[发明专利]一种用于航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构

说明书

本发明提供了一种用于航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构，所述引气结构包括用于输入冷却气的双冷却气引气管、设置在航空发动机承力机匣内的引气管组件以及用于将引气管组件与遥测转接装置连接固定的转接组件。该引气结构有效降低了引气沿程温升，保证了冷却气对遥测装置的有效冷却；并且改动量较小，通过增加引气结构数量、调整引气结构管径、调整引气压力即可满足不同环境温度下的冷却要求，具有通用性；该引气结构具有可恢复性，不会对原主流道及空气系统造成影响，改装后的结构通过增加堵盖进行堵封即可恢复原发动机结构。

技术领域

本发明属于航空燃气涡轮发动机高温旋转部件参数测量技术领域，具体涉及一种用于航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构。

背景技术

航空燃气涡轮发动机高温旋转部件一直处在最为恶劣的环境下工作，要承受高温、高压、高转速，以及复杂气动激振力和较大离心载荷的复合作用,容易发生故障,从而导致发动机和飞机发生严重事故。在发动机真实环境下测量高温旋转部件的关键参数，对修正计算模型，提高设计结果精度，具有重要的工程价值和实用意义。目前，测量航空燃气涡轮发动机高温旋转部件参数的重要方法为遥测技术测量，通过将遥测装置分别与高温旋转部件及静子部件连接来测量发动机的动应力、温度及压力等参数，由于该测量方法测量精度高、使用的遥测装置尺寸小、需进行的发动机结构改装相对简单而被越来越广泛的采用。但是，遥测装置的使用温度为≯80℃，而发动机高温旋转部件所处环境温度均远远超过80℃，甚至高达300～400℃，将遥测装置布置在如此高温环境下，对其冷却成为了最大的难题。

现有技术中，对遥测装置冷却采用外部引入冷却气，但将引气管路直接布置在高温环境中，沿程温升较高，无法满足冷却需求，同时可能会影响发动机流道，急需一种新的引气结构，来保证冷却引气的有效性。

发明内容

为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种引气结构，能够在顺利引入冷却气的同时降低沿程温升，满足了遥测装置在发动机高温旋转部件参数测量试验中的冷却需求。

为了实现上述目的，本发明提供了如下技术方案，提供一种用于航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构，所述引气结构包括用于输入冷却气的双冷却气引气管、设置在航空发动机承力机匣内的引气管组件以及用于将引气管组件与遥测转接装置连接固定的转接组件，其中，所述双冷却气引气管与所述引气管组件之间通过引气接头连接，所述双冷却气引气管包括第一冷却气引气管和第二冷却气引气管，所述第一冷却气引气管用于向所述引气管组件中通入用于冷却遥测装置的第一冷却气，所述第二冷却气引气管用于向所述引气管组件和所述承力机匣的间隙通入用于冷却引气管组件的第二冷却气，所述转接组件内部中空，第一冷却气从转接组件的中空腔内通向遥测装置。

本发明所提供的用于航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构，还具有这样的特征，所述引气管组件与所述承力机匣之间通过带法兰的引气接头连接，引气管组件与所述承力机匣的连接处设有用于封严的第一垫片。

本发明所提供的用于航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构，还具有这样的特征，所述引气管组件与所述转接组件之间采用第一球头配合并留有用于热变形补偿的安装间隙。

本发明所提供的用于航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构，还具有这样的特征，所述转接组件包括与所述引气管组件连接的第一转接座、与遥测装置连接的第三转接座以及用于将第一转接座和第三转接座连接的第二转接座。

本发明所提供的用于航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构，还具有这样的特征，所述第一转接座通过法兰固定在所述承力机匣的内机匣安装座上，并采用第二垫片进行封严；所述第一转接座与所述承力机匣的连接处设有通气孔，所述通气孔用于将所述第二冷却气排出至引气结构外围腔进行二次冷却。