密封堵头、测试引线密封装置、航空发动机和飞行器的制作方法

1.本实用新型涉及一种密封堵头、测试引线密封装置、航空发动机和飞行器。


背景技术：

2.航空发动机中，燃烧室是组织燃烧的区域，经过压气机的压缩空气进入燃烧室与燃油喷嘴喷出的燃气混合后燃烧产生高温燃气，带动涡轮做功，产生推力，因此燃烧室工作环境恶劣，处于高温高压环境中。
3.而航空发动机挂飞前需要进行一系列试验，为收集试验数据(如温度、压力等)，往往会在燃烧室内部布置一系列受感部。然而，受感部收集的信息需要传导至燃烧室外面进行分析，如温度测量往往布置热电偶在燃烧室内部零组件表面，通过电偶线引出燃烧室机匣后接入数据分析器；而压力测试则通过压力管将燃烧室内压力引出进行测量。然而测试引线的引出对燃烧室机匣密封性带来很大挑战。
4.目前燃烧室测试引线装置通常采用的密封方式是：在带腔引线座中灌入密封胶，并采用压帽进行封堵。然而，此种密封方式由于引线尽头往往存在测试接头，接头尺寸通常较大，为确保引线穿出，压帽孔往往会开的较大，这必然降低了引线座的密封效果，密封胶容易出现泄漏；而且，引线座腔内的密封胶除胶难度很大，在除胶时，容易导致损坏测试引线。


技术实现要素：

5.本实用新型要解决的技术问题是为了克服现有技术中测试引线装置采用的密封方式中压帽孔会开的较大，引线座的密封效果不佳，密封胶容易出现泄漏；而且，引线座腔内的密封胶除胶难度很大，在除胶时，容易损坏测试引线的缺陷，提供一种密封堵头、测试引线密封装置、航空发动机和飞行器。
6.本实用新型是通过下述技术方案来解决上述技术问题：
7.一种密封堵头，其包括若干堵件，若干所述堵件沿所述密封堵头的周向依次连接形成堵头本体，所述堵头本体的两端沿所述密封堵头的轴向开设有贯穿的出线孔，所述堵头本体的内部开设有用于放置第一密封材料的容纳腔，所述容纳腔的内径大于所述出线孔的内径，所述出线孔贯穿所述容纳腔。
8.在本方案中，密封堵头采用分体式的结构形式，能够有效减小密封堵头两端的开孔，提高的密封效果，并且能够提高容纳腔内密封材料的固定效果，避免密封材料泄漏，同时能够方便对容纳腔内密封材料的清理。
9.优选地，若干所述堵件的两个侧边都设置有咬合槽口，若干所述堵件能够通过所述咬合槽口进行连接。
10.在本方案中，采用上述结构形式，能够防止容纳腔内密封材料的泄漏，提高密封效果。
11.优选地，所述堵头本体的上端设置有堵头六角段，所述堵头六角段沿所述堵头本
体的径向方向延伸凸出。
12.在本方案中，采用上述结构形式，能够方便地安装密封堵头。
13.优选地，所述堵头本体包括管段部，所述管段部的外侧设置有外螺纹。
14.在本方案中，采用上述结构形式，能够将密封堵头与其他设置有内螺纹的部件实现螺纹连接，提高密封堵头的适用性。
15.优选地，所述堵头本体还包括凸缘，所述凸缘设置在所述堵头本体的下端。
16.在本方案中，采用上述结构形式，能够在凸缘的周围设置密封材料，进一步提高密封堵头与其他部件连接处的密封性。
17.一种测试引线密封装置，包括上述的密封堵头。
18.在本方案中，在测试引线密封装置采用上述密封堵头，能够防止高温高压燃烧室测试引线引出时造成的泄漏，避免密封胶吹出。
19.优选地，测试引线密封装置，还包括：
20.底座，所述底座设置在所述堵头本体的下端，所述底座上开设有底座孔，所述底座孔的内径大于所述出线孔的内径；
21.压帽，所述压帽连接所述堵头本体与所述底座，所述堵头本体的下端设置有所述凸缘，所述压帽能够使所述堵头本体与所述底座之间形成用以放置第二密封材料的限位槽。
22.在本方案中，采用上述结构形式，能够进一步提高测试引线密封装置的密封效果。
23.优选地，所述底座靠近所述堵头本体的一端设置有承托槽，所述承托槽的内径与所述凸缘的外径相同，用以承托所述凸缘并形成限位槽。
24.在本方案中，采用上述结构形式，能够在凸缘的周围设置密封材料，加强密封堵头与底座的连接，提高测试引线密封装置的密封效果。
25.优选地，所述底座远离所述堵头本体的一端设置有圆柱段。
26.优选地，所述压帽远离所述堵头本体的一端设置有压帽六角段。
27.在本方案中，采用上述结构形式，能够便于安装压帽。
28.一种航空发动机，包括上述的测试引线密封装置。
29.一种飞行器，包括上述的航空发动机。
30.本实用新型的积极进步效果在于：本实用新型的密封堵头采用分体式的结构形式，能够有效减小密封堵头两端的开孔，提高密封堵头的密封效果，同时能够提高容纳腔内密封材料的固定效果，避免密封材料泄漏，同时又能够便于对容纳腔内的密封材料进行清理，且不会损坏测试引线。
附图说明
31.图1为本实用新型一实施例的密封堵头的剖面图。
32.图2为本实用新型一实施例的密封堵头的立体图。
33.图3为本实用新型一实施例的密封堵头的拆解图。
34.图4为本实用新型一实施例的测试引线密封装置的剖面图。
35.图5为本实用新型一实施例的测试引线密封装置的立体图。
36.图6为本实用新型一实施例的测试引线密封装置的局部拆解的立体图。
37.图7为本实用新型一实施例的底座的剖面图。
38.图8为本实用新型一实施例的压帽的剖面图。
39.图9为本实用新型一实施例的压帽的立体图。
40.图10为本实用新型一实施例的航空发动机的结构示意图。
41.图11为本实用新型一实施例的燃烧室的结构示意图。
42.附图标记说明：
43.密封堵头 1
44.堵件 11
45.堵头本体 12
46.堵头六角段 121
47.管段部 122
48.外螺纹 123
49.咬合槽口 124
50.凸缘 125
51.出线孔 13
52.容纳腔 14
53.测试引线密封装置 2
54.底座 21
55.底座孔 211
56.圆柱段 212
57.引线束 213
58.引线接头 214
59.承托槽 215
60.压帽 22
61.压帽孔 221
62.压帽六角段 222
63.内螺纹 223
64.限位槽 23
65.航空发动机 3
66.压气机 31
67.燃烧室 32
68.火焰筒 321
69.燃油喷嘴 322
70.燃烧室机匣 323
71.扩压器 324
72.涡轮 33
73.风扇 34
具体实施方式
74.下面通过实施例的方式进一步说明本实用新型，但并不因此将本实用新型限制在的实施例范围之中。
75.如图1-3所示，本实施例公开了一种密封堵头1，其包括左右两个堵件11，两个堵件11可由密封堵头1整体加工后切割形成，切割缝隙应尽可能小。两个堵件11沿密封堵头1的周向依次连接形成堵头本体12，堵头本体12上下的两端沿密封堵头1的轴向开设有贯穿的出线孔13，堵头本体12的内部开设有用于放置密封胶的容纳腔14，容纳腔14的内径大于出线孔13的内径，出线孔13贯穿容纳腔14。诚然，在其他实施例中，作为替代手段，堵件11的数量可以不局限为两个。
76.在本实施例中，密封堵头1采用分半式能够有效减小堵头两端开孔，仅需满足测试引线束213中段尺寸，无需考虑引线接头214穿出，因此密封堵头1出线孔13可实现最小化，从而能够提高密封效果，密封堵头1中设置上下锥形收口密封腔，结构简单，可实现较大灌胶量，锥形结构在压力作用下可使靠近孔附近的密封胶被压紧，可提高密封胶的固定效果，避免密封胶的泄漏，同时能够方便对容纳腔内密封胶的清理。
77.如图2所示，本实用新型实施例中，两个堵件11的两个侧边都设置有咬合槽口124，两个堵件11能够通过咬合槽口124进行连接。
78.在本实施例中，两个堵件11能够通过咬合槽口124相互咬合连接，能够防止容纳腔14内密封胶的泄漏，从而提高密封堵头1的密封效果。
79.如图1-3所示，本实用新型实施例中，堵头本体12的上端设置有堵头六角段121，堵头六角段121沿堵头本体12的径向方向延伸凸出。
80.在本实施例中，堵头六角段121凸出于堵头本体12，便于拿取，从而能够更加方便地安装密封堵头1。
81.本实用新型实施例中，堵头本体12包括管段部122，管段部122的外侧设置有外螺纹123。
82.在本实施例中，能够将密封堵头1与其他设置有内螺纹223的部件实现螺纹连接，提高密封堵头1的适用性。
83.如图2、图3所示本实用新型实施例中，堵头本体12还包括凸缘125，凸缘125的内径小于管段部122的内径，凸缘125设置在堵头本体12的下端。
84.在本实施例中，能够在凸缘125的周围套设上垫片，进一步提高密封堵头1与其他部件连接处的密封性。
85.如图4-6所示，本实用新型还提供了一种测试引线密封装置2，包括如上所阐述的密封堵头1。
86.在本实施例中，在测试引线密封装置2采用上述密封堵头1，能够防止高温高压燃烧室32测试引线引出时造成的泄漏，避免密封胶吹出。
87.本实用新型实施例中，测试引线密封装置2还包括底座21和压帽22。底座21设置在堵头本体12的下端，底座21上开设有底座孔211，底座孔211的内径大于出线孔13的内径，底座孔211的内径尺寸允许通过所有引线束213及引线接头214。压帽22预先预制在底座21上，压帽22开设有压帽孔221，压帽22内侧设置有内螺纹223，压帽22通过压帽孔221套在底座21上，通过内螺纹223与密封堵头1管段部122的外螺纹123拧紧连接，堵头本体12的下端设置
有凸缘125，凸缘125的内径小于管段部122的内径，压帽22能够使堵头本体12与底座21之间(凸缘125的周围)形成用以放置垫片的限位槽23。
88.在本实施例中，倒扣式压帽22可有效固定分半式的密封堵头1，并通过螺纹实现二次密封，密封堵头1和底座21间采用垫片密封，降低无密封胶处的接触面泄漏可能，提高密封效果。另外，如图6所示，在进行引线分解拆除时，可将压帽22拧下后，将密封堵头1的两个堵件分别拆下后清理暴露在外的密封胶。因此，该实用新型也适用于高温水泥等高强度密封胶，可大大增加引线和引线密封装置的使用寿命以及重复使用率。
89.如图7所示，本实用新型实施例中，底座21靠近堵头本体12的一端设置有承托槽215，承托槽215的内径与凸缘125的外径相同，承托槽215的内侧与凸缘125顶端及侧壁的一部分贴合连接，承托槽215的边沿与垫片的尺寸相同，用以承托凸缘125并形成限位槽23。
90.在本实施例中，能够在限位槽23(凸缘125的周围)放置垫片，降低密封堵头1和底座21之间无密封胶处的接触面泄漏可能，从而提高测试引线密封装置2的密封效果。
91.如图7所示，本实用新型实施例中，底座21远离堵头本体12的一端设置有圆柱段212，圆柱段212的内径大于底座孔211的内径以允许通过所有引线束213及引线接头214。
92.如图8、图9所示，本实用新型实施例中，压帽22远离堵头本体12的一端设置有压帽六角段222。
93.在本实施例中，压帽六角段222凸出于压帽22本体，以便于拿取压帽22，从而能够更加方便地安装压帽22。
94.如图10、图11所示，本实用新型还提供一种航空发动机3，包括如上述测试引线密封装置2。
95.在本实施例中，航空发动机3由压气机31、燃烧室32及涡轮33等部件组成，压气机31压缩空气经燃烧室32燃烧后对涡轮33做功，将燃油的化学能转化为涡轮33的机械能，涡轮33排除燃气和带动风扇34产生推力。燃烧室32主要由火焰筒321、燃油喷嘴322和燃烧室机匣323、扩压器324等组成。测试引线密封装置2的底座21通过焊接固定连接至燃烧室机匣323上，压气机31压缩气流通过扩压器324减速扩压后进入火焰筒321与燃油喷嘴322喷出的燃油混合后燃烧。
96.本实用新型还提供一种飞行器，包括上述的航空发动机3。
97.虽然以上描述了本实用新型的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这仅是举例说明，本实用新型的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本实用新型的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本实用新型的保护范围。