一种航空发动机转子部件温度测试结构的制作方法

本实用新型涉及航空发动机实验领域，特别涉及一种航空发动机转子部件温度测试结构。

背景技术：

航空发动机转子部件的温度是航空发动机试验研制过程中的重要参考，但由于航空发动机转子部件离心力大、气流流速快及装配结构复杂，对其温度参数进行测量十分困难。

目前，对航空发动机整机试车状态下转子部件壁温测试主要采用示温漆测试的方法进行，示温漆测试的温度判读结果为发动机转子部件的最大温度值，其不能实时反映试车过程中发动机转子部件的真实温度分布情况。且采用示温漆测试的方法进行温度测量不适用于发动机内部的油气环境，在对发动机转子部件内部腔温测试时，多采用在静子部件上安装热电偶进行测试，采用此种方式获得的腔温与转子部件上测点的腔温数据物理意义不同，不能准确地对转子部件温度参数进行修正。

技术实现要素：

本实用新型的目的是提供了一种航空发动机转子部件温度测试结构，以克服或减轻上述至少一方面的问题。

本实用新型的技术方案是：

一种航空发动机转子部件温度测试结构，包括高温包覆热电偶1，高温包覆热电偶包括两偶丝、引线，其中，

两偶丝的测量端与温度测试点接触；

引线与转子部件壁面固定，能够随转子部件转动。

优选地，上述温度测试结构，还包括：

若干引线固定金属薄片，压在引线上，且与转子部件壁面焊接固定；

若干引线覆盖金属薄片，覆盖在引线以及引线固定金属薄片上，且与转子部件壁面焊接固定。

优选地，设计引线向转子部件旋转方向弯折。

优选地，温度测试点位于转子部件壁面时，设计两偶丝的测量端为偶丝平行焊接结构，用偶丝固定金属薄片压住所述两偶丝背向所述引线的一端，后与所述转子部件壁面焊接固定，且用陶瓷纤维绝缘层压在偶丝固定金属薄片上并覆盖两偶丝，其后覆盖若干偶丝覆盖金属薄片，偶丝覆盖金属薄片与转子部件壁面焊接固定。

优选地，温度测试点位于所述转子部件内腔时，设计两偶丝的测量端为偶丝碰头焊接结构，且背向转子部件壁面弯曲，同时该温度测试结构还包括有：

陶瓷纤维绝缘套管，套装在两偶丝根部；

绝缘套管固定金属薄片，压在陶瓷纤维绝缘套管上，且与转子部件2壁面焊接固定；

若干绝缘套管覆盖金属薄片，覆盖在陶瓷纤维绝缘套管7以及绝缘套管固定金属薄片上，且与转子部件壁面焊接固定。

本实用新型的优点在于：提供了一种航空发动机转子部件温度测试结构，其设计使用热电偶代替示温漆对航空发动机转子部件的壁温进行测量，能够实时反映试车过程中发动机转子部件的真实温度分布情况；设计热电偶随航空发动机转子部件转动，由此获得的腔温，能准确地对转子部件温度参数进行修正，该结构解决了大离心力、高气流流速和发动机复杂结构工况下发动机转子部件温度参数测量的难题。

附图说明

图1是本实用新型航空发动机转子部件温度测试结构的壁温测试结构示意图。

图2是本实用新型航空发动机转子部件温度测试结构的腔温测试结构示意图。

图3是本实用新型航空发动机转子部件温度测试结构的安装结构示意图。

具体实施方式

为使本实用新型实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型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实用新型一部分实施例，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，旨在用于解释本实用新型，而不能理解为对本实用新型的限制。基于本实用新型中的实施例，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，都属于本实用新型保护的范围。下面结合附图对本实用新型的实施例进行详细说明。

在本实用新型的描述中，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实用新型和简化描述，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实用新型保护范围的限制。

下面结合附图1-3对本实用新型做进一步详细说明。

本实用新型提供了一种航空发动机转子部件温度测试结构，包括高温包覆热电偶1，高温包覆热电偶1包括两偶丝、引线，其中，

两偶丝的测量端与温度测试点接触；

引线与转子部件2壁面固定，能够随转子部件2转动。

进一步地，上述温度测试结构，还包括：

若干引线固定金属薄片4，压在引线上，且与转子部件2壁面焊接固定；

若干引线覆盖金属薄片5，覆盖在引线以及引线固定金属薄片4上，且与转子部件2壁面焊接固定。

采用上述方式对高温包覆热电偶1的引线进行全包固定，可有效保证其固定的可靠性，由此保证温度测试过程中，引线跟随转子部件转动的稳定性。

进一步地，设计引线向转子部件旋转方向弯折。根据转子部件旋转方向，引线采用“弯折”型走线路径，且其弯折方向与转子部件旋转方向一致，可降低离心力的影响，保证测试安装的可靠性。

进一步地，温度测试点位于转子部件2壁面时，设计两偶丝的测量端为偶丝平行焊接结构，用偶丝固定金属薄片(10)压在所述两偶丝背向所述引线的一端，后与所述转子部件(2)壁面焊接固定，且用陶瓷纤维绝缘层6压在偶丝固定金属薄片(10)上并覆盖两偶丝，其后覆盖若干偶丝覆盖金属薄片3，偶丝覆盖金属薄片3且与转子部件2壁面焊接固定。

偶丝采用平行焊接，且与包覆层相邻的焊点为测试端，可保证测试数据精度；在偶丝表面覆盖陶瓷纤维绝层6，然后敷设偶丝覆盖金属薄片3全包，热惯性小，可减小气流和环境对测得壁温数据的影响，此种结构受气流温度影响小。

进一步地，温度测试点位于所述转子部件2内腔时，设计两偶丝的测量端为偶丝碰头焊接结构，且背向转子部件2壁面弯曲，同时该温度测试结构还包括有：

陶瓷纤维绝缘套管7，套装在两偶丝根部；

绝缘套管固定金属薄片8，压在陶瓷纤维绝缘套管7上，且与转子部件2壁面焊接固定；

若干绝缘套管覆盖金属薄片9，覆盖在陶瓷纤维绝缘套管7以及绝缘套管固定金属薄片8上，且与转子部件2壁面焊接固定。

对航空发动机转子部件腔温进行测量，采用碰头焊接的方式将偶丝熔接在一起，结点为测量端，且在偶丝根部套装陶瓷纤维绝缘套管7，后用绝缘套管覆盖金属薄片9将其压紧固定，该结构设计响应速度快，在高温、高压和高转速的条件下，可有效保证偶丝与转子部件壁面绝缘，且能够防止过程中热电偶1的包覆层在油气环境下散开，保证测试安装的可靠性。

以上所述，仅为本实用新型的具体实施方式，但本实用新型的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本实用新型揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。因此，本实用新型的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。