[發明專利]一種用于航空發動機高溫環境遙測裝置冷卻的引氣結構

在審

• 申請號: 202211042583.5
• 申請日: 2022-08-29
• 公開（公告）號: CN115680892A
• 公開（公告）日: 2023-02-03
• 發明（設計）人: 向英子;王永明;肖雙強;陳佳;黃順洲;曹志鵬;代勝剛;胡文兵;岳定陽;李林駿;伍鑫
• 申請（專利權）人: 中國航發四川燃氣渦輪研究院
• 主分類號: F02C7/18
• 分類號: F02C7/18
• 代理公司: 北京清大紫荊知識產權代理有限公司 11718
• 代理人: 張倩

本發明提供了一種用于航空發動機高溫環境遙測裝置冷卻的引氣結構，所述引氣結構包括用于輸入冷卻氣的雙冷卻氣引氣管、設置在航空發動機承力機匣內的引氣管組件以及用于將引氣管組件與遙測轉接裝置連接固定的轉接組件。該引氣結構有效降低了引氣沿程溫升，保證了冷卻氣對遙測裝置的有效冷卻；并且改動量較小，通過增加引氣結構數量、調整引氣結構管徑、調整引氣壓力即可滿足不同環境溫度下的冷卻要求，具有通用性；該引氣結構具有可恢復性，不會對原主流道及空氣系統造成影響，改裝后的結構通過增加堵蓋進行堵封即可恢復原發動機結構。

技術領域

本發明屬于航空燃氣渦輪發動機高溫旋轉部件參數測量技術領域，具體涉及一種用于航空發動機高溫環境遙測裝置冷卻的引氣結構。

背景技術

航空燃氣渦輪發動機高溫旋轉部件一直處在最為惡劣的環境下工作，要承受高溫、高壓、高轉速，以及復雜氣動激振力和較大離心載荷的復合作用,容易發生故障,從而導致發動機和飛機發生嚴重事故。在發動機真實環境下測量高溫旋轉部件的關鍵參數，對修正計算模型，提高設計結果精度，具有重要的工程價值和實用意義。目前，測量航空燃氣渦輪發動機高溫旋轉部件參數的重要方法為遙測技術測量，通過將遙測裝置分別與高溫旋轉部件及靜子部件連接來測量發動機的動應力、溫度及壓力等參數，由于該測量方法測量精度高、使用的遙測裝置尺寸小、需進行的發動機結構改裝相對簡單而被越來越廣泛的采用。但是，遙測裝置的使用溫度為≯80℃，而發動機高溫旋轉部件所處環境溫度均遠遠超過80℃，甚至高達300～400℃，將遙測裝置布置在如此高溫環境下，對其冷卻成為了最大的難題。

現有技術中，對遙測裝置冷卻采用外部引入冷卻氣，但將引氣管路直接布置在高溫環境中，沿程溫升較高，無法滿足冷卻需求，同時可能會影響發動機流道，急需一種新的引氣結構，來保證冷卻引氣的有效性。

發明內容

為了解決上述問題，本發明的目的在于提供一種引氣結構，能夠在順利引入冷卻氣的同時降低沿程溫升，滿足了遙測裝置在發動機高溫旋轉部件參數測量試驗中的冷卻需求。

為了實現上述目的，本發明提供了如下技術方案，提供一種用于航空發動機高溫環境遙測裝置冷卻的引氣結構，所述引氣結構包括用于輸入冷卻氣的雙冷卻氣引氣管、設置在航空發動機承力機匣內的引氣管組件以及用于將引氣管組件與遙測轉接裝置連接固定的轉接組件，其中，所述雙冷卻氣引氣管與所述引氣管組件之間通過引氣接頭連接，所述雙冷卻氣引氣管包括第一冷卻氣引氣管和第二冷卻氣引氣管，所述第一冷卻氣引氣管用于向所述引氣管組件中通入用于冷卻遙測裝置的第一冷卻氣，所述第二冷卻氣引氣管用于向所述引氣管組件和所述承力機匣的間隙通入用于冷卻引氣管組件的第二冷卻氣，所述轉接組件內部中空，第一冷卻氣從轉接組件的中空腔內通向遙測裝置。

本發明所提供的用于航空發動機高溫環境遙測裝置冷卻的引氣結構，還具有這樣的特征，所述引氣管組件與所述承力機匣之間通過帶法蘭的引氣接頭連接，引氣管組件與所述承力機匣的連接處設有用于封嚴的第一墊片。

本發明所提供的用于航空發動機高溫環境遙測裝置冷卻的引氣結構，還具有這樣的特征，所述引氣管組件與所述轉接組件之間采用第一球頭配合并留有用于熱變形補償的安裝間隙。

本發明所提供的用于航空發動機高溫環境遙測裝置冷卻的引氣結構，還具有這樣的特征，所述轉接組件包括與所述引氣管組件連接的第一轉接座、與遙測裝置連接的第三轉接座以及用于將第一轉接座和第三轉接座連接的第二轉接座。

本發明所提供的用于航空發動機高溫環境遙測裝置冷卻的引氣結構，還具有這樣的特征，所述第一轉接座通過法蘭固定在所述承力機匣的內機匣安裝座上，并采用第二墊片進行封嚴；所述第一轉接座與所述承力機匣的連接處設有通氣孔，所述通氣孔用于將所述第二冷卻氣排出至引氣結構外圍腔進行二次冷卻。