[发明专利]一种航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置

权利要求书

1.一种航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，其特征在于：包括热电偶(2)、铂电阻(3)、引电器(4)、温度数据引出信号线(5)、补偿数据引出信号线(11)、试车台数采系统(6)；

所述热电偶(2)设于低压涡轮转子(1)部件上，并且热电偶(2)的测试端(15)固定在待测试低压涡轮转子(1)部件的表面，另一端与引电器(4)的引电航插(16)连接，所述引电器(4)的引电航插(16)与热电偶(2)同步转动，所述铂电阻(3)设于引电器(4)的引电航插(16)上并用于进行冷端温度的补偿；

所述温度数据引出信号线(5)从引电器(4)上引出，而后连接至试车台数采系统(6)上，所述补偿数据引出信号线(11)从引电器(4)上引出，而后连接至试车台数采系统(6)上。

2.如权利要求1所述的航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，其特征在于：所述引电航插(16)包括外壁(8)和隔板(9)，所述外壁(8)连接于隔板(9)的端部，所述隔板(9)上开设有安装槽，所述铂电阻(3)设于安装槽内，所述铂电阻(3)的外侧安装有卡圈(10)，所述卡圈(10)上涂覆硅橡胶。

3.如权利要求2所述的航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，其特征在于：所述铂电阻(3)共有两组并分别安装于引电航插(16)的不同位置。

4.如权利要求1所述的航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，其特征在于：所述热电偶(2)的测试端(15)采用储能点焊压片的固定方式安装在低压涡轮转子(1)部件的表面。

5.如权利要求4所述的航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，其特征在于：所述热电偶(2)共有多组并分别设于低压涡轮转子(1)的不同位置，多组热电偶(2)均与引电器(4)的引电航插(16)相连。

6.如权利要求1所述的航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，其特征在于：所述引电器(4)安装在低压涡轮转子(1)末端的静子件上，所述引电器(4)的外侧设置有水冷机匣(7)，所述水冷机匣(7)内开设有冷气通道，所述水冷机匣(7)上开设有与冷水通道连通的冷却水进水管(12)和冷却水出水管(13)；

所述水冷机匣(7)上还设有与水冷机匣(7)的内外两侧连通的测试引线出线管(14)，所述温度数据引出信号线(5)和补偿数据引出信号线(11)从测试引线出线管(14)内引出。

7.如权利要求6所述的航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，其特征在于：所述水冷机匣(7)包括外层机匣和内层机匣，所述外层机匣与内层机匣均呈圆柱结构并且两者之间形成圆环形的冷水通道，所述外层机匣与内层机匣的端部相互固定，所述内层机匣由导热材料制成。

8.如权利要求7所述的航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，其特征在于：所述内层机匣与低压涡轮转子(1)之间形成封闭的空腔，所述引电器(4)设于空腔内并且引电器(4)与内层机匣不接触。

9.如权利要求1所述的航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，其特征在于：所述引电器(4)与试车台数据采集系统之间设有台架航插，所述温度数据引出信号线(5)由引电器(4)引出后与台架航插，所述台架航插上引出信号线至试车台数采系统(6)上。

10.如权利要求1所述的航空发动机整机状态低压涡轮转子部件温度测试装置，其特征在于：以铂电阻(3)测得的温度值作为补偿零点，热电偶(2)采集的温度数据使用换算热电势的具体修正方法为，

f_E(T)＝f_E(T₀)+f_E((T_PT1+T_PT2)/2)

，其中，T₀为安装在转子部件上的K型热电偶(2)测量值，T为修正后的实际温度，T_PT1、T_PT2为安装在引电航插(16)上的铂电阻(3)温度测量值。