CN206514966U - 航空发动机壁面测温结构 - Google Patents
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Abstract
本实用新型提供了一种航空发动机壁面测温结构，包括热电偶和至少三个金属薄片，热电偶外壳的靠近其测量端处呈折弯状，所述折弯状可以为Ω形弯或者L形弯，所述折弯处及其两侧的热电偶外壳均通过金属薄片固定在发动机壁面上，金属薄片均焊接在发动机壁面上；热电偶测量端的偶丝与热电偶的外壳焊接在一起，所述壁面测温结构还包括盖帽，热电偶的测量端通过盖帽固定在发动机壁面上，盖帽焊接在发动机壁面上。本实用新型还提供了另一种航空发动机壁面测温结构，热电偶测量端的偶丝露在热电偶外壳外面，偶丝上共设有三排偶丝焊点，第一排的偶丝焊点和第二排的偶丝焊点之间的偶丝通过金属薄片固定在发动机壁面上。
Description
技术领域
本实用新型涉及发动机温度测量技术领域，特别涉及航空发动机壁面测温结构。
背景技术
热电偶是壁温测试的主要手段，由于航空发动机具有温度范围宽、气流流速变化大、结构复杂的特点，因此常规的点接触、片接触、等温线接触、分立式等安装结构并不适用于航空发动机复杂结构和工况的壁温测试。所以需要设计针对航空发动机复杂结构和工况的热电偶的安装结构，保证发动机壁温测试安装的可靠性和壁温测试的准确性。
实用新型内容
为克服上述现有技术存在的至少一种缺陷，本实用新型提供了一种航空发动机壁面测温结构，包括热电偶和至少三个金属薄片，热电偶外壳的靠近其测量端处呈折弯状，所述折弯状可以为Ω形弯或者L形弯，所述折弯处及其两侧的热电偶外壳均通过金属薄片固定在发动机壁面上，金属薄片均焊接在发动机壁面上；
热电偶测量端的偶丝与热电偶的外壳焊接在一起，所述壁面测温结构还包括盖帽，热电偶的测量端通过盖帽固定在发动机壁面上，盖帽焊接在发动机壁面上。
优选的，热电偶为铠装热电偶。
本实用新型还提供了另一种航空发动机壁面测温结构，包括热电偶和至少三个金属薄片，热电偶外壳的靠近其测量端处呈折弯状，所述折弯状可以为Ω形弯或者L形弯，所述折弯处及其两侧的热电偶外壳均通过金属薄片固定在发动机壁面上，金属薄片均焊接在发动机壁面上；
热电偶测量端的偶丝露在热电偶外壳外面，偶丝上共设有三排偶丝焊点，第一排的偶丝焊点和第二排的偶丝焊点之间的偶丝通过金属薄片固定在发动机壁面上。
优选的，热电偶的外壳为采用屏蔽材料制成的屏蔽层，偶丝与屏蔽层之间设有绝缘层。
本实用新型提供的航空发动机壁面测温结构，针对航空发动机温度范围宽、气流流速变化大、结构复杂的工况，通过敷设盖帽或偶丝平行焊的方式，解决了航空发动机燃烧室、涡轮、机匣等非转子件在壁面测温时不稳定、测量数据不准确的问题，提高壁温测试安装的可靠性和壁温测试的准确性，同时利用Ω形弯或L形弯固定热电偶，防止热电偶串动导致的偶丝损坏，增加了测温结构的稳定性。
附图说明
图1为航空发动机壁面测温结构的第一种实施方式的示意图；
图2为航空发动机壁面测温结构的第二种实施方式的示意图；
图3为航空发动机壁面测温结构的第三种实施方式的示意图。
附图标记：热电偶1，盖帽21，偶丝22，金属薄片4，偶丝焊点5，绝缘层6。
具体实施方式
为使本实用新型实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本实用新型，而不能理解为对本实用新型的限制。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。下面结合附图对本实用新型的实施例进行详细说明。
在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“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实用新型和简化描述，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实用新型保护范围的限制。
下面通过具体的实施例对本实用新型作进一步详细的描述。
具体实施例1：
如图1所示，在气流流速较大且气流与发动机壁面之间温差小的情况下，航空发动机壁面测温结构包括热电偶1和至少三个金属薄片4，其中热电偶1为铠装热电偶，热电偶1外壳的靠近其测量端处呈折弯状，所述折弯状为Ω形弯，Ω形弯是用于防止热电偶1在发动机装配和试验过程中产生串动从而导致偶丝22损坏；所述折弯处及其两侧的热电偶1外壳均通过金属薄片4固定在发动机壁面上，金属薄片4均焊接在发动机壁面上；
热电偶1测量端的偶丝22与热电偶1的外壳焊接在一起，这种热电偶被称为碰底型热电偶或接壳型热电偶，其特点是热传导较快；所述壁面测温结构还包括盖帽21，热电偶1的测量端通过盖帽21固定在发动机壁面上，盖帽21焊接在发动机壁面上。
安装热电偶1时，在距离热电偶1的测量端50d1的位置制作一个折弯，本实施例中折弯为Ω形弯，d1为热电偶直径，一般为0.4～2mm，并沿被测表面等温线通过点焊的方式将金属薄片4敷设固定，即热电偶1测量端与Ω形弯之间、Ω形弯的弯曲处、Ω形弯的远离热电偶1测量端处均点焊上金属薄片4；之后使用盖帽21覆盖住热电偶1的测量端，盖帽21可减少气流与热电偶1的对流换热和环境的热辐射，沿盖帽21的边缘点焊一圈或两圈焊点，以保证热电偶1的测量端不与气流接触，其中盖帽21覆盖热电偶1的长度不少于5d1。
具体实施例2：
如图2所示，在气流流速较大且气流与发动机壁面之间温差大的情况下，航空发动机壁面测温结构包括热电偶1和至少三个金属薄片4，热电偶1外壳的靠近其测量端处呈折弯状，所述折弯状为Ω形弯，Ω形弯是用于防止热电偶1在发动机装配和试验过程中产生串动从而导致偶丝22损坏；所述折弯处及其两侧的热电偶1外壳均通过金属薄片4固定在发动机壁面上，金属薄片4均焊接在发动机壁面上；
热电偶1测量端的偶丝22露在热电偶1外壳外面，这种热电偶被称为露头型热电偶，其特点是导热误差小；偶丝22上共设有三排偶丝焊点5，第一排的偶丝焊点5和第二排的偶丝焊点5之间的偶丝22通过金属薄片4固定在发动机壁面上。
安装热电偶1时，在距离热电偶1的测量端50d1的位置制作一个折弯，本实施例中折弯为Ω形弯，d1为热电偶直径，一般为0.4～2mm，并沿被测表面等温线通过点焊的方式将金属薄片4敷设固定，即热电偶1测量端与Ω形弯之间、Ω形弯的弯曲处、Ω形弯的远离热电偶1测量端处均点焊上金属薄片4；之后在偶丝22上点焊三排偶丝焊点5，其中距离热电偶1最近的偶丝焊点5为第一排焊点，其为测温点；距离热电偶1最远的偶丝焊点5为第三排焊点，中间为第二排焊点，第二排焊点和第三排焊点为固定点，其作用是当第一排焊点开焊后剩余两排焊点能代替第一排焊点继续测温，在第二排焊点和第三排焊点中间点焊上金属薄片4。
具体实施例3：
如图3所示，在气流流速小的情况下，航空发动机壁面测温结构包括热电偶1和至少三个金属薄片4，热电偶1的外壳为采用屏蔽材料制成的屏蔽层，其一般为导热系数小的无机纤维，热电偶1外壳的靠近其测量端处呈折弯状，所述折弯状为L形弯，L形弯是用于防止热电偶1在发动机装配和试验过程中产生串动从而导致偶丝22损坏；所述折弯处及其两侧的热电偶1外壳均通过金属薄片4固定在发动机壁面上，金属薄片4均焊接在发动机壁面上；
热电偶1测量端的偶丝22露在热电偶1外壳外面，这种热电偶被称为露头型热电偶，其特点是导热误差小；偶丝22与屏蔽层之间设有绝缘层6，这种热电偶被称为高温包覆热电偶，其特点是导热误差小，偶丝22上共设有三排偶丝焊点5，第一排的偶丝焊点5和第二排的偶丝焊点5之间的偶丝22通过金属薄片4固定在发动机壁面上。
安装热电偶1时，热电偶1的偶丝22露出长度为d2＝15～20mm，绝缘层6露出长度d3＝10～15mm，在距离热电偶1测量端一定距离屏蔽层上制作一个L形弯，并沿被测表面等温线通过点焊的方式将金属薄片4敷设固定，即绝缘层6处、L形弯之前的屏蔽层处、L形弯处、L形弯之后的屏蔽层处均点焊上金属薄片4；若为Ω形弯，则在绝缘层6处、Ω形弯处、Ω形弯之后的屏蔽层均点焊上金属薄片4；之后在偶丝22上点焊三排偶丝焊点5，其中距离热电偶1最近的偶丝焊点5为第一排焊点，其为测温点；距离热电偶1最远的偶丝焊点5为第三排焊点，中间为第二排焊点，第二排焊点和第三排焊点为固定点，其作用是当第一排焊点开焊后剩余两排焊点能代替第一排焊点继续测温，在第二排焊点和第三排焊点中间点焊上金属薄片4。
以上所述，仅为本实用新型的具体实施方式，但本实用新型的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本实用新型揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。因此，本实用新型的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (4)
1.航空发动机壁面测温结构，其特征在于，包括热电偶(1)和至少三个金属薄片(4)，热电偶(1)外壳的靠近其测量端处呈折弯状，所述折弯状可以为Ω形弯或者L形弯，所述折弯处及其两侧的热电偶(1)外壳均通过金属薄片(4)固定在发动机壁面上，金属薄片(4)均焊接在发动机壁面上；
热电偶(1)测量端的偶丝(22)与热电偶(1)的外壳焊接在一起，所述壁面测温结构还包括盖帽(21)，热电偶(1)的测量端通过盖帽(21)固定在发动机壁面上，盖帽(21)焊接在发动机壁面上。
2.根据权利要求1所述的航空发动机壁面测温结构，其特征在于，热电偶(1)为铠装热电偶。
3.航空发动机壁面测温结构，其特征在于，包括热电偶(1)和至少三个金属薄片(4)，热电偶(1)外壳的靠近其测量端处呈折弯状，所述折弯状可以为Ω形弯或者L形弯，所述折弯处及其两侧的热电偶(1)外壳均通过金属薄片(4)固定在发动机壁面上，金属薄片(4)均焊接在发动机壁面上；
热电偶(1)测量端的偶丝(22)露在热电偶(1)外壳外面，偶丝(22)上共设有三排偶丝焊点(5)，第一排的偶丝焊点(5)和第二排的偶丝焊点(5)之间的偶丝(22)通过金属薄片(4)固定在发动机壁面上。
4.根据权利要求3所述的航空发动机壁面测温结构，其特征在于，热电偶(1)的外壳为采用屏蔽材料制成的屏蔽层，偶丝(22)与所述屏蔽层之间设有绝缘层(6)。
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| CN201720123035.3U CN206514966U (zh) | 2017-02-10 | 2017-02-10 | 航空发动机壁面测温结构 |
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Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108088580A (zh) * | 2018-01-19 | 2018-05-29 | 锦州精微仪表有限公司 | 可实现小插深精密测量的测温元件 |
| CN111413099A (zh) * | 2020-03-24 | 2020-07-14 | 武汉理工大学 | 发动机受热件内壁面温度测量方法验证装置 |
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| CN108088580B (zh) * | 2018-01-19 | 2024-06-07 | 锦州精微仪表有限公司 | 可实现小插深精密测量的测温元件 |
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