CN115680892A - 一种用于航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种用于航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构，所述引气结构包括用于输入冷却气的双冷却气引气管、设置在航空发动机承力机匣内的引气管组件以及用于将引气管组件与遥测转接装置连接固定的转接组件。该引气结构有效降低了引气沿程温升，保证了冷却气对遥测装置的有效冷却；并且改动量较小，通过增加引气结构数量、调整引气结构管径、调整引气压力即可满足不同环境温度下的冷却要求，具有通用性；该引气结构具有可恢复性，不会对原主流道及空气系统造成影响，改装后的结构通过增加堵盖进行堵封即可恢复原发动机结构。
Description
技术领域
本发明属于航空燃气涡轮发动机高温旋转部件参数测量技术领域，具体涉及一种用于航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构。
背景技术
航空燃气涡轮发动机高温旋转部件一直处在最为恶劣的环境下工作，要承受高温、高压、高转速，以及复杂气动激振力和较大离心载荷的复合作用,容易发生故障,从而导致发动机和飞机发生严重事故。在发动机真实环境下测量高温旋转部件的关键参数，对修正计算模型，提高设计结果精度，具有重要的工程价值和实用意义。目前，测量航空燃气涡轮发动机高温旋转部件参数的重要方法为遥测技术测量，通过将遥测装置分别与高温旋转部件及静子部件连接来测量发动机的动应力、温度及压力等参数，由于该测量方法测量精度高、使用的遥测装置尺寸小、需进行的发动机结构改装相对简单而被越来越广泛的采用。但是，遥测装置的使用温度为≯80℃，而发动机高温旋转部件所处环境温度均远远超过80℃，甚至高达300～400℃，将遥测装置布置在如此高温环境下，对其冷却成为了最大的难题。
现有技术中，对遥测装置冷却采用外部引入冷却气，但将引气管路直接布置在高温环境中，沿程温升较高，无法满足冷却需求，同时可能会影响发动机流道，急需一种新的引气结构，来保证冷却引气的有效性。
发明内容
为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种引气结构，能够在顺利引入冷却气的同时降低沿程温升，满足了遥测装置在发动机高温旋转部件参数测量试验中的冷却需求。
为了实现上述目的，本发明提供了如下技术方案，提供一种用于航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构，所述引气结构包括用于输入冷却气的双冷却气引气管、设置在航空发动机承力机匣内的引气管组件以及用于将引气管组件与遥测转接装置连接固定的转接组件，其中，所述双冷却气引气管与所述引气管组件之间通过引气接头连接，所述双冷却气引气管包括第一冷却气引气管和第二冷却气引气管，所述第一冷却气引气管用于向所述引气管组件中通入用于冷却遥测装置的第一冷却气，所述第二冷却气引气管用于向所述引气管组件和所述承力机匣的间隙通入用于冷却引气管组件的第二冷却气，所述转接组件内部中空，第一冷却气从转接组件的中空腔内通向遥测装置。
本发明所提供的用于航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构，还具有这样的特征，所述引气管组件与所述承力机匣之间通过带法兰的引气接头连接，引气管组件与所述承力机匣的连接处设有用于封严的第一垫片。
本发明所提供的用于航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构，还具有这样的特征，所述引气管组件与所述转接组件之间采用第一球头配合并留有用于热变形补偿的安装间隙。
本发明所提供的用于航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构，还具有这样的特征，所述转接组件包括与所述引气管组件连接的第一转接座、与遥测装置连接的第三转接座以及用于将第一转接座和第三转接座连接的第二转接座。
本发明所提供的用于航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构，还具有这样的特征，所述第一转接座通过法兰固定在所述承力机匣的内机匣安装座上，并采用第二垫片进行封严；所述第一转接座与所述承力机匣的连接处设有通气孔，所述通气孔用于将所述第二冷却气排出至引气结构外围腔进行二次冷却。
本发明所提供的用于航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构，还具有这样的特征，所述第二转接座安装过程中穿过航空发动机轴承座支撑边上的通气孔；所述第二转接座通过第二球头与所述第一转接座配合；所述第二转接座与所述第三转接座之间通过第一调整垫进行封严。
本发明所提供的用于航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构，还具有这样的特征，所述第三转接座通过第二调整垫与所述遥测装置进行封严。
本发明所提供的用于航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构，还具有这样的特征，所述转接组件外侧设有隔热层。
有益效果
本发明所提供的用于航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构有效降低了引气沿程温升，保证了冷却气对遥测装置的有效冷却。该引气结构改动量较小，通过增加引气结构数量、调整引气结构管径、调整引气压力即可满足不同环境温度下的冷却要求，具有通用性；该引气结构具有可恢复性，不会对原主流道及空气系统造成影响，改装后的结构通过增加堵盖进行堵封即可恢复原发动机结构。利用分段结构、球头和调整垫等实现了拆装方便、热变形补偿及有效密封。
本发明所提供的用于航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构充分利用现有发动机机匣结构、轴承座结构，减少了改装工作量，缩短了测试改装周期，节省了发动机研发成本。
附图说明
为了更清楚地说明本公开实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
图1为本发明实施例所提供的引气结构的安装示意图。
具体实施方式
下面结合附图与实施例对本发明作进一步的详细说明，但应当说明的是，这些实施方式并非对本发明的限制，本领域普通技术人员根据这些实施方式所作的功能、方法、或者结构上的等效变换或替代，均属于本发明的保护范围之内。
在本发明实施例的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“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述的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明创造和简化描述，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创造的限制。
此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，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”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明创造的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
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，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，可以通过具体情况理解上述术语在本发明创造中的具体含义。
如图1所示，本发明实施例提供了一种用于航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构，所述引气结构包括用于输入冷却气的双冷却气引气管、设置在航空发动机承力机匣内的引气管组件以及用于将引气管组件与遥测转接装置14连接固定的转接组件，其中，所述双冷却气引气管与所述引气管组件4之间通过引气接头连接，所述双冷却气引气管包括第一冷却气引气管1和第二冷却气引气管2，所述第一冷却气引气管1用于向所述引气管组件4中通入用于冷却遥测装置的第一冷却气，所述第二冷却气引气管2用于向所述引气管组件4和所述承力机匣6的间隙通入用于冷却引气管组件4的第二冷却气，所述转接组件内部中空，第一冷却气从转接组件的中空腔内通向遥测装置。遥测装置包括遥测装置转子组件15和遥测装置静子组件16。
在部分实施例中，所述引气管组件4与所述承力机匣6之间通过带法兰的引气接头连接，引气管组件与所述承力机匣6的连接处设有用于封严的第一垫片3。
在部分实施例中，所述引气管组件与所述转接组件之间采用第一球头配合并留有用于热变形补偿的安装间隙。
在部分实施例中，所述转接组件包括与所述引气管组件连接的第一转接座7、与遥测装置连接的第三转接座12以及用于将第一转接座7和第三转接座12连接的第二转接座9。
在部分实施例中，所述第一转接座7通过法兰固定在所述承力机匣6的内机匣安装座上，并采用第二垫片5进行封严；所述第一转接座7与所述承力机匣6的连接处设有通气孔，所述通气孔用于将所述第二冷却气排出至引气结构外围腔进行二次冷却。
在部分实施例中，所述第二转接座9安装过程中穿过航空发动机轴承座10支撑边上的通气孔；所述第二转接座9通过第二球头与所述第一转接座7配合；所述第二转接座9与所述第三转接座12之间通过第一调整垫11进行封严。球头方便安装，球头处留有一定的间隙，用于热变形补偿。
在部分实施例中，所述第三转接座12通过第二调整垫13与所述遥测装置进行封严。第三转接座12通过法兰用螺钉安装在遥测转接装置14上。
通过调整第一调整垫11和第二调整垫13解决了航空发动机承力机匣内安装座、轴承座10通气孔及遥测转接装置14安装座周向位置不一致的问题。
在部分实施例中，所述转接组件外侧设有隔热层8。隔热层8包括蒙皮和气凝胶。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变型，这些改进和变型也应视为本发明的保护范围。
Claims (8)
1.一种用于航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构，其特征在于，所述引气结构包括用于输入冷却气的双冷却气引气管、设置在航空发动机承力机匣内的引气管组件以及用于将引气管组件与遥测转接装置连接固定的转接组件，
其中，所述双冷却气引气管与所述引气管组件之间通过引气接头连接，所述双冷却气引气管包括第一冷却气引气管和第二冷却气引气管，所述第一冷却气引气管用于向所述引气管组件中通入用于冷却遥测装置的第一冷却气，所述第二冷却气引气管用于向所述引气管组件和所述承力机匣的间隙通入用于冷却引气管组件的第二冷却气，所述转接组件内部中空，第一冷却气从转接组件的中空腔内通向遥测装置。
2.根据权利要求1所述的航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构，其特征在于，所述引气管组件与所述承力机匣之间通过带法兰的引气接头连接，引气管组件与所述承力机匣的连接处设有用于封严的第一垫片。
3.根据权利要求1所述的航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构，其特征在于，所述引气管组件与所述转接组件之间采用第一球头配合并留有用于热变形补偿的安装间隙。
4.根据权利要求1所述的航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构，其特征在于，所述转接组件包括与所述引气管组件连接的第一转接座、与遥测装置连接的第三转接座以及用于将第一转接座和第三转接座连接的第二转接座。
5.根据权利要求4所述的航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构，其特征在于，所述第一转接座通过法兰固定在所述承力机匣的内机匣安装座上，并采用第二垫片进行封严；所述第一转接座与所述承力机匣的连接处设有通气孔，所述通气孔用于将所述第二冷却气排出至引气结构外围腔进行二次冷却。
6.根据权利要求4所述的航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构，其特征在于，所述第二转接座安装过程中穿过航空发动机轴承座支撑边上的通气孔；所述第二转接座通过第二球头与所述第一转接座配合；所述第二转接座与所述第三转接座之间通过第一调整垫进行封严。
7.根据权利要求4所述的航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构，其特征在于，所述第三转接座通过第二调整垫与所述遥测装置进行封严。
8.根据权利要求1所述的航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构，其特征在于，所述转接组件外侧设有隔热层。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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