一种航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置制造方法及图纸

本申请涉及航空发动机温度测试领域，为一种航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，通过在低压涡轮部件上设置热电偶来对低压涡轮转子部件上的温度进行直接测量，热电偶上的冷端与引电器上的引电航插转动配合，以实现从转子件到静子件信号的传递，引电器通过温度数据引出信号线与试车台数采系统相连，试车台数采系统接收数据信号并进行数据的处理；同时在引电航插上设置铂电阻与引电器相连，用于对热电偶的冷端进行温度补偿，引电器通过补偿数据引出信号线将补偿数据传输至试车台数采系统内，试车台数采系统对补偿数据进行处理，保证了低压涡轮转子部件上温度采集的精度。精度。精度。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置


[0001]本申请属于航空发动机温度测试领域，特别涉及一种航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置。

技术介绍

[0002]目前航空发动机整机试车状态下低压涡轮转子部件的温度实时测量是十分困难的，传统发动机转子部件温度测试手段有示温漆测试和晶体测温，这两种方法均只能获取发动机试车过程的最大温度值，而不能监测低压涡轮转子部件壁温、腔温的实时数据。随着发动机研制的深入，对发动机转子部件的温度测试提出了更高的要求，传统的测试手段已经不能满足发动机研制实际需求。因此需要设计一种高温、高速气流的复杂油气工况下低压涡轮转子部件的温度测试方法。

技术实现思路

[0003]本申请的目的是提供了一种航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，以解决现有技术中发动机试车过程中不能获得低压涡轮转子部件壁温、腔温实时数据的问题。
[0004]本申请的技术方案是：一种航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，包括热电偶、铂电阻、引电器、温度数据引出信号线、补偿数据引出信号线、试车台数采系统；所述热电偶设于低压涡轮转子部件上，并且热电偶的测试端固定在待测试低压涡轮转子部件的表面，另一端与引电器的引电航插连接，所述引电器的引电航插与热电偶同步转动，所述铂电阻设于引电器的引电航插上并用于进行冷端温度的补偿；所述温度数据引出信号线从引电器上引出，而后连接至试车台数采系统上，所述补偿数据引出信号线从引电器上引出，而后连接至试车台数采系统上。
[0005]优选地，所述引电航插包括外壁和隔板，所述外壁连接于隔板的端部，所述隔板上开设有安装槽，所述铂电阻设于安装槽内，所述铂电阻的外侧安装有卡圈，所述卡圈上涂覆硅橡胶。
[0006]优选地，所述引电航插包括外壁和隔板，所述外壁连接于隔板的端部，所述隔板上开设有安装槽，所述铂电阻设于安装槽，所述铂电阻的外侧安装有卡圈，所述卡圈上涂覆硅橡胶。
[0007]优选地，所述热电偶的测试端采用储能点焊压片的固定方式安装在低压涡轮转子部件的表面。
[0008]优选地，所述热电偶共有多组并分别设于低压涡轮转子的不同位置，多组热电偶均与引电器的引电航插相连。
[0009]优选地，所述引电器安装在低压涡轮转子末端的静子件上，所述引电器的外侧设置有水冷机匣，所述水冷机匣内开设有冷气通道，所述水冷机匣上开设有与冷水通道连通的冷却水进水管和冷却水出水管；所述水冷机匣上还设有与水冷机匣的内外两侧连通的测
试引线出线管，所述温度数据引出信号线和补偿数据引出信号线从测试引线出线管内引出。
[0010]优选地，所述水冷机匣包括外层机匣和内层机匣，所述外层机匣与内层机匣均呈圆柱结构并且两者之间形成圆环形的冷水通道，所述外层机匣与内层机匣的端部相互固定。
[0011]优选地，所述内层机匣与低压涡轮转子之间形成封闭的空腔，所述引电器设于空腔内并且引电器与内层机匣不接触。
[0012]优选地，所述引电器与试车台数据采集系统之间设有台架航插，所述温度数据引出信号线由引电器引出后与台架航插，所述台架航插上引出信号线至试车台数采系统上。
[0013]优选地，以铂电阻测得的温度值作为补偿零点，热电偶采集的温度数据使用换算热电势的具体修正方法为，
[0014][0015]f
E
(T)＝f
E
(T0)+f
E
((T
PT1
+T
PT2
)/2)
[0016][0017]，其中，T0为安装在转子部件上的K型热电偶测量值，T为修正后的实际温度，T
PT1
、T
PT2
为安装在引电航插上的铂电阻温度测量值。
[0018]本申请的一种航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，通过在低压涡轮部件上设置热电偶来对低压涡轮转子部件上的温度进行直接测量，热电偶上的冷端与引电器上的引电航插转动配合，以实现从转子件到静子件信号的传递，引电器通过温度数据引出信号线与试车台数采系统相连，试车台数采系统接收数据信号并进行数据的处理；同时在引电航插上设置铂电阻与引电器相连，用于对热电偶的冷端进行温度补偿，引电器通过补偿数据引出信号线将补偿数据传输至试车台数采系统内，试车台数采系统对补偿数据进行处理，保证了低压涡轮转子部件上温度采集的精度。
附图说明
[0019]为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
[0020]图1为本申请整体结构示意图；
[0021]图2为本申请引电航插剖视结构示意图；
[0022]图3为本申请引电器外设置冷水机匣的结构示意图。
[0023]1、低压涡轮转子；2、热电偶；3、铂电阻；4、引电器；5、温度数据引出信号线；6、试车台数采系统；7、水冷机匣；8、外壁；9、隔板；10、卡圈；11、补偿数据引出信号线；12、冷却水进水管；13、冷却水出水管；14、测试引线出线管；15、测试端；16、引电航插；17、引出端子。
具体实施方式
[0024]为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
[0025]一种航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，如图1所示，包括热电偶2、铂电阻3、引电器4、温度数据引出信号线5、补偿数据引出信号线11和试车台数采系统6。
[0026]热电偶2优选为温度传感器K型包覆热电偶2，铂电阻3优选为Pt100铂电阻3，铂电阻3的电阻值能够跟随温度的变化而变化。热电偶2包括测试端15和冷端，热电偶2的两根测试端15设于低压涡轮转子1部件上，并且热电偶2测试端15固定在待测试低压涡轮转子1部件的表面，冷端与引电器4的引电航插16连接，引电器4的引电航插16与热电偶2同步转动，铂电阻3设于引电器4的引电航插16上并用于进行冷端温度的补偿；
[0027]温度数据引出信号线5从引电器4上引出，而后连接至试车台数采系统6上，补偿数据引出信号线11从引电器4上引出，而后连接至试车台数采系统6上。
[0028]通过将热电偶2设于低压涡轮转子1上，热电偶2跟随低压涡轮转子1同步转动，而后通过引电器4将热电偶2采集的信号引出，引电器4安装在静子件上，并通过其上能够旋转的引电航插16与热电偶2相连，实现了从转子部件到静子部件之间的连接转换，引电器4再将热电偶2采集的信号通过引出端子17引出，而后温度数据引出信号线5传输到试车台数采系统6内，试车台数采系统6进行数据的处理。
[0029]由于热电偶2的冷端工作温度不为零度，而是常温下工作，这样需要设计铂电阻3对热电偶2的冷端进行温度补偿，以保证测量的精度，铂电阻3测得的温度值通过引出端子17引出，而后补偿数据引出信号线11传输至试车台数采系统6内，经过温度补偿后，热电偶2能够本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，其特征在于：包括热电偶(2)、铂电阻(3)、引电器(4)、温度数据引出信号线(5)、补偿数据引出信号线(11)、试车台数采系统(6)；所述热电偶(2)设于低压涡轮转子(1)部件上，并且热电偶(2)的测试端(15)固定在待测试低压涡轮转子(1)部件的表面，另一端与引电器(4)的引电航插(16)连接，所述引电器(4)的引电航插(16)与热电偶(2)同步转动，所述铂电阻(3)设于引电器(4)的引电航插(16)上并用于进行冷端温度的补偿；所述温度数据引出信号线(5)从引电器(4)上引出，而后连接至试车台数采系统(6)上，所述补偿数据引出信号线(11)从引电器(4)上引出，而后连接至试车台数采系统(6)上。2.如权利要求1所述的航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，其特征在于：所述引电航插(16)包括外壁(8)和隔板(9)，所述外壁(8)连接于隔板(9)的端部，所述隔板(9)上开设有安装槽，所述铂电阻(3)设于安装槽内，所述铂电阻(3)的外侧安装有卡圈(10)，所述卡圈(10)上涂覆硅橡胶。3.如权利要求2所述的航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，其特征在于：所述铂电阻(3)共有两组并分别安装于引电航插(16)的不同位置。4.如权利要求1所述的航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，其特征在于：所述热电偶(2)的测试端(15)采用储能点焊压片的固定方式安装在低压涡轮转子(1)部件的表面。5.如权利要求4所述的航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，其特征在于：所述热电偶(2)共有多组并分别设于低压涡轮转子(1)的不同位置，多组热电偶(2)均与引电器(4)的引电航插(16)相连。6.如权利要求1所述的航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，其特征在于：所述引电器(4)安装在低压涡轮转子(1)末端的静子件上，所述引电器(...

【专利技术属性】
技术研发人员：于浩，叶贵明，宋振宇，赵海，张龙，张志学，赵斌，潘心正，张磊，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：