[发明专利]一种大悬臂L形气冷总温受感部

说明书

本发明公开了一种大悬臂L形气冷总温受感部，主要包括总温测头组件、L形悬臂杆、支护杆、装夹杆，从装夹杆进入受感部内的冷却空气被L形悬臂杆与支护杆组成的双管嵌套式结构分流，达到一部分冷气专供L形悬臂杆末端及总温测头冷却的目的，其余冷气对支护杆冷却，保证了受感部各部分在高温流场环境下都充分冷却，结构安全可靠。本发明涉及航空发动机零部件高温专项试验领域，与以往技术发明相比，其优点在于双管嵌套式结构保证了多孔渗透冷却方式使下受感部整体与局部的冷却效果，结构设计加工难度小，测量不受自身干扰，可实现试验件各截面温度场测量，解决了测试管段不便开孔和测试与安装位置不共面等类似技术问题。

技术领域

本发明涉及加力燃烧室高温专项试验领域，尤其为航空发动机加力二元稳定器等零部件高温试验，试验段出口前截面温度场测量设计了一种从出口内探式的大悬臂L形气冷总温受感部。

背景技术

航空发动机内部是一个高温高压高流速的恶劣环境，为了凸显新一代飞机发动机推力大、效率高的性能优势，必须摸清某些高温区域的气动特点，因此突破高温测量技术瓶颈，得到关键区域的特性参数，这在发动机研制过程中显得尤为重要。改进加力燃烧室是航空发动机性能再提升的一个可操作环节，二元稳定器作为加力燃烧室的关键零部件，在其专项试验过程中，只有成功测量其后产生的1700℃以上的高温燃气气流温度场，才能进而拓宽加力燃烧室的点火边界。目前，现行的电偶冷却测量技术方案只能插入试验段内，对某个段内截面的定点温度测量或者对试验段出口截面进行温度场测量，而对试验段某个内部截面移动扫描测量温度场尚没有先例。

发明内容

本发明的目的在于提供一种大悬臂L形气冷总温受感部来克服或至少减轻现有技术中的至少一个上述问题。

为实现上述目的，本发明提供了一种大悬臂L形气冷总温受感部，其特征在于，包括：总温测头组件、L形悬臂杆、支护杆、装夹杆、接座。

所述装夹杆内部中空，顶端设有开口与装夹杆内部连通，装夹杆侧壁一侧设有支管，支管内部中空，支管顶端设有冷却空气接入口与装夹杆内部连通；装夹杆底端为朝向底端开口的径向截面大小渐增的连接部，所述连接部设有开口与装夹杆内部连通。

所述接座设有容纳腔和突出部，突出部将容纳腔分割成第一容纳部分以及第二容纳部分，第一容纳部分用于容纳所述装夹杆的连接部。

所述支护杆内部中空两端开口，所述支护杆顶端与接座连接并被接座的第二容纳部分容纳，所述支护杆外壁的一侧为圆弧面，与圆弧面相对的外壁另一侧为平面，所述支护杆外壁的圆弧面及将外壁的圆弧面与平面连接的侧面上开设多个毛细孔与支护杆内部连通。

所述L形悬臂杆内部中空两端开口，包括水平段、竖直段和弯曲段，所述竖直段部分内置于连接部、接座及支护杆中，所述弯曲段从支护杆的底端伸出，所述水平段和弯曲端的外壁周向开设多个毛细孔与L形悬臂杆内部连通。

所述总温测头组件部分内置于L形悬臂杆的水平段内，总温测头组件伸出L形悬臂杆的水平段的一端设置有陶瓷管及位于陶瓷管内部的热电偶丝，所述陶瓷管的预设径向截面的周侧设有多个通气孔，所述热电偶丝的一端在所述陶瓷管内设有热电偶接点，所述热电偶丝部分位于内置于L形悬臂杆的水平段内，所述热电偶丝的另一端依次穿过所述L形悬臂杆及装夹杆并从装夹杆的顶端的开口伸出。

优选地，所述受感部进一步包括护托，所述护托部分套设在L形悬臂杆的弯曲段伸出支护杆的部分，并且所述护托分别与支护杆、L形悬臂杆的弯曲段焊接，所述护托外壁设有多个毛细孔。

优选地，所述受感部进一步包括尾附，所述尾附用于密封从装夹杆的顶端的开口伸出的热电偶丝与装夹杆的顶端的开口之间的缝隙。

优选地，支护杆外壁的圆弧面靠近L形悬臂杆的水平段的一端设有弧形缺口。