一种微小型航空涡轮发动机排气温度传感器保护装置制造方法及图纸

本实用新型专利技术公开了一种微小型航空涡轮发动机排气温度传感器保护装置，其主要包括扩压器机匣部件、温度传感器部件以及喷管部件，温度传感器部件包括温度传感器主体以及保护套管，管部件的顶端固定设置有一总温测量座，保护套管位于发动机机壳内侧，保护套管的一侧与发动机机壳焊接固定，在扩压器机匣部件的外侧设置有沉槽孔，沉槽孔内设置有一密封圈，密封圈的外侧部设置有一密封压板，密封压板的外侧设置有一螺纹旋接于保护套管上的压板螺母，总温测量座的底部设置有一U形通孔，本实用新型专利技术设置有用于对温度传感器进行保护的保护套管，可以有效避免温度传感器在安装过程中的损坏，同时也方便对损坏的温度传感器进行更换。

A protection device for exhaust temperature sensor of micro aeroturbine engine

【技术实现步骤摘要】
一种微小型航空涡轮发动机排气温度传感器保护装置
本技术涉及发动机温度检测
，具体涉及一种微小型航空涡轮发动机排气温度传感器保护装置。
技术介绍
微小型航空涡轮发动机是航空发动机领域中的一个新型分支，微小型航空涡轮发动机同样可以为无人机、巡飞弹、靶机、轻型飞机或个人飞行器等提供所需动力，现对于微小型航空涡轮发动机的研究颇多，众多航空领域科研学制致力于寻求更大推力更少耗油率的微小型航空涡轮发动机，从而实现提高微小型航空涡轮发动机的综合性能。对于专利技术一种能保护微小型航空涡轮发动机排气温度传感器保护装置是一项非常重要的工作，由于温度传感器安装位置经常处于高温状态，容易受到高温带来的损坏，同时在发动机试验前的拆装过程中也易于损坏，从而造成更大的经济损失，同时也降低了工作效率。因此设以一种可靠性高，能保证准确测量微小型航空涡轮发动机尾喷管出口燃气温度并且保护该测量高温燃气的装置尤为重要，从而实现对微小型航空涡轮发动机控制系统的供油更加规律，为节省燃料作为坚实保障，提高经济性能，实现为微小型航空涡轮发动机提高效率而奠定基础。
技术实现思路
(一)要解决的技术问题为了克服现有技术不足，现提出一种微小型航空涡轮发动机排气温度传感器保护装置，通过在微小型航空涡轮发动机原有的温度传感器部件上添加保护装置，可以有效地避免在安装过程中人为损坏；在微小型航空涡轮发动机使用过程中，需要对损坏的温度传感器进行更换，工作人员可将温度传感器保护套内的温度传感器直接进行拆卸，节省了维护成本；本装置在维修更换过程中非常便捷，避免了需将微小型航空涡轮发动机送到维修站或者厂家进行更换维修，大大节省了维修成本和时间周期。(二)技术方案本技术通过如下技术方案实现：本技术提出了一种微小型航空涡轮发动机排气温度传感器保护装置，其主要包括扩压器机匣部件、温度传感器部件以及喷管部件，所述温度传感器部件包括温度传感器主体以及保护套管，所述喷管部件固定设置于发动机机壳的一侧，所述扩压器机匣部件活动安装于发动机机壳的另一侧，所述喷管部件的顶端固定设置有一总温测量座，所述保护套管位于发动机机壳内侧，保护套管的一侧与发动机机壳焊接固定，保护套管的另一侧穿出于扩压器机匣部件外侧，所述扩压器机匣部件上设置有一供保护套管穿出的通孔，在扩压器机匣部件的外侧设置有一与上述通孔同心的沉槽孔，所述沉槽孔内设置有一密封圈，密封圈的外侧部设置有一密封压板，密封压板的外侧设置有一旋接于扩压器机匣部件上的压板螺栓，所述温度传感器主体穿设于保护套管内且其末端测温头伸入至总温测量座内，所述总温测量座的顶端设置有一安装孔，总温测量座的底部设置有一U形通孔，所述温度传感器主体末端的测温头伸入至U形通孔且在总温测量座的侧面设置有用于对温度传感器主体进行紧固的紧定螺丝。进一步的，所述密封圈采用O形密封圈且其厚度大于沉槽孔深度。进一步的，所述U形通孔的轴线方向与所述喷管部件的轴线方向一致。进一步的，所述喷管部件的外表面开设有通孔，所述总温测量座穿过通孔并通过焊接固定于喷管部件的上表面。(三)有益效果本技术相对于现有技术，具有以下有益效果：本技术提到的一种微小型航空涡轮发动机排气温度传感器保护装置，其设置有用于安装温度传感器的总温测量座且在其下端设置有U形通孔，通过U形通孔的设计可以方便进行滞止温度的测定，可以更加有效的测量待测点排气温度，提高总温测量的稳定性以及准确性，另一方面设置有用于对温度传感器进行保护的保护套管，可以有效避免温度传感器在安装过程中的损坏，同时也方便对损坏的温度传感器进行更换，节省了维修成本以及时间周期，保护套管的一端活接不影响发动机的可拆卸维护，同时设置有密封性较好的密封结构，可以防止燃气泄漏。附图说明图1是本技术结构示意图。图2是图1中A部位局部放大图。图3是图1中B部位局部放大图。图4是总温测量座结构示意图。1-扩压器机匣部件；2-温度传感器部件；3-喷管部件；4-发动机机壳；12-沉槽孔；13-密封圈；14-密封压板；15-压板螺栓；21-温度传感器主体；22-保护套管；31-总温测量座；32-紧定螺丝；311-安装孔；312-U形通孔。具体实施方式为了使本技术的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本技术进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本技术，并不用于限定本技术。如图1～图4所示的一种微小型航空涡轮发动机排气温度传感器保护装置，其主要包括扩压器机匣部件1、温度传感器部件2以及喷管部件3，所述温度传感器部件2包括温度传感器主体21以及保护套管22，所述喷管部件3固定设置于发动机机壳4的一侧，所述扩压器机匣部件1活动安装于发动机机壳4的另一侧，所述喷管部件3的顶端固定设置有一总温测量座31，所述保护套管22位于发动机机壳4内侧，保护套管22的一侧与发动机机壳4焊接固定，保护套管22的另一侧穿出于扩压器机匣部件1外侧，所述扩压器机匣部件1上设置有一供保护套管22穿出的通孔，在扩压器机匣部件1的外侧设置有一与上述通孔同心的沉槽孔12，所述沉槽孔12内设置有一密封圈13，密封圈13的外侧部设置有一密封压板14，密封压板14的外侧设置有一旋接于扩压器机匣部件1上的压板螺栓15，所述温度传感器主体21穿设于保护套管22内且其末端测温头伸入至总温测量座31内，所述总温测量座31的顶端设置有一安装孔311，总温测量座31的底部设置有一U形通孔312，所述温度传感器主体21末端的测温头伸入至U形通孔312且在总温测量座31的侧面设置有用于对温度传感器主体21进行紧固的紧定螺丝32。其中，所述密封圈13采用O形密封圈且其厚度大于沉槽孔12深度；所述U形通孔312的轴线方向与所述喷管部件3的轴线方向一致；所述喷管部件3的外表面开设有通孔，所述总温测量座31穿过通孔并通过焊接固定于喷管部件3的上表面。本技术提到的一种微小型航空涡轮发动机排气温度传感器保护装置，其在具体使用时，在安装时先依次将将密封压板14以及密封圈13套设在温度传感器主体21上，温度传感器主体21穿入至保护套管22内且其前端测温头插入到总温测量座31顶部的安装孔311内，当调整至合适位置时，通过旋紧紧定螺丝32可以从侧面对温度传感器主体21紧固固定，总温测量座31的侧面设置有一与紧定螺丝32匹配的螺纹孔，测温头伸入至U形通孔312内，设计为U形通孔312可以有效地测量待测点排气的温度且可以较好的测定滞止温度，可以让高温气流在U形通孔312处滞止，方便测温头测温；所述喷管部件3外表面开有通孔，所述总温座31穿过通孔并通过焊接固定于所述喷管部件3的上表面，保证测量装置不会发生偏移，扩压器机匣部件1与发动机机壳4之间采用可拆卸连接，方便对发动机进行维修，与此同时，保护套管22与扩压器机匣部件1连接处也为可拆卸连接，保护套管22的设计可以进一步保护位于其内的温度传感器主体2本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种微小型航空涡轮发动机排气温度传感器保护装置，其特征在于：其主要包括扩压器机匣部件(1)、温度传感器部件(2)以及喷管部件(3)，所述温度传感器部件(2)包括温度传感器主体(21)以及保护套管(22)，所述喷管部件(3)固定设置于发动机机壳(4)的一侧，所述扩压器机匣部件(1)活动安装于发动机机壳(4)的另一侧，所述喷管部件(3)的顶端固定设置有一总温测量座(31)，所述保护套管(22)位于发动机机壳(4)内侧，保护套管(22)的一侧与发动机机壳(4)焊接固定，保护套管(22)的另一侧穿出于扩压器机匣部件(1)外侧，所述扩压器机匣部件(1)上设置有一供保护套管(22)穿出的通孔，在扩压器机匣部件(1)的外侧设置有一与上述通孔同心的沉槽孔(12)，所述沉槽孔(12)内设置有一密封圈(13)，密封圈(13)的外侧部设置有一密封压板(14)，密封压板(14)的外侧设置有一旋接于扩压器机匣部件(1)上的压板螺栓(15)，所述温度传感器主体(21)穿设于保护套管(22)内且其末端测温头伸入至总温测量座(31)内，所述总温测量座(31)的顶端设置有一安装孔(311)，总温测量座(31)的底部设置有一U形通孔(312)，所述温度传感器主体(21)末端的测温头伸入至U形通孔(312)且在总温测量座(31)的侧面设置有用于对温度传感器主体(21)进行紧固的紧定螺丝(32)。/n...

【技术特征摘要】
1.一种微小型航空涡轮发动机排气温度传感器保护装置，其特征在于：其主要包括扩压器机匣部件(1)、温度传感器部件(2)以及喷管部件(3)，所述温度传感器部件(2)包括温度传感器主体(21)以及保护套管(22)，所述喷管部件(3)固定设置于发动机机壳(4)的一侧，所述扩压器机匣部件(1)活动安装于发动机机壳(4)的另一侧，所述喷管部件(3)的顶端固定设置有一总温测量座(31)，所述保护套管(22)位于发动机机壳(4)内侧，保护套管(22)的一侧与发动机机壳(4)焊接固定，保护套管(22)的另一侧穿出于扩压器机匣部件(1)外侧，所述扩压器机匣部件(1)上设置有一供保护套管(22)穿出的通孔，在扩压器机匣部件(1)的外侧设置有一与上述通孔同心的沉槽孔(12)，所述沉槽孔(12)内设置有一密封圈(13)，密封圈(13)的外侧部设置有一密封压板(14)，密封压板(14)的外侧设置有一旋接于扩压器机匣部件(1)上的压板螺栓(15)，所述温度传感器主体(21)穿设于保护套管(...

【专利技术属性】
技术研发人员：林生志，张海燕，
申请(专利权)人：上海睿瑞航空设备科技有限公司，
类型：新型
国别省市：上海;31