一种温度测试受感部的制作方法

本发明涉及高压涡轮全温全压试验
技术领域：
，特别是涉及一种温度测试受感部。
背景技术：
：高压涡轮全温全压试验通过模拟高压涡轮在航空发动机的实际工作环境对高压涡轮的性能进行试验研究。为取得高压涡轮流场的气流总温，需要在高压涡轮出口布置测试受感部用于流场温度的测量。该测试截面具有高温(最高温度可达1600k)高压(最高压力可达1mpa)高气动载荷(气流马赫数可达0.6)的特点。因此对测试受感部结构设计提出了较高的要求。该截面的气流温度已经超出了现有的金属材料许用温度上限，其复杂的气动载荷情况又限制了陶瓷基复合材料的应用。现有的温度测试受感部设计技术是利用不锈钢或者高温合金材料的金属支杆作为支撑部件插入流场内，在其上布置热电偶测点，用于感受气流的温度。其使用温度上限约为1200k。现有的受感部冷却技术，依托试验台架上的高压水或高压空气系统，以高压水或高压空气作为冷却介质对高温流场内的支杆进行冷却。其热电偶测点同样布置在支杆的迎风面上，用于感受气流的温度，其使用温度上限可达约2000k。现有的技术方案的主要缺点为：1.常规受感部受材料的限制，不具备在高压涡轮出口的高温环境下工作的能力，无法满足全温全压涡轮试验的要求。2.现有的受感部冷却技术，需要对高压涡轮试验件进行较大的改装，不但破坏了其结构完整性更容易引起性能的衰减。同时需要试验台架专门提供一套冷却系统，成本较高。因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。技术实现要素：本发明的目的在于提供一种温度测试受感部来克服或至少减轻现有技术的中的至少一个上述缺陷。为实现上述目的，本发明提供一种温度测试受感部，用于高压涡轮全温全压试验，所述温度测试受感部包括：支杆组件，所述支杆组件内部设置有冷气腔、排气腔以及走线腔，所述支杆组件的外壁上设置有冷气孔、测点孔、排气膜孔、热气排出孔以及尾缘排气孔，所述测点孔与所述走线腔通过测点孔腔连通；所述冷气孔、排气膜孔以及尾缘排气孔与所述冷气腔连通；所述热气排出孔通过所述排气腔与所述测点孔腔连通；封接头，所述封接头与所述支杆组件连接，所述封接头内设置有补偿导线腔，所述补偿导线腔与所述走线腔连通；偶丝组件，所述偶丝组件设置在所述走线腔以及测点孔腔内，所述偶丝组件具有热接点，所述热接点设置在所述测点孔腔内并临近测点孔；补偿导线，所述补偿导线设置在所述补偿导线腔内且与所述偶丝组件连接；其中，所述支杆组件用于安装在高压涡轮出口截面的测试接口上，所述支杆组件的设置有测点孔、排气膜孔以及尾缘排气孔的位置设置在测试流场内，所述冷气孔设置在所述测试流场外；所述测点孔位于所述测试流场的迎风面上，所述热接点用于感应所述测试流场的进入所述测点孔的热气所带来的温度变化，从而产生电压信号，并将所述电压信号通过偶丝组件传递给所述补偿导线；所述热气排出孔用于排出进入所述测点孔腔内的热气；所述冷气孔用于接收自发动机空气系统处传递的冷却介质，并通过所述冷气腔传递至所述排气膜孔以及尾缘排气孔。优选地，所述测点孔的数量为多个，所述测点孔腔的数量与所述测点孔的数量相同，且一个所述测点孔连通一个所述测点孔腔。优选地，所述冷气孔的数量与所述测点孔腔的数量相同，且一个所述冷气孔与一个所述测点孔腔连通。优选地，所述测点孔沿所述支杆组件的轴向方向排列。优选地，所述支杆组件包括支杆本体以及与所述支杆本体连接的安装座，所述安装座上设置有安装孔，所述安装座通过所述安装孔与所述高压涡轮出口截面的测试接口以可拆卸方式连接。优选地，所述偶丝组件包括偶丝本体以及陶瓷管，所述偶丝本体设置在所述陶瓷管内，所述偶丝本体的热接点设置在所述陶瓷管外。优选地，所述陶瓷管与所述走线腔以及所述陶瓷管与所述测点孔腔的内壁之间设置密封，从而使进入所述测点孔的热气仅能够从所述热气排出孔排出。优选地，所述陶瓷管与所述走线腔以及所述陶瓷管与所述测点孔腔的内壁之间灌入耐高温水泥。优选地，所述排气膜孔、尾缘排气孔的数量为多个。优选地，所述冷气孔的数量为两个，所述冷气腔的数量与所述冷气孔的数量相同一个冷气孔与一个所述冷气腔连通；所述排气膜孔与一个所述冷气腔连通；所述尾缘排气孔与另一个所述冷气腔连通。本申请的温度测试受感部具有如下优点：1.通过冷却结构实现对支杆的冷却，使其满足高压涡轮的高温测试环境需求；2.利用来源于发动机空气系统的高压空气作为冷却介质，利用空气系统与高压涡轮出口的压差驱动冷却介质工作，摆脱了对试验台架冷却系统的依赖，大幅减小了对发动机或试验件的改动量。3.温度测试受感部结构紧凑，适应特定的涡轮测试环境，不但可用于高压涡轮部件试验，还可用于发动机整机的高压涡轮进，出口和低压涡轮进口等高温环境下的测试。附图说明图1是根据本发明第一实施例的温度测试受感部的结构示意图。图2是图1所示的温度测试受感部的结构剖视图。图3是图2所示的温度测试受感部的局部放大图。附图标记：1支杆本体7测点孔2安装座11陶瓷管3封接头13偶丝本体4补偿导线15热气排出孔6排气膜孔16热接点8尾缘排气孔17冷气孔具体实施方式为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的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，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。图1是根据本发明第一实施例的温度测试受感部的结构示意图。图2是图1所示的温度测试受感部的结构剖视图。图3是图2所示的温度测试受感部的局部放大图。本申请的温度测试受感部用于高压涡轮全温全压试验。如图1至图3所示的温度测试受感部包括支杆组件、封接头3、偶丝组件、补偿导线4。支杆组件内部设置有冷气腔、排气腔以及走线腔，支杆组件的外壁上设置有冷气孔17、测点孔7、排气膜孔6、热气排出孔15以及尾缘排气孔8，测点孔7与走线腔通过测点孔腔连通；冷气孔17、排气膜孔6以及尾缘排气孔8与冷气腔连通；热气排出孔15通过排气腔与所述测点孔腔连通；封接头3与支杆组件连接，封接头3内设置有补偿导线腔，补偿导线腔与走线腔连通；偶丝组件设置在走线腔以及测点孔腔内，偶丝组件具有热接点16，热接点16设置在测点孔腔内并临近测点孔7；补偿导线4设置在补偿导线腔内且与偶丝组件连接；其中，支杆组件用于安装在高压涡轮出口截面的测试接口上，支杆组件的设置有测点孔7、排气膜孔6以及尾缘排气孔8的位置设置在测试流场内，冷气孔17设置在测试流场外；测点孔7位于测试流场的迎风面上，热接点16用于感应所述测试流场的进入测点孔的热气所带来的温度变化，从而产生电压信号，并将电压信号通过偶丝组件传递给补偿导线；热气排出孔15用于排出进入测点孔腔内的热气；冷气孔17用于接收自发动机空气系统处传递的冷却介质，并通过冷气腔传递至排气膜孔6以及尾缘排气孔8。本申请的温度测试受感部具有如下优点：1.通过冷却结构实现对支杆的冷却，使其满足高压涡轮的高温测试环境需求；2.利用来源于发动机空气系统的高压空气作为冷却介质，利用空气系统与高压涡轮出口的压差驱动冷却介质工作，摆脱了对试验台架冷却系统的依赖，大幅减小了对发动机或试验件的改动量。3.温度测试受感部结构紧凑，适应特定的涡轮测试环境，不但可用于高压涡轮部件试验，还可用于发动机整机的高压涡轮进，出口和低压涡轮进口等高温环境下的测试。在本实施例中，测点孔7的数量为多个，测点孔腔的数量与测点孔的数量相同，且一个测点孔连通一个测点孔腔。参见图1及图2，在本实施例中，冷气孔17的数量与测点孔腔的数量相同，且一个冷气孔17与一个测点孔腔连通。参见图1及图2，在本实施例中，测点孔7沿支杆组件的轴向方向排列。采用这种方式，可以测量不同位置的温度。参见图1及图2，在本实施例中，支杆组件包括支杆本体1以及与支杆本体1连接的安装座2，安装座2上设置有安装孔，安装座2通过安装孔与高压涡轮出口截面的测试接口以可拆卸方式连接。参见图1至图3，在本实施例中，偶丝组件包括偶丝本体13以及陶瓷管11，偶丝本体13至少部分设置在陶瓷管11内，偶丝本体13的热接点16设置在陶瓷管外。参见图1至图3，在本实施例中，陶瓷管11与走线腔以及陶瓷管11与所述测点孔腔的内壁之间设置密封，从而使进入测点孔的热气仅能够从热气排出孔排出。参见图1至图3，在本实施例中，所述陶瓷管与所述走线腔以及所述陶瓷管与所述测点孔腔的内壁之间灌入耐高温水泥。参见图1至图3，在本实施例中，所述排气膜孔、尾缘排气孔的数量为多个。参见图1至图3，在本实施例中，冷气孔17的数量为两个，冷气腔的数量与冷气孔17的数量相同一个冷气孔与一个冷气腔连通；排气膜孔6与一个所述冷气腔连通；尾缘排气孔8与另一个冷气腔连通。在本实施例中，其测温功能的原理如下：当高温气流冲击测点7时，高温气流首先冲刷热接点16，然后通过排气孔15排出完成与热接点16的换热，实现了对气流温度的测量。热接点16将因温度变化产生的电压信号通过偶丝13和补偿导线10传递至上位采集系统。陶瓷管起到保护偶丝13和绝缘的作用，并且在走线腔9中灌注耐高温水泥固定陶瓷管和偶丝13。其冷却功能实现的原理如下：航空发动机的空气系统一般来源于压气机引气，主要用于发动机的内部封严，压力平衡和内部冷却。本发明在原理上就是利用来源于发动机空气系统的高压空气作为冷却介质，并通过空气系统与高压涡轮出口之间的压差来驱动冷却介质的流动。高压空气通过冷气腔5进入支杆内部，完成换热后从气膜孔6和尾缘排气孔8排出到涡轮出口的流场内。冷却技术：受感部采用的冷却技术主要有两种，对流换热和气膜冷却。在空气系统与高压涡轮出口压差的作用下，一部分冷却气由排气膜孔6排出支杆1，并在其后方形成一层冷却气膜隔绝高温气流与支杆，由于尾缘排气孔8的存在增大了流经冷气腔的冷气流量，加强了冷却气与支杆冷气腔外壳的对流换热。最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。当前第1页12