总温总压翼形受感部制造技术

一种总温总压翼形受感部，属于航空发动机气动参数测试技术领域，其特征在于，测温杆、翼形壳体、金属导管及法兰；测温杆与翼形壳体由法兰紧固，插入发动机机匣测试孔，铜垫减振密封。测温杆件末端内置铂电阻精密温敏元件，感测经翼形壳体进气与排气孔滞止后的气流温度，同时壳体底部半球窝孔提取流场总压。与以往的气动测量结构件相比，本实用新型专利技术优点：流阻小、强度高，避免因测试结构件给发动机进口等均匀流场造成紊乱；同时总温、总压参数一体化测量，减少了测试结构件的安装数量，减轻了重量，降低了流道堵塞比和泄漏等原因引起的流量损失。

【技术实现步骤摘要】
【专利摘要】一种总温总压翼形受感部，属于航空发动机气动参数测试
，其特征在于，测温杆、翼形壳体、金属导管及法兰；测温杆与翼形壳体由法兰紧固，插入发动机机匣测试孔，铜垫减振密封。测温杆件末端内置铂电阻精密温敏元件，感测经翼形壳体进气与排气孔滞止后的气流温度，同时壳体底部半球窝孔提取流场总压。与以往的气动测量结构件相比，本技术优点：流阻小、强度高，避免因测试结构件给发动机进口等均匀流场造成紊乱；同时总温、总压参数一体化测量，减少了测试结构件的安装数量，减轻了重量，降低了流道堵塞比和泄漏等原因引起的流量损失。【专利说明】总温总压翼形受感部
本技术属于航空发动机气动参数测试
，尤其为发动机或燃气轮机进 口等均匀流场截面的气动参数测试设计了一种总温总压翼形受感部。
技术介绍
航空发动机和燃气轮机的研发离不开反复的地面工程验证，在试验过程中需要测 定一系列气动参数，像发动机进口总温、总压等关键性输入参数对于发动机的试验安全和 性能评估尤为重要。以往的测试结构件如专利号为Z1201120299935. 6的技术不是没 有复合多种测试功能，就是如专利号为Z1201110000317. 1的技术虽满足了多种功能 需求，却因圆柱支杆尾迹给流场品质带来了新的影响。随着发动机研制水平的不断推进，对 于这些影响因素的态度也需要从无视转变为直面，如何一体化安全可靠地测得必要参数的 同时，尽可能减小由于插入式测试结构件的介入给周围被测流场造成的干扰，越来越成为 当今工程技术人员面临的一个新问题。在既满足结构强度要求，又保证高质量均匀流场的 前提下，精确测量发动机进口等典型截面流场的总温、总压，对于新型号发动机的研制具有 十分重要的意义。
技术实现思路
本技术的目的在于针对上述实际工程问题，为航空发动机或燃气轮机进口等 典型截面均匀流场的气动参数测试设计一种总温总压翼形受感部。 本技术解决问题的技术方案是：所谓翼型，顾名思义与飞机机翼形状相同或 相似，众所周知，飞机的机翼流线外形是经过反复试验和验证的，可最大限度降低流阻，具 有良好的气动性能，借此原理，技术设计一种总温总压翼形受感部，其包括：测温杆1， 翼形壳体2,金属导管3和法兰。 翼形壳体2顶端有法兰，顶端至底部开有一个主通孔4,通孔轴线位于壳体中截面 内且距壳体的翼型前缘2mm?4mm ;翼形前缘开有进气孔5,后缘开有排气孔6,分别与主通 孔连通，前缘进气孔与后缘排气孔形心对正，且前缘进气孔截面积大于后缘排气孔截面积； 顶端至底部还开有一个副通孔7,位于主通孔与翼型后缘之间，副通孔在翼形壳体底部与主 通孔有一段连通，与其他各孔不连通；金属导管3穿过副通孔及上述连通段8 ;连通段对应 壳体的翼形前缘位置有一个与主通孔连通的底部通孔9 ; 底部通孔9前缘开口为半球窝型，底部通孔的直径小于半球窝型开口 10的直径； 金属导管3穿过副通孔7及连通段8,插入底部通孔9中，与半球窝型开口 10底部 相接； 测温杆1带法兰，法兰上方有精密温敏元件引线电器接头；法兰的下方为中空阶 梯圆柱； 测温杆1插入主通孔4,其圆柱细段内置精密温敏元件，与翼型壳体进气孔5和排 气孔6位置对应，同主通孔内壁形成一个环形腔；圆柱粗段与主通孔同直径，间隙配合； 测温杆1与翼型壳体2通过法兰紧固连接。 总温总压翼形受感部，其特征在于：所述的精密温敏元件为Ptioo或PtlOOO等A 级钼电阻。 总温总压翼形受感部，其特征在于：所述的电器接头为四芯电连接器。 总温总压翼形受感部，其特征在于：所述的翼型壳体底部与封堵件焊接密闭。 其主要工作原理为：当气流经过测试受感部时，被测气流分为三股，其中大部分气 流沿壳体的翼形外壁轮廓通过，受扰动很小；小部分气流进入翼形前缘进气孔，由翼形后缘 排气孔排出，由于进排气孔前大后小，气流在环形腔内减速滞止，并由测温杆内精密温敏元 件感测来流总温；极小部分进入底部通孔的气流，由金属导管引至至翼形壳体顶端，提取来 流总压。 本技术与现有技术技术相比的有益效果是： 1.受感部与翼型气动外形结合，既保证了强度，又降低了对周围流场均匀度的干 扰，尤其是在发动机进口测量时大大降低了进气畸变，对于发动机的安全试验和稳定运转 有重要意义。 2.受感部气动性能改进的同时，可对发动机流道内总温、总压等气动参数一体化 测试，减少测试结构件的安装数量和机匣测试孔的开孔数量，减轻了附加重量，降低了截面 的堵塞比，同时防止因测试开孔过多引起的流量泄漏损失，对于发动机的性能评估有重要 意义。 3.受感部结构精简，总压测量通道完全设计于翼形壳体内部，实现了总温与总压 测量的集成而又互不影响。 【专利附图】【附图说明】 图1为本技术的结构示意图 图2为图1的局部放大图 图3为图2中组件2的主视图 图4为图2的俯视图 图5为图2的C向局部视图 图6为图2局部I的放大图 图7为图2局部II的放大图 其中：1-测温杆，2-翼型壳体，3-金属导管，4-主通孔，5-进气孔，6-排气孔，7-副 通孔，8-连通段，9-底部通孔，10-半球窝型开口，11-压力接头，12-微小线缝，13-阶梯槽， 14-压力接头支座，15-封堵件，16-90°锥口 【具体实施方式】 如图1、图2所示，本技术的总温总压翼形受感部设计为测温杆和翼形壳体两 大部分，主要组件包括：测温杆1，翼形壳体2,金属导管3和法兰。气流进入翼形壳体的分 为两路，一路通过方形进气孔5和排气孔6,与中空阶梯圆柱热交换，其内置温敏元件PtlOO 钼电阻的阻值随来流温度变化而变化，经后续测量电路解算出温度量值；另一路进入底部 通孔9,经9 1金属导管3引至压力接头11，压力接头11与压力传感器或带前置对接管路 的压力扫描阀连接，得到压力量值。其余大部分气流沿壳体翼形外壁流过，翼形是一种近似 机翼的外形结构，由于较好的气动外形，使得周围气流受干扰程度低。翼形的前后缘半径比 可参考3比2 ;法兰与发动机机匣测试开孔安装端面配合，是整个受感部的固定结构，同时 法兰安装通孔可以不等中心距排布，增加方向防错功能。翼形壳体2内部的主通孔4应尽 量靠近前缘，保证与前缘中线的壁厚在2_?4_之间最为合适，以降低温度测量的传热误 差，提高温度响应，同时壁厚满足底部通孔9的设计需要；翼形前后缘的进气孔5与排气孔 6,前大后小，截面积比可参考2比1，形状相似，形心对正，以便气流滞止，使其与温敏杆换 热充分，降低温度测量的速度误差，提高测量精度。中空阶梯圆柱封装有PtlOO钼电阻的圆 柱细段，与前后缘的进排气孔位置对齐，其呈粗细阶梯状是因为圆柱细段与主通孔4内壁 形成环形气流通道，而圆柱粗段与主通孔4保证间隙配合定位；测温杆1内的PtlOO钼电阻 与顶端的四芯电连接器接线。主通孔4与后缘之间的翼形实体部位为金属导管3加工一个 通道，为降低加工难度，经主通孔2内壁在圆柱内壁相距1. 5_的位置线切割出q> 1.3副通 孔7,走丝工艺微小线缝12,主通孔2与副通孔7底部开8. 5_深的(P本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种总温总压翼形受感部，其特征在于：包括测温杆，翼形壳体，金属导管和法兰； 所述翼形壳体顶端有法兰，顶端至底部开有一个主通孔，通孔轴线位于壳体中截面内且距壳体的翼形前缘2mm～4mm；翼形前缘开有进气孔，后缘开有排气孔，分别与主通孔连通，前缘进气孔与后缘排气孔形心对正，且前缘进气孔截面积大于后缘排气孔截面积；顶端至底部还开有一个副通孔，位于主通孔与翼型后缘之间，副通孔在翼形壳体底部与主通孔有一段连通，与其他各孔不连通；金属导管穿过副通孔及上述连通段；连通段对应壳体的翼形前缘位置有一个与主通孔连通的底部通孔； 所述底部通孔前缘开口为半球窝型，底部通孔的直径小于半球窝型开口的直径； 所述金属导管穿过副通孔及连通段，插入底部通孔中，与半球窝型开口底部相接； 所述测温杆带法兰，法兰上方有精密温敏元件引线电器接头；法兰的下方为中空阶梯圆柱； 所述测温杆插入主通孔，其圆柱细段内置精密温敏元件，与翼型壳体进气孔和排气孔位置对应，同主通孔内壁形成一个环形腔；圆柱粗段与主通孔同直径，间隙配合； 所述的测温杆与翼型壳体通过法兰紧固连接。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：袁帅，孙琪，王晓良，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所，
类型：新型
国别省市：辽宁;21