CN209131854U - 航空发动机燃烧室出口用气冷热电偶 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种航空发动机燃烧室出口用气冷热电偶，用于发动机燃烧室出口的温度场测试，包括接嘴组件、壳体组件和温度场测试组件，采用多个冷气槽组成的冷气槽组，冷气槽组之间相隔设置，冷气槽组位于所述壳体组件靠近测试端一侧；由于结构简单，由冷气槽替代了原先的均匀布置的离散气膜孔，节省了加工的周期和成本，由于冷气槽开口方向与壳体组件外壁成一定角度，燃气不容易侵入冷气槽之间空隙，更不容易形成对转涡流，同时可以避免冷气流量过大时，冷气与壳体脱离，降低冷却效果。

Description

航空发动机燃烧室出口用气冷热电偶

技术领域

本申请涉及航空发动机技术领域，具体提供一种航空发动机燃烧室出口用气冷热电偶。

背景技术

燃烧室是航空发动机三大核心部件之一，其出口温度是评价燃烧室性能的重要参数，可达2000K以上，直接影响涡轮寿命。现在高温燃气温度测试多采用带有气冷结构的热电偶探针进行。气冷热电偶探针以低温气体为冷却介质，从外部引高压冷却气进入承力壳体内部，从壳体表面的离散气膜孔排出，在承力壳体表面形成气膜保护。

气冷热电偶探针的壳体上开有离散气膜孔，离散气膜孔均匀密布在整个壳体，如果壳体较大，开孔数量可观，加工周期长，成本高；离散气膜孔孔间无冷却，燃气易侵入离散气膜孔之间间隙中，另外离散气膜孔气流会产生对转涡流，将燃气从两侧吸入壳体与气膜间，气膜脱离壁面趋势强，气膜孔气流动量过大时，易造成气流与壳体脱离，降低冷却效果。

发明内容

为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种航空发动机燃烧室出口用气冷热电偶，包括接嘴组件、壳体组件和温度场测试组件；所述温度场测试组件至少部分设置在所述壳体组件内部，所述温度场测试组件包括测试端，所述测试端设置在所述壳体组件的一端的外面；所述壳体组件内设置有第一冷气通道，壳体组件上开设有多个与所述第一冷气通道连通的冷气槽组，每两个冷气槽组相隔设置，每个冷气槽组包括一个或多个冷气槽，一个或者多个所述冷气槽自所述壳体组件的外壁向所述组件的内壁方向倾斜设置；冷气槽组位于所述壳体组件靠近测试端一侧；所述接嘴组件内设置有第二冷气通道，所述第二冷气通道与所述第一冷气通道连通。

优选地，所述温度场测试组件包括：屏蔽罩、电偶丝、支撑座、保护套管；所述支撑座设置在所述壳体组件内，并与所述壳体组件固定连接；所述支撑座上设置有通孔；所述保护套管设置在所述壳体组件内部，所述保护套管的一端设置在所述支撑座的通孔内，所述保护套管内设置有第一电偶丝通道；所述屏蔽罩的一端设置在所述支撑座的通孔内，另一端设置在所述壳体组件外部，所述屏蔽罩内设置有第二电偶丝通道，所述第二电偶丝通道与所述第一电偶丝通道连通；所述电偶丝设置在所述第一电偶丝通道以及第二电偶丝通道内；设置在所述第一电偶丝通道内的电偶丝以及所述屏蔽罩组成所述测试端。

优选地，每个冷气槽组中的各个冷气槽沿所述壳体组件周向排列；每两个相邻的冷气槽之间相隔设置，且每两个相邻的冷气槽在垂直于所述壳体组件的周向的至少一个方向上相隔设置。

优选地，所述冷气槽的倾斜角度为10到40度。

优选地，临近所述测试端的一组冷气槽组中的自所述壳体组件的外壁向所述壳体组件的内壁方向倾斜设置的冷气槽的倾斜角度大于其他所述冷气槽组中的自所述壳体组件的外壁向所述壳体组件的内壁方向倾斜设置的冷气槽的倾斜角度。

优选地，所述壳体组件包括壳体和安装座，安装座连接壳体远离测试端的一端。

优选地，壳体分为弯曲部和支撑部，支撑部与安装座连接，弯曲部与支撑部成直角型。

优选地，所述冷气槽的宽度为1mm。

本申请实施例提供的航空发动机燃烧室出口用气冷热电偶，采用多个冷气槽组成的冷气槽组，冷气槽组之间相隔设置，冷气槽组位于所述壳体组件靠近测试端一侧；由于结构简单，由冷气槽替代了原先的均匀布置的离散气膜孔，节省了加工的周期和成本，由于冷气槽开口方向与壳体组件外壁成一定角度，燃气不容易侵入冷气槽之间空隙，更不容易形成对转涡流，同时可以避免冷气流量过大时，冷气与壳体脱离，降低冷却效果。

附图说明

图1是本申请实施例提供的航空发动机燃烧室出口用气冷热电偶的结构示意图；

图2是本申请实施例提供的航空发动机燃烧室出口用气冷热电偶的温度场测试组件的局部放大图。

其中：

1、屏蔽罩；2、支撑座；3、保护套管；4、壳体组件；5、安装座；6、接嘴组件；7、电偶丝；8、温度场测试组件；9、测试端；10、冷气槽；11、壳体；12、弯曲部；13、支撑部。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关申请，而非对该申请的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

需要说明的是，在本申请的描述中，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方向或位置关系的术语是基于附图所示的方向或位置关系，这仅仅是为了便于描述，而不是指示或暗示所述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申请的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

此外，还需要说明的是，在本申请的描述中，除非另有明确的规定和限定，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。对于本领域技术人员而言，可根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

根据图1和图2，本申请实施例提供了一种航空发动机燃烧室出口用气冷热电偶，用于发动机燃烧室出口的温度场测试，包括接嘴组件6、壳体组件4和温度场测试组件8。

温度场测试组件8至少部分设置在壳体组件4内部，温度场测试组件8包括测试端9，测试端9设置在壳体组件4的一端的外部。

壳体组件4内设置有第一冷气通道，壳体组件4上开设有多个与第一冷气通道连通的冷气槽组，每两个冷气槽组相隔设置，每个冷气槽组包括一个或多个冷气槽10，一个或者多个冷气槽10自壳体组件4的外壁向壳体的内壁方向倾斜设置。冷气槽组位于壳体组件4靠近测试端9一侧。

采用冷气槽10冷却，且冷气槽10与壳体之间有角度，出流连续，与壳体贴合效果好，覆盖面积大，没有对转涡流的产生，燃气不易窜入冷气与壳体间从而造成气膜脱落，同时冷却结构简单，加工方便，成本低。

接嘴组件6内设置有第二冷气通道，第二冷气通道与第一冷气通道连通。本申请中，接嘴组件6包括进气接嘴，工作时，从进气接嘴通入冷气，冷气经由第二冷气通道、第一冷气通道，最后从壳体组件4上的冷气槽10排出，在壳体组件4表面形成冷气膜，对壳体组件4进行热防护。

有利的是，温度场测试组件8包括：屏蔽罩1、电偶丝7、支撑座2、保护套管3。

支撑座2设置在壳体内，并与壳体组件4固定连接。支撑座2上设置有通孔。可以理解的是，支撑座2和壳体可以通过螺栓连接、焊接、铆接等任意一种固定连接方式连接。

保护套管3设置在壳体组件4内部，保护套管3的一端设置在支撑座2的通孔内，保护套管3内设置有第一电偶丝通道。

屏蔽罩1的一端设置在支撑座2的通孔内，另一端设置在壳体组件4外部，屏蔽罩1内设置有第二电偶丝通道，第二电偶丝通道与第一电偶丝通道连通。

电偶丝7设置在第一电偶丝通道以及第二电偶丝通道内。

设置在第一电偶丝通道内的电偶丝7以及屏蔽罩1组成测试端9。

有利的是，每组冷气槽组包括多个冷气槽10，各个冷气槽10沿壳体组件4的周向排列。可以理解的是，这里的多个可以使两个、四个、六个。本申请的其中一个实施例的设置为四个，另一个优选实施例可以设置为六个。根据实际要求设定个数以达到所需冷却效果及冷却范围。

每两个相邻的冷气槽10之间相隔设置，且每两个相邻的冷气槽10在垂直于壳体组件4的周向的至少一个方向上相隔设置。

如图2所示，冷气槽10的倾斜角度用α表示。有利的是，冷气槽10的倾斜角度为到度。本申请的其中一个实施例的设置为另一个优选实施例可以设置为可以理解的是，设定的倾斜角度与所要求达到的冷却效果及冷却范围有关。

有利的是，临近测试端9的一组冷气槽组中的自壳体组件4的外壁向壳体的内壁方向倾斜设置的冷气槽10的倾斜角度大于其他组冷气槽组中的自壳体组件4的外壁向壳体的内壁方向倾斜设置的冷气槽10的倾斜角度。

可以理解的是，临近测试端9的一组冷气槽组尽量靠近测试端9，并且冷气槽10的倾斜角度优选为度，尽量减少壳体组件4暴露在燃气中的面积。可根据壳体的长度，开设多组冷气槽组，防止壳体组件4下游在气膜核心区外，气膜冷却效果下降。

有利的是，壳体组件4包括壳体11和安装座5，安装座5连接壳体11远离测试端9的一端。

有利的是，壳体11分为弯曲部12和支撑部13，支撑部13与安装座5连接，弯曲部12与支撑部13成直角型。

有利的是，如图2所示，本申请的一个实施例中冷气槽10的宽度优选为1mm。可以理解的是根据实际要求可以适当增加或减少冷气槽10的宽度，同时也可以将冷气槽10设计成一段或者多段，也可以将冷气槽10设置为交错排布，达到更好的冷却效果。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为了描述的方便和简洁，上述描述的系统、模块和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。应理解，本申请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申请揭露的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本申请的保护范围之内。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，但是，本领域技术人员容易理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式。在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种航空发动机燃烧室出口用气冷热电偶，其特征在于，包括接嘴组件(6)、壳体组件(4)和温度场测试组件(8)；

所述温度场测试组件(8)至少部分设置在所述壳体组件(4)内部，所述温度场测试组件(8)包括测试端(9)，所述测试端(9)设置在所述壳体组件(4)的一端的外面；

所述壳体组件(4)内设置有第一冷气通道，壳体组件(4)上开设有多个与所述第一冷气通道连通的冷气槽组，每两个冷气槽组相隔设置，每个冷气槽组包括一个或多个冷气槽(10)，一个或者多个所述冷气槽(10)自所述壳体组件(4)的外壁向所述组件(4)的内壁方向倾斜设置；冷气槽组位于所述壳体组件(4)靠近测试端(9)一侧；

所述接嘴组件(6)内设置有第二冷气通道，所述第二冷气通道与所述第一冷气通道连通。

2.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室出口用气冷热电偶，其特征在于，所述温度场测试组件(8)包括：屏蔽罩(1)、电偶丝(7)、支撑座(2)、保护套管(3)；

所述支撑座(2)设置在所述壳体组件(4)内，并与所述壳体组件(4)固定连接；所述支撑座(2)上设置有通孔；

所述保护套管(3)设置在所述壳体组件(4)内部，所述保护套管(3)的一端设置在所述支撑座(2)的通孔内，所述保护套管(3)内设置有第一电偶丝通道；

所述屏蔽罩(1)的一端设置在所述支撑座(2)的通孔内，另一端设置在所述壳体组件(4)外部，所述屏蔽罩(1)内设置有第二电偶丝通道，所述第二电偶丝通道与所述第一电偶丝通道连通；

所述电偶丝(7)设置在所述第一电偶丝通道以及第二电偶丝通道内；

设置在所述第一电偶丝通道内的电偶丝(7)以及所述屏蔽罩(1)组成所述测试端(9)。

3.如权利要求1或2所述的航空发动机燃烧室出口用气冷热电偶，其特征在于，每个冷气槽组中的各个冷气槽(10)沿所述壳体组件(4)周向排列；

每两个相邻的冷气槽(10)之间相隔设置，且每两个相邻的冷气槽(10)在垂直于所述壳体组件(4)的周向的至少一个方向上相隔设置。

4.如权利要求3所述的航空发动机燃烧室出口用气冷热电偶，其特征在于，所述冷气槽(10)的倾斜角度为10°到40°。

5.如权利要求4所述的航空发动机燃烧室出口用气冷热电偶，其特征在于，临近所述测试端(9)的一组冷气槽组中的自所述壳体组件(4)的外壁向所述壳体组件(4)的内壁方向倾斜设置的冷气槽(10)的倾斜角度大于其他所述冷气槽组中的自所述壳体组件(4)的外壁向所述壳体组件(4)的内壁方向倾斜设置的冷气槽(10)的倾斜角度。

6.如权利要求5所述的航空发动机燃烧室出口用气冷热电偶，其特征在于，所述壳体组件(4)包括壳体(11)和安装座(5)，安装座(5)连接壳体(11)远离测试端(9)的一端。

7.如权利要求6所述的航空发动机燃烧室出口用气冷热电偶，其特征在于，壳体(11)分为弯曲部(12)和支撑部(13)，支撑部(13)与安装座(5)连接，弯曲部(12)与支撑部(13)成直角型。

8.如权利要求7所述的航空发动机燃烧室出口用气冷热电偶，其特征在于，所述冷气槽(10)的宽度为1mm。