[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

说明书

本发明提供了一种航空发动机内部封严装置外引式温度压力测量方法，包括以下步骤：步骤1：将第一不锈钢毛细引压管固定在封严装置外部，将第一不锈钢(1Cr18Ni9Ti)毛细引压管经涡轮支撑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毛细引压管并排放置，固定在封严装置内部，将第二不锈钢毛细引压管和电偶经涡轮支撑中空内通道引出发动机；步骤3：将第一不锈钢毛细引压管与第一变送器连接，将第二不锈钢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。在不改变被测部件结构情况下，实现了现场的准确实时测量，而且还节约了因测量结果偏差大而多次反复试验的人力资源及时间等成本。

技术领域

本发明涉及发动机领域，尤其涉及一种航空发动机内部封严装置外引式温度压力测量方法。

背景技术

发动机内部封严装置是发动机正常运转的重要部件，内部封严装置失效故障，会直接影响到了发动机的使用可靠性，严重危害飞行安全，因此能否对内部封严装置进行有效温度压力专项测试，摸清封严装置失效的故障机理，对比分析结果，日益成为发动机使用与维护过程中亟待解决的突出问题。

发明内容

本发明旨在至少解决现有技术或相关技术中存在的技术问题之一。

为此，本发明的提出一种航空发动机内部封严装置外引式温度压力测量方法。

有鉴于此，本发明提供了一种航空发动机内部封严装置外引式温度压力测量方法，包括以下步骤：

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，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发动机出油孔引出发动机；

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。

优选地，在步骤2中，电偶采用E型铠装热电偶。

优选地，E型铠装热电偶的长度为2m,管径为1mm；

优选地，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。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

针对及时有效的排查发动机内部封严装置失效的测量要求，对航空发动机内部封严装置现场用温度、压力测量方法，并形成了以采集调理模块为核心的数据采集测试系统，最终确立以数采、信号调理、显示单元为主体，管线转接单元为辅的灵活便携的组成结构，实现温度、压力同步测量与发动机试车全状态监测。本发明与常用的温度压力监测方法相比，具有信号引出思路新巧、测量准确等特点，解决现场排故过程中参数测试不便的缺点，在不改变被测部件结构情况下，实现了现场的准确实时测量，而且还节约了因测量结果偏差大而多次反复试验的人力资源及时间等成本。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

图1示出了根据本发明的一个实施例的封严装置外部压力测试部件结构示意图；