CN201297968Y - 航空发动机音速热电偶试验装置 - Google Patents
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Abstract
本实用新型航空发动机音速热电偶试验装置属于发动机测试技术，涉及一种航空发动机音速热电偶试验装置。包括航空发动机的一个部件引射管[2]，其特征在于，试验装置由试验台架[1]、引射管[2]、连接法兰[3]、基座[4]、压力表[6]、进气连接法兰[7]、进气阀门[8]和软管[9]组成。基座[4]由下部的底座[4a]、中部的支柱[4b]和上部的三通[4c]焊接为整体，三通[4c]的第一端口[4ck]通过管路与引射管[2]的进气口连通，引射管[2]的引气口与被测音速热电偶[5]的引流口连通，三通[4c]的第三端口[4cs]与进气阀门[8]的一端连通，进气阀门[8]的另一端与高压气源连通。本实用新型不需要进行发动机试车即可对音速热电偶进行检测，避免了由于检测音速热电偶的质量而造成重复试车，降低了音速热电偶的检测成本和故障发生率。
Description
技术领域
本实用新型属于发动机测试技术，涉及一种航空发动机音速热电偶试验装置。
背景技术
航空发动机音速热电偶由于受材料、喉口位置、加工和装配精度、检验方法、检测环境等因数的影响，对生产工艺、质量控制要求高，静态无法检验是否合格。目前进行航空发动机音速热电偶试验时，必须将音速热电偶安装到发动机上，当试车引气气流达到音速后才能确定其质量是否合格，如果电偶质量不合格，还需要重新安装新的热电偶再次试车；如果发动机本身也有故障时，更难以判别，这样反复试车，不仅造成大量人力和物力的浪费，还减少了发动机的使用寿命，严重影响到发动机的正常交付。同时，还可能埋下发动机的事故隐患。
发明内容
本实用新型的目的是：提出一种不需要进行发动机试车即可对音速热电偶进行检测的航空发动机音速热电偶试验装置，以避免由于检测音速热电偶的质量而造成重复试车，降低音速热电偶的检测成本和故障发生率。
本实用新型的目技术方案是：航空发动机音速热电偶试验装置，包括航空发动机的一个部件引射管2，其特征在于，试验装置由试验台架1、引射管2、连接法兰3、基座4、压力表6、进气连接法兰7、进气阀门8和软管9组成；基座4由下部的底座4a、中部的支柱4b和上部的三通4c焊接为整体，底座4a通过螺栓固定在试验台架1的工作面上，三通4c的第一端口4ck通过管路与引射管2的进气口连通，引射管2的排气口通大气，引射管2的引气口通过连接法兰3与被测音速热电偶5的引流口连通，三通4c的第二端口4cj通过管路与压力表6连通，三通4c的第三端口4cs通过管路和进气连接法兰7与进气阀门8的一端连通，进气阀门8的另一端与软管9的一端连通，软管9的另一端与高压气源连通。
本实用新型的优点是：不需要进行发动机试车即可对音速热电偶进行检测，避免了由于检测音速热电偶的质量而造成重复试车，降低了音速热电偶的检测成本和故障发生率。另外，本实用新型结构简单，操作方便，试验结果准确、可靠。使用本实用新型检测某发动机的音速热电偶，在200余件音速热电偶中，就发现了20多件不合格的产品，避免了因此而造成的重复试车，大大节约了试车成本，降低了故障发生率。
附图说明
图1是本实用新型的结构示意图。
具体实施方式
下面对本实用新型做进一步详细说明。参见图1，航空发动机音速热电偶试验装置，包括航空发动机的一个部件引射管2，其特征在于，试验装置由试验台架1、引射管2、连接法兰3、基座4、压力表6、进气连接法兰7、进气阀门8和软管9组成；基座4由下部的底座4a、中部的支柱4b和上部的三通4c焊接为整体，底座4a通过螺栓固定在试验台架1的工作面上，三通4c的第一端口4ck通过管路与引射管2的进气口连通，引射管2的排气口通大气，引射管2的引气口通过连接法兰3与被测音速热电偶5的引流口连通，三通4c的第二端口4cj通过管路与压力表6连通，三通4c的第三端口4cs通过管路和进气连接法兰7与进气阀门8的一端连通，进气阀门8的另一端与软管9的一端连通，软管9的另一端与高压气源连通。
本实用新型的工作原理是：将被测航空发动机音速热电偶5通过连接法兰3安装在引射管2上，打开进气阀门8将来自高压气源的压缩空气接入引射管2，同时可以调整进气阀门8的开度改变进气的压力，模拟进入发动机高压压气机的气流。引射管2内引射空气的使音速热电偶5的内部流道产生音速气流，从音速热电偶5的输出端输出音速气流温度信号。通过检测音速热电偶5输出的音速气流温度信号即可判断音速热电偶5是否合格。
Claims (1)
1、航空发动机音速热电偶试验装置，包括航空发动机的一个部件引射管[2]，其特征在于，试验装置由试验台架[1]、引射管[2]、连接法兰[3]、基座[4]、压力表[6]、进气连接法兰[7]、进气阀门[8]和软管[9]组成；基座[4]由下部的底座[4a]、中部的支柱[4b]和上部的三通[4c]焊接为整体，底座[4a]通过螺栓固定在试验台架[1]的工作面上，三通[4c]的第一端口[4ck]通过管路与引射管[2]的进气口连通，引射管[2]的排气口通大气，引射管[2]的引气口通过连接法兰[3]与被测音速热电偶[5]的引流口连通，三通[4c]的第二端口[4cj]通过管路与压力表[6]连通，三通[4c]的第三端口[4cs]通过管路和进气连接法兰[7]与进气阀门[8]的一端连通，进气阀门[8]的另一端与软管[9]的一端连通，软管[9]的另一端与高压气源连通。
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| CNU2008201347724U CN201297968Y (zh) | 2008-09-10 | 2008-09-10 | 航空发动机音速热电偶试验装置 |
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Publications (1)
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Country Status (1)
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| CN (1) | CN201297968Y (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108827493A (zh) * | 2017-05-01 | 2018-11-16 | 霍尼韦尔国际公司 | 具有整体喷射器的抗结冰总温度探针 |
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2008
- 2008-09-10 CN CNU2008201347724U patent/CN201297968Y/zh not_active Expired - Lifetime
Cited By (2)
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|---|---|---|---|---|
| CN108827493A (zh) * | 2017-05-01 | 2018-11-16 | 霍尼韦尔国际公司 | 具有整体喷射器的抗结冰总温度探针 |
| CN108827493B (zh) * | 2017-05-01 | 2021-02-26 | 霍尼韦尔国际公司 | 具有整体喷射器的抗结冰总温度探针 |
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| ASS | Succession or assignment of patent right |
Owner name: XIAN AVIATION POWER CO., LTD. Free format text: FORMER OWNER: XI'AN AERONAUSTIC ENGINE (GROUP) CO., LTD. Effective date: 20140522 |
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| C41 | Transfer of patent application or patent right or utility model | ||
| TR01 | Transfer of patent right |
Effective date of registration: 20140522 Address after: Weiyang Xu Jia Wan 710021 Shaanxi city of Xi'an Province Patentee after: Xian Aviation Power Co., Ltd. Address before: 710021 Beijiao, Shaanxi province Xu Bay Patentee before: Xi' an Aero-Engine (Group) Co., Ltd. |
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