航空发动机过渡态机匣内流场静压测量结构及其装配方法与流程

本申请属于航空发动机过渡态机匣内流场静压测试设计，具体涉及一种航空发动机过渡态机匣内流场静压测量结构及其装配方法。

背景技术：

1、航空发动机从一个工作状态到另一个工作状态的中间状态为过渡态，主要包括启动、加速、减速、接通加力、断开加力、矢量偏转等过程的过渡态。

2、航空发动机过渡态机匣内流场参数能够直接反应航空发动机性能的好坏，以及反应航空发动机控制系统的优劣，而且航空发动机的喘振、熄火等故障也多发生在过渡态，因此，对航空发动机过渡态机匣内流场参数进行测量，是航空发动机测试的一项重要工作。

3、当前，对航空发动机过渡态机匣内流场参数进行测量时，对于静压测量，多采用常规稳态测量的方法，利用压力测量模块通过毛细管进行引压测量，该种技术方案存在以下缺陷：

4、1)测量频率响应较慢，所得测量结果不够精确；

5、2)不能够同时实现多点静压测量；

6、3)易导致机匣内流场堵塞；

7、4)拆装、更换过程繁琐，测量成本高，测量周期长。

8、鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

9、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，其并不必然属于本申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请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申请的新颖性和创造性。

技术实现思路

1、本申请的目的是提供一种航空发动机过渡态机匣内流场静压测量结构及其装配方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

2、本申请的技术方案是：

3、一方面提供一种航空发动机过渡态机匣内流场静压测量结构，包括：

4、感压支杆，前端侧壁具有多个感压孔，其内具有多个感压通道；各个感压通道一端延伸至感压支杆后端，另一端成型有台阶孔；各个台阶孔与各个感压孔连通；

5、多个中空支杆，前端深入到各个感压通道中，靠近台阶孔；各个中空支杆后端与感压通道间通过螺纹连接；

6、多个动态压力传感器，头部深入到各个中空支杆前端，头部及其引线与中空支杆间粘接；

7、转接筒，前端通过螺纹螺接在感压支杆后端；

8、转接座，钎焊连接在转接筒后端，其上具有转接孔；

9、电连接器，通过螺钉连接在转接座上；各个动态压力传感器的引线通过转接筒、转接孔连接到电连接器上；

10、转接件，连接在电连接器上，将电连接器的电气接口形式转化为航空插针。

11、根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机过渡态机匣内流场静压测量结构中，感压支杆前端呈跑道型，且厚度h不超过8mm。

12、根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机过渡态机匣内流场静压测量结构中，各个感压孔与感压支杆前端之间的距离c不小于12mm；

13、各个台阶孔的直径b与感压孔直径a相当，1.5mm≤a≤2.5mm；

14、各个台阶孔的长度其中，a为音速，f0为动态压力传感器响应频率。

15、根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机过渡态机匣内流场静压测量结构中，转接座部分伸入到转接筒后端内，深入的长度l为5mm；

16、转接筒后端端面与前端内螺纹段的距离l1不小于55mm。

17、根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机过渡态机匣内流场静压测量结构中，感压支杆后端外壁具有环形连接边，能够通过螺栓连接到机匣上，并在其间设有垫片。

18、根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机过渡态机匣内流场静压测量结构中，各个中空支杆内尺寸大于动态压力传感器的头部尺寸0.2～0.3mm。

19、根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机过渡态机匣内流场静压测量结构中，转接筒内固定有传感器补偿模块，连接在各个动态压力传感器的引线上，对测量信号进行补偿。

20、另一方面提供一种航空发动机过渡态机匣内流场静压测量结构装配方法，包括：

21、对各个动态压力传感器与各个中空支杆组装，形成多个感压组件，具体过程为：

22、将各个动态压力传感器的头部自各个中空支杆后端向前段伸出；在各个动态压力传感器的头部及其引线上涂敷粘接胶；将各个动态压力传感器的头部拽入到各个中空支杆前段内，使粘接胶固化；

23、将各个感压组件装配到感压支杆上；

24、对转接筒、转接座进行装配，并装配到感压支杆上；

25、在转接筒内固定传感器补偿模块；

26、将电连接器装配到转接筒上；

27、将转接件连接到电连接器上。

技术特征：

1.一种航空发动机过渡态机匣内流场静压测量结构，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的航空发动机过渡态机匣内流场静压测量结构，其特征在于，

3.根据权利要求1所述的航空发动机过渡态机匣内流场静压测量结构，其特征在于，

4.根据权利要求1所述的航空发动机过渡态机匣内流场静压测量结构，其特征在于，

5.根据权利要求1所述的航空发动机过渡态机匣内流场静压测量结构，其特征在于，

6.根据权利要求1所述的航空发动机过渡态机匣内流场静压测量结构，其特征在于，

7.根据权利要求1所述的航空发动机过渡态机匣内流场静压测量结构，其特征在于，

8.一种航空发动机过渡态机匣内流场静压测量结构装配方法，其特征在于，包括：

技术总结
本申请涉及一种航空发动机过渡态机匣内流场静压测量结构及其装配方法，结构，包括：感压支杆，前端侧壁具有多个感压孔，其内具有多个感压通道；各个感压通道一端延伸至感压支杆后端，另一端成型有台阶孔，与各个感压孔连通；多个中空支杆，前端深入到各个感压通道中，后端与感压通道间通过螺纹连接；多个动态压力传感器，头部深入到各个中空支杆前端，粘接在中空支杆中；转接筒，前端通过螺纹螺接在感压支杆后端；转接座，钎焊连接在转接筒后端，其上具有转接孔；电连接器，通过螺钉连接在转接座上；转接件，连接在电连接器上，将电连接器的电气接口形式转化为航空插针。

技术研发人员：李宏宇,刘绪鹏,段小伟,张春丽,赵斌,齐鹏,张灿,周鑫,刘国阳,张群
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/1/13