[发明专利]航空发动机燃烧室出口温度场旋转测量装置

权利要求书

1.航空发动机燃烧室出口温度场旋转测量装置，其特征在于：包括通过传动机构(3)连接的电机(4)和旋转盘(1)，角度传感器(5)和测温感头(2)均安装在旋转盘(1)上且均与测控计算机连接，测控计算机依次连接电机(4)控制器和电机(4)；电机(4)通过传动机构(3)带动旋转盘(1)上的测温感头(2)旋转到设定角度位置，同时角度传感器(5)将实际的角度位置信号反馈给测控计算机；通过安装在测控计算机上的软件进行比较，如需调整，则发出指令由电机(4)控制器控制电机(4)动作，以达到正确的角度位置，并进行数据的采集；还包括夹层水套结构的壳体，壳体包括可拆卸连接的前水套(6-1)、后水套(6-2)，环状的旋转盘(1)安装于前水套(6-1)内，所述旋转盘(1)还包括设置于旋转盘(1)内并与旋转盘(1)同轴的内壳体，旋转盘(1)中心轴处设置有管状的进水道，进水道的侧壁与内壳体可拆卸连接，内壳体和旋转盘(1)右端由内壳体后盖挡住；高压进水管内孔、高压进水管管壁与内壳体连接处与前盖板(1-1)之间的空间、内壳体与旋转盘(1)之间的空间共同构成夹层水套结构；内壳体周向位于夹层水套结构处开设有若干通孔。

2.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室出口温度场旋转测量装置，其特征在于：旋转盘(1)左、右两端分别可拆卸连接有前盖板(1-1)和空心从动轴(1-2)；电机(4)和传动机构(3)安装于后水套(6-2)内，传动机构(3)包括与电机(4)连接的减速器(3-1，电机(4)的输出轴端部和空心从动轴(1-2)上设置有一对正交斜齿锥齿轮将电机(4)的扭矩传到转盘；位于电机(4)和传动机构(3)外侧的后水套(6-2)先向壳体内侧延伸后延水平方向延伸，其左端环绕在空心从动轴(1-2)外侧，其左端外表面与可拆卸连接于旋转盘(1)右端面的密封罩(1-10)的右端内表面之间有间隙，其右端可拆卸连接有后盖板(10)；角度传感器(5)可拆卸连接于的空心从动轴(1-2)上。

3.如权利要求2所述的航空发动机燃烧室出口温度场旋转测量装置，其特征在于：前、后水套(6-2)端部固定连接有法兰安装边(7)，法兰安装边(7)与前、后水套(6-2)连接端面开设有U型冷却槽(9)。

4.如权利要求3所述的航空发动机燃烧室出口温度场旋转测量装置，其特征在于：在旋转盘(1)与前盖板(1-1)连接面及进水道侧壁与内壳体连接面上均通过环形台阶和槽可拆卸连接，槽内嵌入橡胶棒(1-6)和铜管(1-5)。

5.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室出口温度场旋转测量装置，其特征在于：电机(4)输出轴的密封面采用石墨填料密封。

6.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室出口温度场旋转测量装置，其特征在于：电机(4)输出轴和空心从动轴(1-2)都采用双点支撑方式，电机(4)输出轴上安装两个深沟球轴承，空心从动轴(1-2)上安装两个滑动轴承，空心从动轴(1-2)上套有调整环，用于空心从动轴(1-2)轴向尺寸定位。

7.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室出口温度场旋转测量装置，其特征在于：测温感头(2)上设置有法兰连接形式的测试转接座(2-1)，测试转接座(2-1)端面中部开设有凹槽，凹槽内开设有多个小孔，小孔内插入铜制转接针，凹槽内填充绝缘填料(2-4)，铜针焊接信号线，以达到转接密封效果。

8.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室出口温度场旋转测量装置，其特征在于：出口总温探针设置于测温感头(2)上，测温感头(2)的受感部为双层结构，包括外壳体，内部为空腔，内部的空腔通入冷却气对外壳体进行冷却，外壳体开有多个小孔，换热后的气体从小孔喷出。

9.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室出口温度场旋转测量装置，其特征在于：在旋转测温装置的测温空间上共分布4支旋转90°均布的测温感头(2)，4支测温感头(2)按对称位置每2支为1组，每支测温感头(2)按等间距分布5个测点，相同组别的2支测温感头(2)测点径向位置相应，2组测温感头(2)的测点相错布置，共同组成了测量通道径向10测点等间距分布，旋转盘(1)旋转半周即可完成采集。