一种航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器的制作方法

1.本技术属于航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量技术领域，具体涉及一种航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器。


背景技术：

2.对航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场进行准确测量，可为航空发动机性能评估提供保证。
3.当前，对于航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场的测量，分别以相应的温度传感器进行测量，该种技术方案存在以下缺陷：
4.1)航空发动机低压涡轮及外涵道出口处于同一截面上，分别以相应的温度传感器进行测量，需要对发动机相应结构进行较大的改装，且数量多的温度传感器，会对航空发动机流道内流场产生较大干扰，严重影响航空发动机的性能；
5.2)某些航空发动机低压涡轮出口温度高达1000℃，现有温度传感器的部件难以长时间在该种高温下工作。
6.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
7.需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本技术的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本技术的新颖性和创造性。


技术实现要素：

8.本技术的目的是提供一种航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
9.本技术的技术方案是：
10.一种航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器，包括：
11.外涵道出口温度测量支杆，其内具有台阶型通孔，侧壁具有外涵道出口温度测量球窝进口、外涵道出口温度测量排出孔；台阶型通孔侧壁具有止动面；外涵道出口温度测量球窝进口、外涵道出口温度测量排出孔连通；
12.低压涡轮出口温度测量支杆，以铌钨高温合金材料制造，表面涂覆抗氧化涂层，其内中空，侧壁具有低压涡轮出口温度测量球窝孔，一端外壁具有台阶型凸出，该端伸入到台阶型通孔内；
13.支撑条，其上具有支撑孔，插入台阶型通孔，将台阶型凸出压紧在台阶型通孔的台阶部位上，贴靠在止动面上其两侧边缘具有支撑边；
14.定位块，插入台阶型通孔，贴靠在台阶型通孔的内壁上，将台阶型凸出压紧在台阶型通孔的台阶部位上，其上具有定位槽；两个支撑边卡入到定位槽中；
15.t型铠装热电偶，在外涵道出口温度测量球窝进口内设置，其铠装连接在支撑条上，其引线经支撑孔、两个支撑边之间引出；
16.s型热电偶，在低压涡轮出口温度测量球窝孔内设置，其引线经低压涡轮出口温度测量支杆的内部、两个支撑边之间引出。
17.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器中，外涵道出口温度测量支杆上具有环形防护边，环形防护边向低压涡轮出口温度测量支杆方向伸展。
18.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器中，台阶型凸出上具有定位面，定位面贴靠在止动面上。
19.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器中，台阶型凸出与台阶型通孔的台阶部位间锥面配合接触。
20.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器中，还包括：
21.双孔刚玉管，在低压涡轮出口温度测量球窝孔内设置，其上每个孔套接在对应套接在s型热电偶的一根偶丝上；
22.两个单孔刚玉管，每个单孔刚玉管套接在s型热电偶的一根引线上，一端连接到双孔刚玉管上，另一端经低压涡轮出口温度测量支杆的内部、两个支撑边之间引出。
23.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器中，低压涡轮出口温度测量支杆的内部、两个支撑边之间灌注铝酸盐水泥。
24.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器中，外涵道出口温度测量支杆以镍基高温合金材料制造，背向低压涡轮出口温度测量支杆一端的外壁具有环形安装边。
25.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器中，t型铠装热电偶以及s型热电偶的引线上连接补偿线；
26.航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器还包括：
27.转接管，一端螺接在台阶型通孔内，压紧支撑条、定位块，从而将台阶型凸出压紧在台阶型通孔的台阶部位上，套接在t型铠装热电偶以及s型热电偶的引线与补偿线的连接部位，其内灌注密封胶。
28.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器中，还包括：
29.铜垫环，套接在t型铠装热电偶以及s型热电偶引线的外周，垫在转接管与支撑条、定位块之间。
30.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器中，t型铠装热电偶以及s型热电偶引线连接的补偿线上套接防波套管；
31.航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器还包括：
32.引线夹，连接在转接管上，夹紧防波套管。
33.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器中，t型铠装热电偶以及s型热电偶引线连接的补偿线上连接有插针。
附图说明
34.图1是本技术实施例提供的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器
的示意图；
35.图2是本技术实施例提供的外涵道出口温度测量支杆的示意图；
36.图3是图2的a-a向剖视图；
37.图4是本技术实施例提供的低压涡轮出口温度测量支杆的示意图；
38.图5是图4的b向视图；
39.图6是本技术实施例提供的支撑条的截面示意图；
40.图7是图6的c-c向剖视图；
41.图8是本技术实施例提供的定位块的截面示意图；
42.图9是图8的d-d向剖视图；
43.图10是本技术实施例提供的转接管的示意图；
44.其中：
45.1-外涵道出口温度测量支杆；2-低压涡轮出口温度测量支杆；3-支撑条；4-定位块；5-t型铠装热电偶；6-s型热电偶；7-补偿线；8-转接管；9-铜垫环；10-防波套管；11-引线夹；12-插针；13-双孔刚玉管；14-单孔刚玉管。
46.为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
47.为使本技术的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本技术的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
48.此外，除非另有定义，本技术描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本技术所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本技术描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本技术的限制。本技术描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本技术描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本技术描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
49.此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本技术的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本技术中的具体含义。
50.下面结合附图1至图10对本技术做进一步详细说明。
51.一种航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器，包括：
52.外涵道出口温度测量支杆1，其内具有台阶型通孔，侧壁具有外涵道出口温度测量球窝进口、外涵道出口温度测量排出孔；台阶型通孔侧壁具有止动面；外涵道出口温度测量球窝进口、外涵道出口温度测量排出孔连通；
53.低压涡轮出口温度测量支杆2，以铌钨高温合金材料制造，表面涂覆抗氧化涂层，其内中空，侧壁具有低压涡轮出口温度测量球窝孔，一端外壁具有台阶型凸出，该端伸入到台阶型通孔内；
54.支撑条3，其上具有支撑孔，插入台阶型通孔，将台阶型凸出压紧在台阶型通孔的台阶部位上，贴靠在止动面上其两侧边缘具有支撑边；
55.定位块4，插入台阶型通孔，贴靠在台阶型通孔的内壁上，将台阶型凸出压紧在台阶型通孔的台阶部位上，其上具有定位槽；两个支撑边卡入到定位槽中；
56.t型铠装热电偶5，在外涵道出口温度测量球窝进口内设置，其铠装连接在支撑条3上，其引线经支撑孔、两个支撑边之间引出；
57.s型热电偶6，在低压涡轮出口温度测量球窝孔内设置，其引线经低压涡轮出口温度测量支杆2的内部、两个支撑边之间引出。
58.对于上述实施例公开的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器，领域内技术人员可以理解的是，可以其对航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场进行测量，在以其对航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场进行测量时，可将外涵道出口温度测量支杆1连接在机匣上，其主体部位处于外涵道出口流场内，可以其上的t型铠装热电偶5对外涵道出口温度场进行测量，低压涡轮出口温度测量支杆2的主体部位伸入到低压涡轮出口流场内，可以其上的s型热电偶6对低压涡轮出口温度场进行测量，以此能够实现对航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场的同时测量，对发动机相应结构改装不大，且不会对航空发动机流道内流场产生较大干扰。
59.对于上述实施例公开的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器，领域内技术人员还可以理解的是，在以其对航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场进行测量时，低压涡轮出口温度测量支杆2的主体部位伸入到低压涡轮出口流场内，设计低压涡轮出口温度测量支杆2以铌钨高温合金材料制造，且表面涂覆抗氧化涂层，具有较好的高温承受能力，可长期在1000℃以上的高温环境下功能，能够很好的适应低压涡轮出口部位的高温环境。
60.对于上述实施例公开的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器，领域内技术人员还可以理解的是，低压涡轮出口温度测量支杆2表面涂覆抗氧化涂层，不宜与其他部件焊接连接，设计低压涡轮出口温度测量支杆2一端外壁具有台阶型凸出，且该端伸入到外涵道出口温度测量支杆1内的台阶型通孔中，以插入台阶型通孔的支撑条3、定位块4压紧在台阶型通孔的台阶部位上，以此可实现对低压涡轮出口温度测量支杆2在外涵道出口温度测量支杆1的可靠固定，且能够保护低压涡轮出口温度测量支杆2表面涂覆的抗氧化涂层不受损伤。
61.对于上述实施例公开的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器，领域内技术人员还可以理解的是，其设计支撑条3插入外涵道出口温度测量支杆1内的台阶型
通孔中，贴靠在台阶型通孔侧壁的止动面上，以此可实现支撑条3在台阶型通孔中的定位，在进行装配时，可先将t型铠装热电偶5的铠装连接在支撑条3上，其后将支撑条3连同其上的t型铠装热电偶5插入到台阶型通孔中，使支撑条3贴靠到止动面上，对支撑条3进行定位，t型铠装热电偶5同时会装配到外涵道出口温度测量球窝进口内，方便、快捷，此外，设计定位块4插入台阶型通孔，贴靠在台阶型通孔的内壁上，且其上定位槽卡住支撑条3两侧边缘上的支撑边，可将支撑条3紧固在台阶型通孔中，保证支撑条3能够紧密贴靠在止动面上，与外涵道出口温度测量支杆1间的相对位置可靠固定，且支撑条3两侧边缘的支撑边卡在定位块4上的定位槽中，其间的空间可供t型铠装热电偶5、s型热电偶6的引线引出。
62.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器中，外涵道出口温度测量支杆1上具有环形防护边，环形防护边向低压涡轮出口温度测量支杆2方向伸展，以不遮挡低压涡轮出口温度测量支杆2上s型热电偶所在部位为界，可保护低压涡轮出口温度测量支杆2上被遮挡部位的抗氧化涂层不遭受损伤。
63.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器中，台阶型凸出上具有定位面，定位面贴靠在止动面上，以此可在装配时，保证外涵道出口温度测量支杆1、低压涡轮出口温度测量支杆2间的相对位置，使t型铠装热电偶5、s型热电偶6能够处在同一方向上。
64.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器中，台阶型凸出与台阶型通孔的台阶部位间锥面配合接触，以保证外涵道出口温度测量支杆1、低压涡轮出口温度测量支杆2间的定位。
65.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器中，还包括：
66.双孔刚玉管13，在低压涡轮出口温度测量球窝孔内设置，其上每个孔套接在对应套接在s型热电偶6的一根偶丝上，可辅助述s型热电偶6在低压涡轮出口温度测量支杆2上的定位；
67.两个单孔刚玉管14，每个单孔刚玉管14套接在s型热电偶6的一根引线上，以能够起到保护、绝缘作用，易于弯折，一端连接到双孔刚玉管13上，另一端经低压涡轮出口温度测量支杆2的内部、两个支撑边之间引出。
68.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器中，低压涡轮出口温度测量支杆2的内部、两个支撑边之间灌注铝酸盐水泥，以能够起到保护、绝缘作用。
69.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器中，外涵道出口温度测量支杆1以镍基高温合金材料制造，背向低压涡轮出口温度测量支杆2一端的外壁具有环形安装边，在对航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场进行测量时，环形安装边可通过螺栓连接到机匣上。
70.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器中，t型铠装热电偶5以及s型热电偶6的引线上连接补偿线7；
71.航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器还包括：
72.转接管8，一端螺接在台阶型通孔内，压紧支撑条3、定位块4，从而将台阶型凸出压紧在台阶型通孔的台阶部位上，套接在t型铠装热电偶5以及s型热电偶6的引线与补偿线7
的连接部位，其内灌注密封胶，以起到密封作用，且可保护述t型铠装热电偶5以及s型热电偶6的引线与补偿线7的连接部位。
73.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器中，还包括：
74.铜垫环9，套接在t型铠装热电偶5以及s型热电偶6引线的外周，垫在转接管8与支撑条3、定位块4之间，以起到密封作用，且具有相对较大的柔性，能够以变形的方式，释放部件间的应力。
75.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器中，t型铠装热电偶5以及s型热电偶6引线连接的补偿线7上套接防波套管10，以能够屏蔽外界电磁干扰；
76.航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器还包括：
77.引线夹11，连接在转接管8上，夹紧防波套管10。
78.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器中，t型铠装热电偶5以及s型热电偶6引线连接的补偿线7上连接有插针12，在对航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场进行测量时，可将插针12连接到外部的数据采集装置，以外部的数据采集装置接收t型铠装热电偶5、s型热电偶6对航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量的信号。
79.对于上述实施例公开的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器，领域内技术人员可以理解的是，t型铠装热电偶5、s型热电偶6及其相关的结构设计可以有多个，具体数量及其分布位置，可由相关技术人员在应用本技术公开的技术方案时，根据具体实际需求进行确定，在此不再做更进一步的说明。
80.说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
81.至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本技术的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本技术的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本技术的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本技术的保护范围之内。