[发明专利]加力燃烧室出口超高温测量受感部

说明书

本发明涉及加力燃烧室出口超高温测量受感部，属于加力燃烧室航空发动机全加力状态下加力燃烧室出口温度的直接测量。超高温测量感受部，包括双铂铑热电偶(1)、尾部封装耳片(2)、固定夹片(3)、高温复合材料骨架(4)、耐高温胶(5)、高温合金管(6)、钨管(7)、刚玉套管(8)、测量通道(9)、热电偶测点(10)、热电偶布置通道(11)组成。本发明首次将高温复合材料用于超高温感受部的设计中，产品携带、安装便捷，且可维修，实现了发动机全加力状态下对加力燃烧室出口温度的直接测量，解决了加力燃烧室出口温度直接测量的技术难题，为航空发动机设计技术发展提供技术支持。

技术领域

本发明应用于加力燃烧室航空发动机全加力状态下加力燃烧室出口温度的直接测量。

背景技术

加力燃烧室是航空发动机的关键部件，对于现代军用发动机来说，其加力燃烧室出口的温度从20世纪70年代的1750℃提高到现在的1830℃。到目前为止，加力燃烧室出口总温只能够在地面通过加装水冷耙进行短时测量，其测量结果不能满足发动机设计和飞行试验要求。为了突破加力燃烧室出口温度直接测量的技术难题，该技术发明通过采用新技术对温度测量感受部的设计，实现发动机加力燃烧出口温度的直接实时测量，为我国发动机加力燃烧室设计和飞行鉴定试验提供技术支持。

发明内容

本发明解决的技术问题为：设计便于携带和安装的发动机机加力燃烧室出口温度直接测量的超高温测量感受部，适用于发动机地面和飞行试验过程中加力燃烧室出口超高温度的直接测量。

本发明的技术方案是：

加力燃烧室出口超高温测量受感部，包括双铂铑热电偶1、尾部封装耳片2、固定夹片3、高温复合材料骨架4、耐高温胶5、高温合金管6、钨管7、刚玉套管8、测量通道9、热电偶测点10、热电偶布置通道11、连接螺母组件12、自锁螺母组件13组成。

高温复合材料骨架4为带有凸台的圆柱体，安装于发动机加力燃烧室出口截面位置。在高温复合材料骨架4圆柱体轴向上开有热电偶布置通道11，在高温复合材料骨架4迎风面距离头部15～20mm开设测量通道9，测量通道9与热电偶布置通道11垂直相交，双铂铑热电偶1的热电偶测点10通过钨管7套接的方式固定在热电偶布置通道11内，刚玉套管8与双铂铑热电偶1偶丝套接后并与钨管7采用耐高温胶5连接，钨管7与高温复合材料骨架4采用耐高温胶5连接，胶接时保证热电偶测点10位于测量通道9中心位置，确保高温气流从测量通道9流过时对热电偶测点10进行冲刷，高温合金管6与双铂铑热电偶1、钨管7端面采用耐高温胶5连接。

在加力燃烧室出口超高温测量受感部尾部，对双铂铑热电偶1伸出端与固定夹片3采用耐高温胶5连接后，使用尾部封装耳片2与双铂铑热电偶1采用自锁螺母组件13进行固定，使用连接螺母组件12将尾部封装耳片2与高温复合材料骨架4固定连接。

使用时，高温气流从测量通道(9)流过时对位于其中心的热电偶测点(10)进行冲刷，完成数据的实时采集。

在高温复合材料骨架(4)迎风面距离头部15～20mm开设测量通道(9)。

本发明的有益效果为：首次将高温复合材料用于超高温感受部的设计中，产品携带、安装便捷，且可维修，实现了发动机全加力状态下对加力燃烧室出口温度的直接测量，解决了加力燃烧室出口温度直接测量的技术难题，为航空发动机设计技术发展提供技术支持。

附图说明

图1为感受部结构简图。

图2为热电偶尾部固定结构图I处放大。

图3为热电偶布置结构图Ⅱ处放大。

图4为尾部连接示意图。

具体实施方式