，以保证冷却气可以有效冷却滑环引电器。通用工装气体分流器21通过呈辐条状布置的支撑结构5与内壳体固定，并保证内孔与转子4同轴。通用工装气体分流器21与滑环限位器22通过螺纹连接，并通过滑环限位器上的凹槽和通孔形成气体流路，以实现一路气体冷却气通过气体分流腔分流后，均匀进入到滑环引电器12与滑环限位器22之间的间隙中，保证滑环受到均匀冷却。通用工装气体分流器21与线缆引出件23通过螺纹连接，线缆引出件23中心设置穿线孔，穿线孔面积应约等于高温引线11的总横截面积，以实现引线的同时，减少冷却气体通过引线孔的形成泄漏，减弱对滑环的冷却效果。通用工装气体分流器21为圆筒结构，中心圆孔为螺纹孔用于安装滑环限位器22，一端端面中心设置螺纹孔，用于安装线缆引出件23。冷却气体，一般采用常温氮气、氦气以及与燃气不发生化学反映的气体。冷却气体通过冷却气接管嘴25经由冷却器进气管24、通用工装气体分流器21和滑环限位器22，进入滑环引电器12与滑环限位器之间间隙形，在滑环引电器周围形成冷却气膜，确保滑环引电器工作温度不超过80℃。

支撑结构5外侧与内壳体通过焊接连接，内侧与通用工装气体分流器21焊接连接，以固定通用工装气体分流器21，同时保证通用工装气体分流器21与转子4同轴。支撑结构5设置上，应避免支撑结构激励涡轮盘节径振动频率。

引线密封装置3由密封气导流管31、密封气接管嘴32和密封三通组件33构成。密封气接管嘴32焊接在外壳体上，密封气导流管31穿过内、外壳体与密封气接管嘴32焊接，密封三通组件33与密封气接管嘴32通过螺纹连接。冷却气通过密封三通上的进气口进入密封三通，并通过密封气导流管31进去内壳体，实现对密封胶的冷却。密封气导流管31一方面实现对冷却气的引流，另一方面对高温引线11穿过内、外壳体间高速气流时提供保护，避免高温引线被气流吹断。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知技术。

Claims

1.一种液体火箭发动机高速柔性转子涡轮盘应变测量系统，其特征在于，包括信号传输线路（1）、冷却装置（2）和引线密封装置（3）；

所述信号传输线路（1）包括应变片（16）、联轴器（14）、滑环引电器（12）；所述冷却装置（2）包括通用工装气体分流器（21）和滑环限位器（22）；

转子（4）盘面上设置应变片（16），滑环引电器（12）与联轴器（14）连接，联轴器（14）安装在转子（4）轴心孔内；滑环引电器（12）安装在滑环限位器（22）的中心方孔中，当滑环引电器（12）在转子（4）带动下发生转动，滑环限位器（22）限制滑环圆周转动；通用工装气体分流器（21）通过支撑结构（5）安装在发动机内壳体上，通用工装气体分流器（21）与转子（4）同轴，滑环限位器（22）安装在通用工装气体分流器（21）内；

冷却装置（2）将冷却气体从外部通入通用工装气体分流器（21）和滑环限位器（22），进入滑环引电器（12）与滑环限位器（22）之间的间隙，在滑环引电器（12）周围形成冷却气膜；

所述信号传输线路（1）的引线通过引线密封装置（3）引出火箭发动机壳体外。

2.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机高速柔性转子涡轮盘应变测量系统，其特征在于，所述联轴器（14）与转子（4）通过锁片（13）实现防松及转动传递。

3.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机高速柔性转子涡轮盘应变测量系统，其特征在于，所述滑环引电器（12）壳体外部设置正方形限位框，并穿过滑环限位器（22）中心方孔，中心方孔尺寸大于正方形限位框，在滑环引电器（12）与滑环限位器（22）之间形成1~2mm径向间隙。

4.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机高速柔性转子涡轮盘应变测量系统，其特征在于，所述信号传输线路（1）还包括盘面引线（15）、高温引线（11）；应变片（16）连接盘面引线（15），盘面引线（15）经由联轴器（14）的中心孔进入滑环引电器（12）与滑环引电器（12）连接，滑环引电器（12）尾部引出高温引线（11），经由线缆引出件（23）和引线密封装置（3）引出壳体，进入信号采集系统。

5.根据权利要求4所述的一种液体火箭发动机高速柔性转子涡轮盘应变测量系统，其特征在于，所述盘面引线（15）采用喷涂或者胶粘方式固定在转子盘面及联轴器（14）上。

6.根据权利要求4所述的一种液体火箭发动机高速柔性转子涡轮盘应变测量系统，其特征在于，所述冷却装置（2）还包括线缆引出件（23）、冷却器进气管（24）和冷却气接管嘴（25）；冷却气接管嘴（25）安装在火箭发动机外壳体上，冷却器进气管（24）穿过火箭发动机的内壳体和外壳体，一端与冷却气接管嘴（25）连接，另一端与通用工装气体分流器（21）侧壁的孔连接，形成冷却气体流路，将冷却气体引入通用工装气体分流器（21）；滑环限位器（22）身部外壁设置有环形凹槽和沿周向分布的若干径向气孔，凹槽与通用工装气体分流器（21）螺纹表面形成气体分流腔，将冷却气分流至径向气孔中；线缆引出件（23）安装在通用工装气体分流器（21）的端面的中心孔中。

7.根据权利要求6所述的一种液体火箭发动机高速柔性转子涡轮盘应变测量系统，其特征在于，所述线缆引出件（23）的中心孔为方形孔，中心孔面积等于高温引线（11）横截面积。

8.根据权利要求4所述一种液体火箭发动机高速柔性转子涡轮盘应变测量系统，其特征在于，所述引线密封装置（3）包括密封气导流管（31）、密封气接管嘴（32）和密封三通组件（33）；密封气接管嘴（32）焊接在壳体上，密封气导流管（31）穿过内、外壳体与密封气接管嘴（32）焊接，密封三通组件（33）与密封气接管嘴（32）连接。

9.根据权利要求6所述的一种液体火箭发动机高速柔性转子涡轮盘应变测量系统，其特征在于，所述冷却气体采用常温氮气、氦气以及与燃气不发生化学反映的气体；冷却气体通过冷却气接管嘴（25）经由冷却器进气管（24）、通用工装气体分流器（21）和滑环限位器（22），进入滑环引电器（12）与滑环限位器（22）之间间隙，在滑环引电器（12）周围形成冷却气膜，确保滑环引电器（12）工作温度不超过80℃。

10.根据权利要求4所述的一种液体火箭发动机高速柔性转子涡轮盘应变测量系统，其特征在于，所述通用工装气体分流器（21）为圆筒结构，中心圆孔为螺纹孔用于安装滑环限位器（22），一端端面中心设置螺纹孔，用于安装线缆引出件（23）。