一种航空发动机进气机匣进口处温度传感器附件安装结构的制作方法

1.本技术属于航空发动机进气机匣进口处温度传感器附件安装设计技术领域，具体涉及一种航空发动机进气机匣进口处温度传感器附件安装结构。


背景技术：

2.航空发动机进气机匣进口处安装有温度传感器附件，用来测量进气机匣进口处温度，当前，温度传感器附件通过安装座连接在进气机匣进口处，安装座通过沉头螺钉连接在进气机匣上，该种技术方案存在以下缺陷：
3.沉头螺钉多是以十字面开槽的结构钢制造而成，防腐性较差，易发生腐蚀失效断裂，脱落到航空发动机进气机匣内，掉落打伤进气机匣内的部件，例如转子叶片。
4.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
5.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：

6.本技术的目的是提供一种航空发动机进气机匣进口处温度传感器附件安装结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
7.本技术的技术方案是：
8.一种航空发动机进气机匣进口处温度传感器附件安装结构，包括：
9.进气机匣；
10.转接座，焊接在进气机匣上，位于进气机匣进口处；
11.温包座；
12.石棉垫；
13.温度传感器附件；
14.螺桩，螺接在转接座、温包座、石棉垫、温度传感器附件上；
15.螺母，螺接在螺桩上，将温包座、石棉垫、温度传感器附件紧固在转接座上。
16.根据本技术的至少一个实施例，述的航空发动机进气机匣进口处温度传感器附件安装结构，还包括：
17.锁片，将螺母锁紧在螺桩上。
18.根据本技术的至少一个实施例，述的航空发动机进气机匣进口处温度传感器附件安装结构，螺桩及其相应的螺母、锁片有多个。
19.根据本技术的至少一个实施例，述的航空发动机进气机匣进口处温度传感器附件安装结构，转接座通过两面的角焊焊接在进气机匣上。
20.本技术至少存在以下有益技术效果：
21.本技术提供一种航空发动机进气机匣进口处温度传感器附件安装结构，其设计以
螺桩、螺母配合的形式，将温包座连同石棉垫、温度传感器附件固定在焊接在进气机匣进口处的转接座上，以此可避免螺桩发生腐蚀，失效断裂，脱落到航空发动机进气机匣内，掉落打伤进气机匣内部件的情形。
附图说明
22.图1是本技术实施例提供的航空发动机进气机匣进口处温度传感器附件安装结构的示意图；
23.图2是图1的向局部视图；
24.图3是图2的b-b向剖视图；
25.其中：
26.1-进气机匣；2-转接座；3-温包座；4-石棉垫；5-温度传感器附件；6-螺桩；7-螺母；8-锁片。
27.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
28.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。
29.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。
30.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。
31.下面结合附图1至图3对本技术做进一步详细说明。
32.一种航空发动机进气机匣进口处温度传感器附件安装结构，包括：
33.进气机匣1；
34.转接座2，焊接在进气机匣1上，位于进气机匣1进口处；
35.温包座3；
36.石棉垫4；
37.温度传感器附件5；
38.螺桩6，螺接在转接座2、温包座3、石棉垫4、温度传感器附件5上；
39.螺母7，螺接在螺桩6上，将温包座3、石棉垫4、温度传感器附件5紧固在转接座2上。
40.对于上述实施例公开的航空发动机进气机匣进口处温度传感器附件安装结构，领域内技术人员可以理解的是，其设计以螺桩6、螺母7配合的形式，将温包座3连同石棉垫4、温度传感器附件5固定在焊接在进气机匣1进口处的转接座2上，以此可避免螺桩6发生腐蚀，失效断裂，脱落到航空发动机进气机匣内，掉落打伤进气机匣内部件的情形。
41.上述实施例公开的航空发动机进气机匣进口处温度传感器附件安装结构中，转接座2上依次连接，温包座3、石棉垫4、温度传感器附件5，石棉垫4位于温包座3、温度传感器附件5之间，可起到较好的密封效果及其减振作用，此外，可在转接座2开孔，以减轻重量。
42.上述实施例公开的航空发动机进气机匣进口处温度传感器附件安装结构中，其中所说的温度传感器附件5可以是多个温度传感器的集成，在转接座2、温包座3、石棉垫4上开孔，使各个传感器的受感部能够深入到进气机匣1内。
43.在一些可选的实施例中，述的航空发动机进气机匣进口处温度传感器附件安装结构，还包括：
44.锁片8，将螺母7锁紧在螺桩6上。
45.在一些可选的实施例中，述的航空发动机进气机匣进口处温度传感器附件安装结构，螺桩6及其相应的螺母7、锁片8有多个，其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，根据具体实际进行设计，在此不再做进一步的详细说明。
46.在一些可选的实施例中，述的航空发动机进气机匣进口处温度传感器附件安装结构，转接座2通过两面的角焊焊接在进气机匣1上。
47.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。
48.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。

技术特征：
1.一种航空发动机进气机匣进口处温度传感器附件安装结构，其特征在于，包括：进气机匣(1)；转接座(2)，焊接在进气机匣(1)上，位于进气机匣(1)进口处；温包座(3)；石棉垫(4)；温度传感器附件(5)；螺桩(6)，螺接在转接座(2)、温包座(3)、石棉垫(4)、温度传感器附件(5)上；螺母(7)，螺接在螺桩(6)上，将温包座(3)、石棉垫(4)、温度传感器附件(5)紧固在转接座(2)上。2.根据权利要求1所述的航空发动机进气机匣进口处温度传感器附件安装结构，其特征在于，还包括：锁片(8)，将螺母(7)锁紧在螺桩(6)上。3.根据权利要求1所述的航空发动机进气机匣进口处温度传感器附件安装结构，其特征在于，螺桩(6)及其相应的螺母(7)、锁片(8)有多个。4.根据权利要求1所述的航空发动机进气机匣进口处温度传感器附件安装结构，其特征在于，转接座(2)通过两面的角焊焊接在进气机匣(1)上。

技术总结
本申请属于航空发动机进气机匣进口处温度传感器附件安装设计技术领域，具体涉及一种航空发动机进气机匣进口处温度传感器附件安装结构，包括：进气机匣；转接座，焊接在进气机匣上，位于进气机匣进口处；温包座；石棉垫；温度传感器附件；螺桩，螺接在转接座、温包座、石棉垫、温度传感器附件上；螺母，螺接在螺桩上，将温包座、石棉垫、温度传感器附件紧固在转接座上。座上。座上。


技术研发人员：王小颖 罗红斌 朱宇 张成凯
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：2023.02.13
技术公布日：2023/5/30