一种航空发动机动应力测量试验用引电器冷却装置，包括：引电器安装盘；进气管组件，安装在引电器安装盘上；为进气管外筒与进气管内筒组成的双层结构；进气管内筒的通孔形成主进气道；进气管外筒与进气管内筒之间的形成副进气道；引电器保护罩组件，安装在引电器安装盘上，为保护罩外筒与保护罩内筒组成的双层结构；保护罩内筒的内腔形成第一腔体；保护罩外筒与保护罩内筒之间形成第二腔体；第一腔体和第二腔体上分别设置有排气口；第一联轴器，通过轴承安装在引电器安装盘轴心孔上；引电器，设置在第一腔体中，并与第一联轴器相连；主进气道与第一腔体连通；副进气道与第二腔体连通；引电器的测量导线经过第一腔体后从主进气道穿出。道穿出。道穿出。
【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机动应力测量试验用引电器冷却装置
[0001]本专利技术涉及航空发动机涡轮叶片动应力测试技术，尤其涉及一种航空发动机动应力测量试验用引电器冷却装置，适用于航空发动机涡轮动应力测量中引电器环境温度和专用测量导线的冷却。
技术介绍
[0002]目前国内关于发动机涡轮动应力测量试验主要是将导线引至安装在常温区的引电器连接的方法。当引电器因空间或设计要求无法在常温区安装时，引电器须放置于尾喷管处，由于发动机工作时尾喷管处温度在700℃～800℃。为保证获得稳定可靠的信号，必须对引电器工作环境和专用测量导线及引电器冷却管的工作环境进行设计。
[0003]现有技术中，有相关文献公开了引电器冷却的相关技术，如公开号为CN206942878U的专利文件公开了一种新型测试用冷却装置，其主要结构包括：安装边另一侧端面通过焊接座套接具有双层筒壁的套筒，并通过端盖封严，使得两层筒壁之间形成一空腔，内层筒壁内侧形成另一空腔，套筒及端盖外侧包覆隔热包覆层，出水管、进水管穿过隔热包覆层与套筒中的一空腔相通，进气管、排气管则与另一空腔相通。采用水加气的双冷却工作模式,内部的流动冷却水可有效阻止装置外部高温度场下产生的热量传导到装置内部，另一方面流动冷却气可以持续对冷却装置内部进行冷却，保证引电器组件正常工作。
[0004]但是，在进行发动机涡轮动应力测量试验时，引电器需要放置于尾喷管处，且引电器需要发动机转子同步转动，由于发动机工作时尾喷管处温度保持在700℃～800℃，导致引电器工作环境温度和专用测量导线及引电器冷却管环境温度高，引电器无法在此环境下工作。上述专利CN206942878U中并未公开如何将引电器安装在尾喷管处并可以使引电器需要发动机转子同步转动，同时也并未公开如何将引电器的测量导线引出。
技术实现思路
[0005]本专利技术的主要目的是提出一种航空发动机动应力测量试验用引电器冷却装置，旨在解决上述技术问题。
[0006]为实现上述目的，本专利技术提出一种航空发动机动应力测量试验用引电器冷却装置，包括：引电器安装盘；进气管组件，安装在所述引电器安装盘上；进气管组件为进气管外筒与进气管内筒组成的双层结构；进气管内筒的通孔形成主进气道；进气管外筒与进气管内筒之间的形成副进气道；引电器保护罩组件，安装在所述引电器安装盘上；引电器保护罩组件为保护罩外筒与保护罩内筒组成的双层结构；保护罩内筒的内腔形成第一腔体；保护罩外筒与保护罩内筒之间形成第二腔体；第一腔体和第二腔体上分别设置有排气口；第一联轴器，通过轴承安装在所述引电器安装盘轴心孔上；引电器，设置在第一腔体中，并与所述第一联轴器相连；所述主进气道与第一腔体连通；所述副进气道与第二腔体连通；引电器的测量导线经过第一腔体后从主进气道穿出。
[0007]优选的，所述主进气道的轴线与第一腔体的轴线相垂直，且第一腔体的轴线与引
电器安装盘的轴心线重合。
[0008]优选的，航空发动机动应力测量试验用引电器冷却装置还包括隔离内筒，该隔离内筒的左端与所述引电器安装盘连接，隔离内筒同轴设置在保护罩外筒的外侧，且隔离内筒的内壁面与保护罩外筒的外壁面之间间隔设置。
[0009]优选的，航空发动机动应力测量试验用引电器冷却装置还包括外锥体，该外锥体的左端用于与发动机尾喷管连接，外锥体同轴设置在隔离内筒的外侧，且外锥体的内壁面与隔离内筒的外表面之间间隔设置形成气体环形流道；进气管外筒的外端固接在外锥体上，进气管外筒的中部固接在隔离内筒上。
[0010]优选的，所述进气管组件还包括进气头和引气螺帽；气管外筒、进气管内筒的一端共同安装在进气头上，另一端共同安装在引起螺帽上；在进气头上设置有主进气接头和多个副进气接头；主进气接头连通至所述主进气道；副进气接头连通至副进气道；在引起螺帽上设置有中心通孔、以及均布在中心通孔周围的多个旁孔；引起螺帽的端部设置有外螺纹连接部；在引电器安装盘上设置有第一引气孔和第二引气孔；第一引气孔的口部设置有内螺纹；第一引气孔贯穿至引电器安装盘的中心孔；外螺纹连接部旋合在第一引气孔的内螺纹上，中心通孔与第一引气孔相导通，旁孔与第二引气孔相导通。
[0011]优选的，所述引电器保护罩组件还包括连接支撑环和端盖；保护罩外筒与保护罩内筒的一端共同安装在连接支撑环上，另一端共同安装在端盖上；在连接支撑环的中心设置有第一进气口，在第一进气口的周围均布有多个第二进气口，第一进气口与第一腔体连通，第二进气口与第二腔体连通；在引电器安装盘的端面上设置有螺纹连接段，连接支撑环上第一进气口的内螺纹旋合在螺纹连接段上；第一进气口与引电器安装盘的中心孔相导通，第二进气口与第二引气孔相导通。
[0012]优选的，在所述端盖靠近中心位置处均布有多个第一通孔，在端盖靠近边缘位置处均布有多个第二通孔；多个第一通孔共同形成第一腔体的排气口，多个第二通孔共同形成第二腔体的排气口。
[0013]优选的，在引电器安装盘上设置有引气支孔，所述引气支孔的轴线与第一引气孔的轴线垂直，所述第一引气孔与第一进气口通过引气支孔导通。
[0014]优选的，所述进气管组件的数量为四个，环形均布安装在所述引电器安装盘上。
[0015]优选的，航空发动机动应力测量试验用引电器冷却装置还包括第二联轴器，该第二联轴器与第一联轴器之间通过销钉连接；在第一联轴器与引电器安装盘的轴心孔之间设置有密封圈，该密封圈为旋转唇形密封圈。
[0016]由于采用了上述技术方案，本专利技术的有益效果如下：
[0017](1)在本专利技术中，利用进气管组件为进气管外筒与进气管内筒组成的双层结构，以及利用引电器保护罩组件为保护罩外筒与保护罩内筒组成的双层结构，在进行试验时，采用干燥压缩空气气冷的方式形成两个冷却气路，第一个冷却气路是干燥压缩空气经过主进气道后进入引电器保护罩组件的第一腔体中，之后从第一腔体的排气口排出，该冷却气路的作用是对主进气道中的测量导线进行冷却、以及对设置在第一腔体中的引电器进行冷却；第一个冷却气路是干燥压缩空气经过副进气道进入第二腔体后，从第二腔体的排气口排出，该冷却气路的作用是进气管组件的副进气道、引电器保护罩组件的第二腔体形成冷却隔层的作用，以达到进一步冷却引电器工作环境温度、以及进一步冷却主进气道中测量
导线的工作环境温度。
[0018](2)在本专利技术中，进行试验时，引电器安装盘安装在尾喷管处，同时将引电器设置在第一腔体中，利用第一联轴器可以实现引电器与发动的转子连接，使得引电器和转子同步转动。
[0019](3)在本专利技术中，通过利用进气管组件、引电器保护罩组件实现了尾喷管高温区和引电器工作区隔开的目的，引电器的测量导线经第一腔体后从主进气道穿出，进而连接至数据采集设备，保证涡轮叶片动应力测量信号输出稳定。
附图说明
[0020]为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种航空发动机动应力测量试验用引电器冷却装置，其特征在于，包括：引电器安装盘(8)；进气管组件(9)，安装在所述引电器安装盘(8)上；进气管组件(9)为进气管外筒(16)与进气管内筒(18)组成的双层结构；进气管内筒(18)的通孔形成主进气道(9a)；进气管外筒(16)与进气管内筒(18)之间的形成副进气道(9b)；引电器保护罩组件(12)，安装在所述引电器安装盘(8)上；引电器保护罩组件(12)为保护罩外筒(20)与保护罩内筒(19)组成的双层结构；保护罩内筒(19)的内腔形成第一腔体(12a)；保护罩外筒(20)与保护罩内筒(19)之间形成第二腔体(12b)；第一腔体(12a)和第二腔体(12b)上分别设置有排气口；第一联轴器(5)，通过轴承(4)安装在所述引电器安装盘(8)轴心孔上；引电器(1)，设置在第一腔体(12a)中，并与所述第一联轴器(5)相连；所述主进气道(9a)与第一腔体(12a)连通；所述副进气道(9b)与第二腔体(12b)连通；引电器(1)的测量导线经过第一腔体(12a)后从主进气道(9a)穿出。2.如权利要求1所述的一种航空发动机动应力测量试验用引电器冷却装置，其特征在于：所述主进气道(9a)的轴线与第一腔体(12a)的轴线相垂直，且第一腔体(12a)的轴线与引电器安装盘(8)的轴心线重合。3.如权利要求1所述的一种航空发动机动应力测量试验用引电器冷却装置，其特征在于：还包括隔离内筒(10)，该隔离内筒(10)的左端与所述引电器安装盘(8)连接，隔离内筒(10)同轴设置在保护罩外筒(20)的外侧，且隔离内筒(10)的内壁面与保护罩外筒(20)的外壁面之间间隔设置。4.如权利要求3所述的一种航空发动机动应力测量试验用引电器冷却装置，其特征在于：还包括外锥体(11)，该外锥体(11)的左端用于与发动机尾喷管连接，外锥体(11)同轴设置在隔离内筒(10)的外侧，且外锥体(11)的内壁面与隔离内筒(10)的外表面之间间隔设置形成气体环形流道；进气管外筒(16)的外端固接在外锥体(11)上，进气管外筒(16)的中部固接在隔离内筒(10)上。5.如权利要求1所述的一种航空发动机动应力测量试验用引电器冷却装置，其特征在于：所述进气管组件(9)还包括进气头(15)和引气螺帽(17)；气管外筒(16)、进气管内筒(18)的一端共同安装在进气头(15)上，另一端共同安装在引起螺帽(17)上；在进气头(15)上设置有主进气接头(13)和多个副进气接头(14)；主进气接头(13)连通至所述主进气道(9a)；副进气接头(14)连通至副进...
【专利技术属性】
技术研发人员：秦芝乾，郭天水，刘翔，周昆仑，徐婕，黄芳，陈泓余，徐罡，
申请(专利权)人：中国航发贵阳发动机设计研究所，
类型：发明
国别省市：
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