[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

说明书

本申请涉及航空发动机温度测试领域，为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，通过在低压涡轮部件上设置热电偶来对低压涡轮转子部件上的温度进行直接测量，热电偶上的冷端与引电器上的引电航插转动配合，以实现从转子件到静子件信号的传递，引电器通过温度数据引出信号线与试车台数采系统相连，试车台数采系统接收数据信号并进行数据的处理；同时在引电航插上设置铂电阻与引电器相连，用于对热电偶的冷端进行温度补偿，引电器通过补偿数据引出信号线将补偿数据传输至试车台数采系统内，试车台数采系统对补偿数据进行处理，保证了低压涡轮转子部件上温度采集的精度。

技术领域

本申请属于航空发动机温度测试领域，特别涉及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。

背景技术

目前航空发动机整机试车状态下低压涡轮转子部件的温度实时测量是十分困难的，传统发动机转子部件温度测试手段有示温漆测试和晶体测温，这两种方法均只能获取发动机试车过程的最大温度值，而不能监测低压涡轮转子部件壁温、腔温的实时数据。随着发动机研制的深入，对发动机转子部件的温度测试提出了更高的要求，传统的测试手段已经不能满足发动机研制实际需求。因此需要设计一种高温、高速气流的复杂油气工况下低压涡轮转子部件的温度测试方法。

发明内容

本申请的目的是提供了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，以解决现有技术中发动机试车过程中不能获得低压涡轮转子部件壁温、腔温实时数据的问题。

本申请的技术方案是：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，包括热电偶、铂电阻、引电器、温度数据引出信号线、补偿数据引出信号线、试车台数采系统；所述热电偶设于低压涡轮转子部件上，并且热电偶的测试端固定在待测试低压涡轮转子部件的表面，另一端与引电器的引电航插连接，所述引电器的引电航插与热电偶同步转动，所述铂电阻设于引电器的引电航插上并用于进行冷端温度的补偿；所述温度数据引出信号线从引电器上引出，而后连接至试车台数采系统上，所述补偿数据引出信号线从引电器上引出，而后连接至试车台数采系统上。

优选地，所述引电航插包括外壁和隔板，所述外壁连接于隔板的端部，所述隔板上开设有安装槽，所述铂电阻设于安装槽内，所述铂电阻的外侧安装有卡圈，所述卡圈上涂覆硅橡胶。

优选地，所述引电航插包括外壁和隔板，所述外壁连接于隔板的端部，所述隔板上开设有安装槽，所述铂电阻设于安装槽，所述铂电阻的外侧安装有卡圈，所述卡圈上涂覆硅橡胶。

优选地，所述热电偶的测试端采用储能点焊压片的固定方式安装在低压涡轮转子部件的表面。

优选地，所述热电偶共有多组并分别设于低压涡轮转子的不同位置，多组热电偶均与引电器的引电航插相连。

优选地，所述引电器安装在低压涡轮转子末端的静子件上，所述引电器的外侧设置有水冷机匣，所述水冷机匣内开设有冷气通道，所述水冷机匣上开设有与冷水通道连通的冷却水进水管和冷却水出水管；所述水冷机匣上还设有与水冷机匣的内外两侧连通的测试引线出线管，所述温度数据引出信号线和补偿数据引出信号线从测试引线出线管内引出。

优选地，所述水冷机匣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。

优选地，所述内层机匣与低压涡轮转子之间形成封闭的空腔，所述引电器设于空腔内并且引电器与内层机匣不接触。

优选地，所述引电器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由引电器引出后与台架航插，所述台架航插上引出信号线至试车台数采系统上。

优选地，以铂电阻测得的温度值作为补偿零点，热电偶采集的温度数据使用换算热电势的具体修正方法为，