CN214121600U - 航空发动机压力试验内部引线堵头及航空发动机试验件 - Google Patents

Abstract

本公开涉及一种航空发动机压力试验内部引线堵头及航空发动机试验件，堵头固定在机匣(3)上的安装孔(31)内，且堵头包括：主体部，主体部内设有走线槽(1)，走线槽(1)从机匣(3)的内侧延伸至机匣(3)的外侧，被构造为形成供机匣(3)内部的导线引出的通道，走线槽(1)的至少部分长度段是弯曲的；和两个密封件(2)，连接在主体部上且分别设在走线槽(1)的两端，且每个密封件(2)上均设有供导线穿过的引导孔，引导孔与导线密封配合。

Description

航空发动机压力试验内部引线堵头及航空发动机试验件

技术领域

本公开涉及航空发压力试验技术领域，尤其涉及一种航空发动机压力试验内部引线堵头及航空发动机试验件。

背景技术

航空发动机研发过程中，需要做大量的机匣压力试验。试验中，需要对机匣内表面关键部位进行应变测量，应变数据线需要从密封引线座引出，而现有的密封堵头与密封胶配合的密封方案无法承受大压力(10Mpa以上)，针对机匣强度试验，试验压力可能会大于10Mpa；对于机匣疲劳试验，试验压力也会接近10Mpa，因此需要能够承受更大压力的密封堵头装置。

实用新型内容

本公开的实施例提供了一种航空发动机压力试验内部引线堵头及航空发动机试验件，能够解决航空发动机机匣强度试验中，在高压力工况下机内部测试引线密封的问题。

本公开一方面提供了一种航空发动机压力试验内部引线堵头，固定在机匣上的安装孔内，堵头包括：

主体部，主体部内设有走线槽，走线槽从机匣的内侧延伸至机匣的外侧，被构造为形成供机匣内部的导线引出的通道，走线槽的至少部分长度段是弯曲的；和

两个密封件，连接在主体部上且分别设在走线槽的两端，且每个密封件上均设有供导线穿过的引导孔，引导孔与导线密封配合。

在一些实施例中，走线槽内填充密封胶。

在一些实施例中，走线槽包括第一直线段、弯曲段和第二直线段，第一直线段和第二直线段沿堵头的轴向延伸，且分别靠近机匣内侧和外侧设置，弯曲段的两端分别与第一直线段和第二直线段连通。

在一些实施例中，主体部包括第一部分和第二部分，第一部分和第二部分相互扣合，且接合面通过主体部的轴线，第一部分和第二部分可拆卸地连接；

第一部分在接合面上设有第一半槽，第二部分在接合面上设有第二半槽，第一半槽和第二半槽对接形成走线槽。

在一些实施例中，还包括第一紧固件，第一部分和第二部分均包括：

嵌入部，被配置为插入安装孔内；和

止推部，抵靠在机匣的外侧壁上进行限位；

其中，第一部分的嵌入部和第二部分的嵌入部相互扣合，第一部分的止推部和第二部分的止推部相互扣合，嵌入部的内端面和止推部的外端面上位于接合面处均设有凸耳，且凸耳上设有第一孔，第一部分和第二部分通过穿设相应位置的第一孔的第一紧固件连接。

在一些实施例中，堵头还包括第二紧固件，止推部上设有第二孔，堵头通过穿设第二孔的第二紧固件与机匣固定。

在一些实施例中，走线槽的端部设有螺纹孔，密封件包括密封部和操作部，密封部的外壁上设有外螺纹且位于螺纹孔内，操作部固定在密封部的外端且被构造为施加旋拧力。

在一些实施例中，主体部的外侧壁上设有环槽，环槽内设有密封圈。

本公开另一方面提供了一种航空发动机试验件，包括上述实施例的航空发动机压力试验内部引线堵头。

本公开实施例的航空发动机压力试验内部引线堵头，通过将走线槽的至少部分长度段设计为弯曲的，即使由于机匣内侧试验压力较大进入走线槽，也会受到弯曲部分的阻挡作用而减小压力，防止内部压力较高的气体带着燃油或液压油从走线槽中冲出，因此，本公开的堵头能够在机匣内侧压力较高的情况下对导线的引出起到较好的密封作用。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本公开的进一步理解，构成本申请的一部分，本公开的示意性实施例及其说明用于解释本公开，并不构成对本公开的不当限定。在附图中：

图1为本公开航空发动机压力试验内部引线堵头的一些实施例的中第一部分或第二部分的结构示意图；

图2为本公开航空发动机压力试验内部引线堵头与机匣配合的结构示意图；

图3为本公开航空发动机压力试验内部引线堵头与机匣配合的俯视图。

附图标记说明

1、走线槽；11、第一直线段；12、弯曲段；13、第二直线段；14、螺纹孔；15、凸耳；151、第一孔；16、环槽；17、嵌入部；18、止推部；2、密封件；21、密封部；22、操作部；3、机匣；31、安装孔；4、第二紧固件；5、密封圈；10、第一部分；20、第二部分。

具体实施方式

以下详细说明本公开。在以下段落中，更为详细地限定了实施例的不同方面。如此限定的各方面可与任何其他的一个方面或多个方面组合，除非明确指出不可组合。尤其是，被认为是优选的或有利的任何特征可与其他一个或多个被认为是优选的或有利的特征组合。

本公开中出现的“第一”、“第二”等用语仅是为了方便描述，以区分具有相同名称的不同组成部件，并不表示先后或主次关系。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“内”、“外”、“上”、“下”、“左”和“右”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发明，而不是指示或暗示所指的装置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保护范围的限制。

航空发动机研发过程中，需要做大量的机匣压力试验。试验中，需要对机匣内表面关键部位进行应变测量，应变检测部件的导线(例如数据线)需要从机匣侧壁引出并通过堵头对导线进行密封。

如图1至图3所示，本公开提供了一种航空发动机压力试验内部引线堵头，固定在机匣3侧壁上的安装孔31内，堵头包括：主体部和两个密封件2。机匣3可以是航空发动机或其试验件的机匣。

主体部内设有走线槽1，走线槽1从机匣3的内侧延伸至机匣3的外侧，被构造为形成供机匣3内部的导线引出的通道，走线槽1的至少部分长度段是弯曲的。

两个密封件2连接在主体部上且位于走线槽1的两端，每个密封件2上均设有供导线穿过的引导孔，引导孔与导线密封配合。引导孔的横截面尺寸可小于走线槽1的横截面尺寸，这样既能方便地使导线穿过走线槽1，又便于实现导线在走线槽1的两端的密封，可防止机匣3内侧的燃油或液压油进入走线槽1内。例如，密封件2可拆卸地连接于主体部，密封件2可以是密封盖、密封塞等。

由于机匣强度试验和疲劳试验的试验压力较大，该实施例通过设置将走线槽1的至少部分长度段设计为弯曲的，即使由于机匣内侧试验压力较大进入走线槽1，也会受到弯曲部分的阻挡作用而减小压力，防止内部压力较高的气体带着燃油或液压油从走线槽1中冲出，因此，本公开的堵头能够在机匣内侧压力较高的情况下对导线的引出起到较好的密封作用。

在一些实施例中，走线槽1内填充密封胶。由于走线槽1的至少部分长度段是弯曲的，能够对凝固的密封胶起到支撑作用，从而更好地实现导线在引出时的密封性。

在一些实施例中，走线槽1包括第一直线段11、弯曲段12和第二直线段13，第一直线段11和第二直线段13沿堵头的轴向延伸，且分别靠近机匣3内侧和外侧设置，弯曲段12的两端分别与第一直线段11和第二直线段13连通。例如，弯曲段12可呈C形、S形等结构，弯曲段12可设置一段或多段。

在一些实施例中，如图1和图2所示，主体部包括第一部分10和第二部分20，第一部分10和第二部分20相互扣合，且接合面通过主体部的轴线，第一部分10和第二部分20可拆卸地连接。优选地，第一部分10和第二部分20的结构相同，且相对于接合面对称。第一部分10在接合面上设有第一半槽，第二部分20在接合面上设有第二半槽，第一半槽和第二半槽对接形成走线槽1。

该实施例通过将主体部设计为分体式结构，便于将导线安装到走线槽1内，在将导线安装到第一半槽后，再将第二部分20与第一部分10对接固定，可提高航空发动机压力试验的效率。

在一些实施例中，如图2所示，堵头还包括第一紧固件，第一部分10和第二部分20均包括：嵌入部17，被配置为插入安装孔31内；和止推部18，抵靠在机匣3的外侧壁上进行限位；其中，第一部分10的嵌入部17和第二部分20的嵌入部17相互扣合，可形成柱状结构，第一部分10的止推部18和第二部分20的止推部18相互扣合，可形成盘状结构或矩形板状结构。

如图1所示，嵌入部17的内端面和止推部18的外端面上位于接合面处均设有凸耳15，例如，嵌入部17的内端面间隔设置两个凸耳15，止推部18的外端面间隔设置两个凸耳15，且凸耳15上设有第一孔151，第一部分10和第二部分20通过穿设相应位置的第一孔151的第一紧固件连接。

该实施例通过采用第一紧固件将第一部分10和第二部分20可拆卸地连接，即使在机匣3内侧压力较大的情况下，第一部分10和第二部分20在接合面处也能较好地贴合，从而获得较优的密封效果。

在一些实施例中，如图3所示，堵头还包括第二紧固件4，止推部18上设有第二孔，堵头通过穿设第二孔的第二紧固件4与机匣3固定。例如，止推部18呈矩形结构，并在四个角处各设有第二紧固件4，以实现堵头与机匣3可拆卸地固定。

在一些实施例中，如图1所示，走线槽1的端部设有螺纹孔14，密封件2包括密封部21和操作部22，密封部21的外壁上设有外螺纹且位于螺纹孔14内，操作部22固定在密封部21的外端且被构造为施加旋拧力。例如，操作部22可设置为四方或六方结构，以通过扳手向操作部22施加旋拧力。

该实施例通过设置操作部22拧紧密封件2，能够使走线槽1内的密封胶完全填充，并使密封部21与螺纹孔14连接紧密，进一步优化密封效果。

在一些实施例中，主体部的外侧壁上设有环槽16，具体地，可在密封部21的外侧壁上设置环槽16，环槽16内设有密封圈5。该实施例能够提到堵头与机匣3的安装孔31之间的密封性。

其次，本公开提供了一种航空发动机试验件，在一些实施例中，包括上述实施例的航空发动机压力试验内部引线堵头。

通过采用此种堵头，在对航空发动机进行机匣强度试验和疲劳试验时，允许施加较大的试验压力，并在试验压力较大时也能在引线部位达到较好的密封性。

此种堵头在安装前，先将引线从第一部分10的第一半槽中引出，并在第一半槽内灌满密封胶，再将第一部分10与第二部分20相对安装，并将四个第一紧固件安装在凸耳15上的第一孔151内，使第一部分10与第二部分20紧密配合。

接着，将导线穿过密封件2上的引导孔，并将两个密封件2的密封部21旋入螺纹孔14内，并通过工装向操作部22施加旋拧力拧紧，使走线槽1内的密封胶完全填充。在此导线穿过密封件2上的引导孔。

本文中应用了具体的实施例对本公开的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本公开的方法及其核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本公开原理的前提下，还可以对本公开进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本公开权利要求的保护范围内。

Claims (9)

1.一种航空发动机压力试验内部引线堵头，其特征在于，固定在机匣(3)上的安装孔(31)内，所述堵头包括：

主体部，所述主体部内设有走线槽(1)，所述走线槽(1)从所述机匣(3)的内侧延伸至所述机匣(3)的外侧，被构造为形成供所述机匣(3)内部的导线引出的通道，所述走线槽(1)的至少部分长度段是弯曲的；和

两个密封件(2)，连接在所述主体部上且分别设在所述走线槽(1)的两端，且每个所述密封件(2)上均设有供导线穿过的引导孔，所述引导孔与所述导线密封配合。

2.根据权利要求1所述的航空发动机压力试验内部引线堵头，其特征在于，所述走线槽(1)内填充密封胶。

3.根据权利要求1所述的航空发动机压力试验内部引线堵头，其特征在于，所述走线槽(1)包括第一直线段(11)、弯曲段(12)和第二直线段(13)，所述第一直线段(11)和第二直线段(13)沿堵头的轴向延伸，且分别靠近所述机匣(3)内侧和外侧设置，所述弯曲段(12)的两端分别与所述第一直线段(11)和所述第二直线段(13)连通。

4.根据权利要求1所述的航空发动机压力试验内部引线堵头，其特征在于，所述主体部包括第一部分(10)和第二部分(20)，所述第一部分(10)和所述第二部分(20)相互扣合，且接合面通过所述主体部的轴线，所述第一部分(10)和所述第二部分(20)可拆卸地连接；

所述第一部分(10)在所述接合面上设有第一半槽，所述第二部分(20)在所述接合面上设有第二半槽，所述第一半槽和所述第二半槽对接形成所述走线槽(1)。

5.根据权利要求4所述的航空发动机压力试验内部引线堵头，其特征在于，还包括第一紧固件，所述第一部分(10)和所述第二部分(20)均包括：

嵌入部(17)，被配置为插入所述安装孔(31)内；和

止推部(18)，抵靠在所述机匣(3)的外侧壁上进行限位；

其中，所述第一部分(10)的嵌入部(17)和所述第二部分(20)的嵌入部(17)相互扣合，所述第一部分(10)的止推部(18)和所述第二部分(20)的止推部(18)相互扣合，所述嵌入部(17)的内端面和所述止推部(18)的外端面上位于所述接合面处均设有凸耳，且所述凸耳(15)上设有第一孔(151)，所述第一部分(10)和所述第二部分(20)通过穿设相应位置的第一孔(151)的所述第一紧固件连接。

6.根据权利要求5所述的航空发动机压力试验内部引线堵头，其特征在于，还包括第二紧固件(4)，所述止推部(18)上设有第二孔，所述堵头通过穿设所述第二孔的第二紧固件(4)与所述机匣(3)固定。

7.根据权利要求1所述的航空发动机压力试验内部引线堵头，其特征在于，所述走线槽(1)的端部设有螺纹孔(14)，所述密封件(2)包括密封部(21)和操作部(22)，所述密封部(21)的外壁上设有外螺纹且位于所述螺纹孔(14)内，所述操作部(22)固定在所述密封部(21)的外端且被构造为施加旋拧力。

8.根据权利要求1所述的航空发动机压力试验内部引线堵头，其特征在于，所述主体部的外侧壁上设有环槽(16)，所述环槽(16)内设有密封圈(5)。

9.一种航空发动机试验件，其特征在于，包括权利要求1～8任一所述的航空发动机压力试验内部引线堵头。

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