[发明专利]一种航空发动机内部封严装置外引式温度压力测量方法

权利要求书

1.一种航空发动机内部封严装置外引式温度压力测量方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1：将第一不锈钢1Cr18Ni9Ti毛细引压管采用点焊0.1mm厚不锈钢薄片1Cr18Ni9Ti方式固定在封严装置外部，且靠近涡轮支撑的中空内通道的位置，将第一不锈钢1Cr18Ni9Ti毛细引压管从封严装置外部经涡轮支撑的中空内通道和位于发动机外壳上的中空内通道引出口引出发动机；

步骤2：将电偶和第二不锈钢1Cr18Ni9Ti毛细引压管并排放置，使电偶与第二不锈钢1Cr18Ni9Ti毛细引压管之间有一定距离，防止测压引气时，电偶对不锈钢毛细引压管造成干扰，影响结果；并采用点焊0.1mm厚不锈钢薄片1Cr18Ni9Ti方式固定在封严装置内部，且靠近涡轮支撑的中空内通道的位置，将第二不锈钢1Cr18Ni9Ti毛细引压管和电偶从封严装置内部经涡轮支撑的中空内通道和位于发动机外壳上的中空内通道引出口引出发动机；

步骤3：将封严装置外部固定的第一不锈钢1Cr18Ni9Ti毛细引压管与第一变送器连接，将封严装置内部固定的第二不锈钢1Cr18Ni9Ti毛细引压管与第二变送器连接；

步骤4：将信号调理器分别与第一变送器、第二变送器以及电偶连接，以测量封严装置外部压力和封严装置内部的压力和温度；

在步骤2中，电偶采用E型铠装热电偶；

E型铠装热电偶的长度为2m,管径为1mm；

所述涡轮支撑的中空内通道设置在涡轮支撑内部，从涡轮支撑根部径向延伸至发动机外壳。