[发明专利]航空发动机尾喷管的测温装置

说明书

本发明涉及一种航空发动机尾喷管的测温装置，包括：间隔设置的第一支架和第二支架；设置于第一支架和第二支架之间的间隔内，并与第一支架和第二支架固定连接的支承圈；具有热电偶安装座，并沿支承圈周向排布，经由第一条形孔与支承圈本体固定连接的上压紧杆组件或具有热电偶安装座，并沿支承圈周向排布，经由第一条形孔与支承圈本体固定连接的下压紧杆组件；其中，至少设置一个上压紧杆组件或至少一个下压紧杆组件，上压紧杆组件和下压紧杆组件上的热电偶安装座设置于靠近支承圈圆心一侧。本发明航空发动机尾喷管的测温装置适用范围广、无需在尾喷管上打孔，既不影响尾喷管的结构强度，也不易造成其外壁划伤，不增加尾喷管重量。

技术领域

本发明属于测温装置技术领域，尤其涉及一种航空发动机尾喷管的测温装置。

背景技术

测量航空发动机热端部件的温度一直都是发动机试车的重点。为保证航空发动机工作在最佳的温度范围，需要实时测量发动机尾喷管处的温度，如果发动机工作温度过高，可能会造成发动机外壳体、尾喷管等部件烧蚀变形或裂纹，导致发动机损毁、报废，甚至引起火灾，对飞机机体造成损伤。

传统测温方式一般采用尾喷管自带的热电偶进行检测，但此种方式仅能检测一处区域的温度值，若需检测多处区域的温度，则需要在尾喷管相应位置钻孔以放置热电偶，并在尾喷管表面焊接热电偶固定装置。但是，这种方式存在诸多问题，例如，降低尾喷管结构强度，增加尾喷管重量，易造成尾喷管表面划伤，无法实现不同类型尾喷管的测温，此外，为保证测量准确性，热电偶会伸入尾喷管一定距离，但伸入尾喷管的热电偶会影响尾部气流的排出，会干扰发动机的推力测量准确性。

因此，如何开发一种测量精度高、保证尾喷管结构强度、不增加尾喷管重量且适用范围广的航空发动机尾喷管测温装置是解决上述问题的关键。

发明内容

针对相关技术中存在的不足之处，本发明提供了一种航空发动机尾喷管的测温装置，能兼容不同直径和不同倾斜度尾喷管的测温工作，无需在尾喷管钻孔安装热电偶即可实现温度准确测量，具有适用范围广、使用便捷、调整灵活等特点，能够解决现有测试方式存在降低尾喷管结构强度、增加尾喷管重量、易造成尾喷管表面划伤等技术问题。

本发明提供一种航空发动机尾喷管的测温装置，包括：

支架，包括间隔设置的第一支架和第二支架，

支承圈，具有第一条形孔，设置于第一支架和第二支架之间的间隔内，并与第一支架和第二支架固定连接，及

上压紧杆组件或下压紧杆组件，具有热电偶安装座，并沿支承圈周向排布，经由第一条形孔与支承圈本体固定连接；

其中，测温装置设置至少一个上压紧杆组件或至少一个下压紧杆组件，所述上压紧杆组件或下压紧杆组件上的热电偶安装座设置于靠近支承圈圆心一侧。

在其中一些实施例中，第一支架和第二支架包括：

底座，

侧板，垂直设置底座上方，并与底座固定连接，

第二条形孔，开设于侧板上，及

支承杆，设置上下两组，穿过第二条形孔后经螺栓固定支承圈。

在其中一些实施例中，上压紧杆组件包括：

把手组件，其上套设弹簧，

外壳，设置于把手组件下方，为顶部设有开口的腔体结构，

上安装座，固定于外壳底部，开设异形孔和螺栓安装通孔，

上连杆，上端穿过异形孔延伸至外壳腔体内部，及

热电偶安装座，用于安装热电偶，经销轴安装于上连杆下端；