一种航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量结构的制作方法

1.本技术属于航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量技术领域，具体涉及一种航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量结构。


背景技术：

2.航空发动机中压气机流道壁面静压测量，是压气机部件设计试验的重要测试项目。
3.当前，对航空发动机中压气机流道壁面静压测量常用的方法包括：
4.台阶孔螺纹静压测量方法，需要在流道壁面上开设静压孔、螺纹孔，静压孔、螺纹孔组合成台阶形，要求静压孔深度不小于3mm，螺纹孔深度不小于4mm，如图1所示，适用于流道壁面超过7mm的情形，在流道壁面为薄壁结构的情形下难以适用；
5.台阶孔焊接静压测量方法，需要在流道壁面上开设台阶孔，将空气管钎焊在台阶孔的大孔内，如图2所示，在流道壁面采用钛合金制造的情形下难以适用。
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中压气机薄壁流道壁面静压测量结构，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：
10.一种航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量结构，包括：
11.静压孔，在流道壁面上开设；
12.圆槽，在流道壁面上开设，与静压孔连通；
13.空气管，一端经圆槽伸入到静压孔中；
14.定位环，采用与空气管相同的材料制造，套设在空气管上，与空气管间焊接连接，卡在圆槽中；
15.密封环，采用与流道壁面相同的材料制造，套设在空气管上，与流道壁面焊接连接，压紧在定位环上。
16.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量结构中，静压孔的孔径为孔径φd＝1.5mm或1.2mm；
17.圆槽的孔径φe≥4mm，深度m＝0.1mm或0.2mm。
18.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量结构中，静压孔、圆槽间倒角过渡；
19.倒角形式为1
×
45
°
；
20.圆槽、倒角部位填充高温密封胶。
21.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量结构中，空气管选用无缝金属管，外径与静压孔的孔径，壁厚为0.2-0.3mm。
22.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量结构中，定位环厚度与圆槽的深度m相当，外径与圆槽3的孔径φe相当，内径与空气管的外径相当；
23.定位环与空气管间钎焊连接；
24.定位环与空气管前端间原始保留长度l≥h+10mm，其中，h为流道壁面的厚度；
25.空气管前端经圆槽自静压孔漏出在流道壁面内侧，修剪后与流道壁面平齐，光滑、无毛刺、保留锐边。
26.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量结构中，密封环厚度为0.1mm，内径与空气管的外径相当，外直径φf≥φe+8mm，φe为圆槽的外径；
27.密封环与流道壁面内侧间点焊连接，点焊圈数为2。
附图说明
28.图1是台阶孔螺纹静压测量方法的示意图；
29.图2是台阶孔焊接静压测量方法的示意图；
30.图3是本技术实施例提供的航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量结构的示意图；
31.图4是本技术实施例提供的航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量结构的局部示意图；
32.图5是本技术实施例提供的航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量结构的又一局部示意图；
33.其中：
34.1-静压孔；2-流道壁面；3-圆槽；4-空气管；5-定位环；6-密封环。
35.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
36.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。
37.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。
38.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。
39.下面结合附图1至图5对本技术做进一步详细说明。
40.一种航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量结构，包括：
41.静压孔1，在流道壁面2上开设；
42.圆槽3，在流道壁面2上开设，与静压孔1连通；
43.空气管4，一端经圆槽3伸入到静压孔1中；
44.定位环5，采用与空气管4相同的材料制造，套设在空气管4上，与空气管4间焊接连接，卡在圆槽3中；
45.密封环6，采用与流道壁面2相同的材料制造，套设在空气管4上，与流道壁面2焊接连接，压紧在定位环5上。
46.对于上述实施例公开的航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量结构，领域内技术人员可以理解的是，其设计在流道壁面2上开设静压孔1、圆槽3，静压孔1、圆槽3组合呈台阶形，将空气管4一端经圆槽3伸入到静压孔1中，并以焊接在空气管4上的定位环5卡在圆槽3中，进行定位，以及以焊接在流道壁面2上的密封环6压紧定位环5，不要求流道壁面2的厚度，可适用于薄壁结构，在定位环5采用与空气管4相同的材料制造，密封环6采用与流道壁面2相同的材料制造的情形下，可很好的适用于流道壁面2采用钛合金制造的情形，且利用定位环5、密封环6实现双层密封，能够可靠的保证密封效果。
47.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量结构中，静压孔1的孔径为孔径φd＝1.5mm或1.2mm；
48.圆槽3的孔径φe≥4mm，深度m＝0.1mm或0.2mm。
49.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量结构中，静压孔1、圆槽3间倒角过渡；
50.倒角形式为1
×
45
°
；
51.圆槽3、倒角部位填充高温密封胶，以能够可靠的与定位环5进行定位，并保证密封可靠。
52.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量结构中，空气管4选用无缝金属管，外径与静压孔1的孔径，壁厚为0.2-0.3mm。
53.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量结构
中，定位环5厚度与圆槽3的深度m相当，外径与圆槽3的孔径φe相当，内径与空气管4的外径相当；
54.定位环5与空气管4间钎焊连接；
55.定位环5与空气管4前端间原始保留长度l≥h+10mm，其中，h为流道壁面2的厚度；
56.空气管4前端经圆槽3自静压孔1漏出在流道壁面2内侧，修剪后与流道壁面2平齐，光滑、无毛刺、保留锐边。
57.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量结构中，密封环6厚度为0.1mm，内径与空气管4的外径相当，外直径φf≥φe+8mm，φe为圆槽3的外径；
58.密封环6与流道壁面2内侧间点焊连接，点焊圈数为2，以保证密封效果。
59.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。
60.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：
1.一种航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量结构，其特征在于，包括：静压孔(1)，在流道壁面(2)上开设；圆槽(3)，在流道壁面(2)上开设，与静压孔(1)连通；空气管(4)，一端经圆槽(3)伸入到静压孔(1)中；定位环(5)，采用与空气管(4)相同的材料制造，套设在空气管(4)上，与空气管(4)间焊接连接，卡在圆槽(3)中；密封环(6)，采用与流道壁面(2)相同的材料制造，套设在空气管(4)上，与流道壁面(2)焊接连接，压紧在定位环(5)上。2.根据权利要求1所述的航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量结构，其特征在于，静压孔(1)的孔径为孔径φd＝1.5mm或1.2mm；圆槽(3)的孔径φe≥4mm，深度m＝0.1mm或0.2mm。3.根据权利要求1所述的航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量结构，其特征在于，静压孔(1)、圆槽(3)间倒角过渡；倒角形式为1
×
45
°
；圆槽(3)、倒角部位填充高温密封胶。4.根据权利要求1所述的航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量结构，其特征在于，空气管(4)选用无缝金属管，外径与静压孔(1)的孔径，壁厚为0.2-0.3mm。5.根据权利要求1所述的航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量结构，其特征在于，定位环(5)厚度与圆槽(3)的深度m相当，外径与圆槽3的孔径φe相当，内径与空气管(4)的外径相当；定位环(5)与空气管(4)间钎焊连接；定位环(5)与空气管(4)前端间原始保留长度l≥h+10mm，其中，h为流道壁面(2)的厚度；空气管(4)前端经圆槽(3)自静压孔(1)漏出在流道壁面(2)内侧，修剪后与流道壁面(2)平齐，光滑、无毛刺、保留锐边。6.根据权利要求1所述的航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量结构，其特征在于，密封环(6)厚度为0.1mm，内径与空气管(4)的外径相当，外直径φf≥φe+8mm，φe为圆槽(3)的外径；密封环(6)与流道壁面(2)内侧间点焊连接，点焊圈数为2。

技术总结
本申请属于航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量技术领域，具体涉及一种航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量结构，包括：静压孔，在流道壁面上开设；圆槽，在流道壁面上开设，与静压孔连通；空气管，一端经圆槽伸入到静压孔中；定位环，采用与空气管相同的材料制造，套设在空气管上，与空气管间焊接连接，卡在圆槽中；密封环，采用与流道壁面相同的材料制造，套设在空气管上，与流道壁面焊接连接，压紧在定位环上。在定位环上。在定位环上。


技术研发人员：张志学 赵斌 张宇 王维 张玉新 张羽鹏 张磊 于浩 赵迎松 谢奉坤
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：2023.01.09
技术公布日：2023/7/11