航空发动机中压气机转子盘腔沿程热电偶测温引线结构的制作方法

1.本技术属于航空发动机中压气机转子盘腔沿程测温设计技术领域，具体涉及一种航空发动机中压气机转子盘腔沿程热电偶测温引线结构。


背景技术：

2.航空发动机中压气机转子盘腔沿程温度分布，是对压气机盘进行热分析的重要基础数据。
3.当前，主要采用以下方式，对压气机转子盘腔沿程温度分布进行测量：
4.1)示温片法，易于操作，读数方便，但测量范围有限；
5.2)示温漆法，测试范围较宽，测量精度较差，只能反映最高温度，且容易受到污染；
6.3)晶体法，测量范围较宽，测量精度较高，但只能反映最高温度，且成本较高；
7.4)热电偶法，在转子盘腔内沿程布置热电偶，测量范围较宽，测量精度较高，但测试引线困难，缺少可靠的固定及其防护，易遭受损伤。
8.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
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，其并不必然属于本技术的现有技术，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：

10.本技术的目的是提供一种航空发动机中压气机转子盘腔沿程热电偶测温引线结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
11.本技术的技术方案是：
12.一种航空发动机中压气机转子盘腔沿程热电偶测温引线结构，包括：
13.后段定位管，后端外壁具有环形连接边，通过螺栓连接在压气机转子后轴颈内壁上；
14.外引线筒，在各级转子盘腔内设置，后端与后段定位管前端焊接连接，其上沿轴向分布有多处引线孔；
15.内引线筒，在外引线筒内设置，后端抵靠在后段定位管前端，外壁具有多个与各个引线孔连通的引线槽，前端侧壁具有多个与各道引线槽连通的走线孔；
16.前段定位管，前端搭接在压气机转子前轴颈内壁上，后端与外引线筒前端焊接连接，且抵靠在内引线筒前端；
17.前轴颈定位块，在压气机转子前轴颈前端内设置，封堵压气机转子前轴颈，其上具有多个沿周向分布的穿线孔，前侧具有多个连接凸台；
18.前轴颈封油环，后端具有环形封油边，通过螺栓连接在各个连接凸台上，与前轴颈定位块之间形成隔油腔；
19.引电器，连接在前轴颈封油环前端，位于压气机转子前轴颈外侧；
20.各级转子盘腔内设置热电偶的引线，依次通过各个引线孔、引线槽、走线孔引出到压气机转子前轴颈，进而通过各个穿线孔引出到隔油腔中，经前轴颈封油环连接到引电器上。
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转子盘腔沿程热电偶测温引线结构中，对后段定位管、外引线筒、内引线筒、前段定位管进行喷丸处理。
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转子盘腔沿程热电偶测温引线结构中，在后段定位管后端面、前段定位管中间部位外壁面预留去材位置。
23.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转子盘腔沿程热电偶测温引线结构中，外引线筒、内引线筒采用薄壁件设计，紧密贴靠在一起。
24.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转子盘腔沿程热电偶测温引线结构中，还包括：
25.多道环形加强筋，焊接在外引线筒外壁。
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转子盘腔沿程热电偶测温引线结构中，各处引线孔、各个引线槽，以及各个走线孔、穿线孔在周向上均布。
27.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转子盘腔沿程热电偶测温引线结构中，外引线筒、内引线筒沿轴向分布有多处贯通的通气孔。
28.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转子盘腔沿程热电偶测温引线结构中，前轴颈定位块具有外向环形边，外向环形边贴靠在压气机转子前轴颈内，与压气机转子前轴颈间设置胶圈密封；
29.环形封油边外缘抵靠在外向环形边内侧，其间设置胶圈密封。
30.本技术至少具有以下有益技术效果：
31.提供一种航空发动机中压气机转子盘腔沿程热电偶测温引线结构，其设计主要以后段定位管、外引线筒、内引线筒构成的组合管件，配合前轴颈定位块、前轴颈封油环，构造内部通道，引出各级转子盘腔内设置热电偶的引线连接到引电器上，能够沿程对引线进行可靠估计及其防护，保护引线不受损伤，且设计后段定位管后端利用环形连接边通过螺栓连接在压气机转子后轴颈内壁上，前段定位管前端搭接在压气机转子前轴颈内壁上，其间可存在小间隙，以能在满足结构工艺装配性的同时，保证结构连接的稳定性。
附图说明
32.图1是本技术实施例提供的航空发动机中压气机转子盘腔沿程热电偶测温引线结构的示意图；
33.图2是本技术实施例提供的航空发动机中压气机转子盘腔沿程热电偶测温引线结构的局部示意图；
34.图3是本技术实施例提供的后段定位管、外引线筒、内引线筒、前段定位管组合管件的示意图；
35.图4是本技术实施例提供的外引线筒、内引线筒的剖面示意图；
36.图5是本技术实施例提供的外引线筒的示意图；
37.图6是本技术实施例提供的内引线筒的示意图；
38.图7是图6的h-h向剖视图；
39.图8是本技术实施例提供的各处引线孔及其通气孔在轴向上分布的示意图；
40.图9是本技术实施例提供的航空发动机中压气机转子盘腔沿程热电偶测温引线结构上喷丸及其去材区域的示意图；
41.其中：
42.1-后段定位管；2-压气机转子后轴颈；3-外引线筒；4-各级转子盘腔；5-内引线筒；6-前段定位管；7-压气机转子前轴颈；8-前轴颈定位块；9-前轴颈封油环；10-引电器；11-环形加强筋；12-锁片；13-螺母。
43.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，不能理解为对本技术的限制。
具体实施方式
44.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。
45.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。
46.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。
47.下面结合附图1至图9对本技术做进一步详细说明。
48.一种航空发动机中压气机转子盘腔沿程热电偶测温引线结构，包括：
49.后段定位管1，后端外壁具有环形连接边，通过螺栓连接在压气机转子后轴颈2内壁上，与压气机转子后轴颈2间可通过止口进行定心、定位；
50.外引线筒3，在各级转子盘腔4内设置，后端与后段定位管1前端焊接连接，具体可以是电子束焊，与后段定位管1间可通过止口进行定心、定位，其上沿轴向分布有多处引线孔；
51.内引线筒5，在外引线筒3内设置，与外引线筒3之间可通过卡槽进行周向定位，后端抵靠在后段定位管1前端，可与后段定位管1前端焊接连接，具体可以是电子束焊，并与后段定位管1间通过止口进行定心、定位，外壁具有多个与各个引线孔连通的引线槽，前端侧壁具有多个与各道引线槽连通的走线孔；各个走线孔可呈跑道型；
52.前段定位管6，前端搭接在压气机转子前轴颈7内壁上，与压气机转子前轴颈7间可通过止口进行定心、定位，且通过多道密封圈进行密封，后端与外引线筒3前端焊接连接，具体可以是电子束焊，与外引线筒3间可通过止口进行定心、定位，且抵靠在内引线筒5前端，可与内引线筒5前端焊接连接，具体可以是电子束焊，并与内引线筒5间通过止口进行定心、定位；
53.前轴颈定位块8，在压气机转子前轴颈7前端内设置，封堵压气机转子前轴颈7，其上具有多个沿周向分布的穿线孔，前侧具有多个连接凸台；
54.前轴颈封油环9，后端具有环形封油边，通过螺栓连接在各个连接凸台上，与前轴颈定位块8之间形成隔油腔，以避免压气机转子前轴颈7上轴承腔积油进入造成污染；
55.引电器10，连接在前轴颈封油环9前端，位于压气机转子前轴颈7外侧；
56.各级转子盘腔4内设置热电偶的引线，依次通过各个引线孔、引线槽、走线孔引出到压气机转子前轴颈7，进而通过各个穿线孔引出到隔油腔中，经前轴颈封油环9连接到引电器10上。
57.对于上述实施例公开的航空发动机中压气机转子盘腔沿程热电偶测温引线结构，领域内技术人员可以理解的是，其设计主要以后段定位管1、外引线筒3、内引线筒5构成的组合管件，配合前轴颈定位块8、前轴颈封油环9，构造内部通道，引出各级转子盘腔4内设置热电偶的引线连接到引电器上，能够沿程对引线进行可靠估计及其防护，保护引线不受损伤，且设计后段定位管1后端利用环形连接边通过螺栓连接在压气机转子后轴颈2内壁上，前段定位管6前端搭接在压气机转子前轴颈7内壁上，其间可存在小间隙，以能在满足结构工艺装配性的同时，保证结构连接的稳定性。
58.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机中压气机转子盘腔沿程热电偶测温引线结构中，对后段定位管1、外引线筒3、内引线筒5、前段定位管6进行喷丸处理，引入残余压应力场强化和组织强化，提高构件表面层抵抗外加拉应力载荷的能力，具体喷丸强化范围为s区域，具体可参考附图中标注。
59.通过仿真计算得到后段定位管1后端面、前段定位管6中间部位外壁面应力分布较低，在后段定位管1后端面、前段定位管6中间部位外壁面预留去材位置，加工过程中可通过对去材位置的周向重点位置进行修磨，降低不平衡量，使结构整体平衡，避免因转动发生较大的振动，导致部件受损，且不会产生大的应力集中。
60.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机中压气机转子盘腔沿程热电偶测温引线结构中，外引线筒3、内引线筒5采用薄壁件设计，紧密贴靠在一起，以降低与压气机转子后轴颈2配合面扭矩，提高压气机转子的传扭能力。
61.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机中压气机转子盘腔沿程热电偶测温引线结构中，考虑到外引线筒3、内引线筒5轴向长度较长，需具有足够的强度储备，设计外引线筒3外壁焊接有多道环形加强筋11，各道环形加强筋11在后段定位管1、外引线筒3、内引线筒5、前段定位管6装配后进行焊接，以避免引起外引线筒3发生焊接变形。
62.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机中压气机转子盘腔沿程热电偶测温引线结构中，各处引线孔、各个引线槽，以及各个走线孔、穿线孔在周向上均布，以降低转子的周向不平衡量，在一个具体的实施例中，外引线筒3上a处周向均布4个引线孔，b处周向均布4个引线孔，c处周向均布2个引线孔，d处周向均布4个引线孔，e处周向均布4个引线孔，内引线筒5上周向均布18个引线槽，在g处均布18个走线孔，连通各个引线孔，具体角向位置，可参考附图中标注。
63.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机中压气机转子盘腔沿程热电偶测温引线结构中，外引线筒3、内引线筒5沿轴向分布有多处贯通的通气孔，以满足压气机盘腔4内空气系统的设计需求，各处通气孔在周向上均布以降低转子的周向不平衡量，在一个具体的实施例中，外引线筒3、内引线筒5上f1、f2分布有多个通气孔，具体角向位置，可参考附图中标注。
64.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机中压气机转子盘腔沿程热电偶测温引线结构中，前轴颈定位块8具有外向环形边，外向环形边贴靠在压气机转子前轴颈7内，与压气机转子前轴颈7间设置胶圈密封，以保证密封效果；
65.环形封油边外缘抵靠在外向环形边内侧，其间设置胶圈密封，以保证密封效果，且与外向环形边间可通过止口进行定心、定位。
66.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机中压气机转子盘腔沿程热电偶测温引线结构中，外向环形边向外翻折，以锁片12、螺母13配合压紧在压气机转子前轴颈7前端面上，进行定位。
67.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。
68.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转子盘腔沿程热电偶测温引线结构，其特征在于，包括：后段定位管(1)，后端外壁具有环形连接边，通过螺栓连接在压气机转子后轴颈(2)内壁上；外引线筒(3)，在各级转子盘腔(4)内设置，后端与后段定位管(1)前端焊接连接，其上沿轴向分布有多处引线孔；内引线筒(5)，在外引线筒(3)内设置，后端抵靠在后段定位管(1)前端，外壁具有多个与各个引线孔连通的引线槽，前端侧壁具有多个与各道引线槽连通的走线孔；前段定位管(6)，前端搭接在压气机转子前轴颈(7)内壁上，后端与外引线筒(3)前端焊接连接，且抵靠在内引线筒(5)前端；前轴颈定位块(8)，在压气机转子前轴颈(7)前端内设置，封堵压气机转子前轴颈(7)，其上具有多个沿周向分布的穿线孔，前侧具有多个连接凸台；前轴颈封油环(9)，后端具有环形封油边，通过螺栓连接在各个连接凸台上，与前轴颈定位块(8)之间形成隔油腔；引电器(10)，连接在前轴颈封油环(9)前端，位于压气机转子前轴颈(7)外侧；各级转子盘腔(4)内设置热电偶的引线，依次通过各个引线孔、引线槽、走线孔引出到压气机转子前轴颈(7)，进而通过各个穿线孔引出到隔油腔中，经前轴颈封油环(9)连接到引电器(10)上。2.根据权利要求1所述的航空发动机中压气机转子盘腔沿程热电偶测温引线结构，其特征在于，对后段定位管(1)、外引线筒(3)、内引线筒(5)、前段定位管(6)进行喷丸处理。3.根据权利要求1所述的航空发动机中压气机转子盘腔沿程热电偶测温引线结构，其特征在于，在后段定位管(1)后端面、前段定位管(6)中间部位外壁面预留去材位置。4.根据权利要求1所述的航空发动机中压气机转子盘腔沿程热电偶测温引线结构，其特征在于，外引线筒(3)、内引线筒(5)采用薄壁件设计，紧密贴靠在一起。5.根据权利要求1所述的航空发动机中压气机转子盘腔沿程热电偶测温引线结构，其特征在于，还包括：多道环形加强筋(11)，焊接在外引线筒(3)外壁。6.根据权利要求1所述的航空发动机中压气机转子盘腔沿程热电偶测温引线结构，其特征在于，各处引线孔、各个引线槽，以及各个走线孔、穿线孔在周向上均布。7.根据权利要求1所述的航空发动机中压气机转子盘腔沿程热电偶测温引线结构，其特征在于，外引线筒(3)、内引线筒(5)沿轴向分布有多处贯通的通气孔。8.根据权利要求1所述的航空发动机中压气机转子盘腔沿程热电偶测温引线结构，其特征在于，前轴颈定位块(8)具有外向环形边，外向环形边贴靠在压气机转子前轴颈(7)内，与压
气机转子前轴颈(7)间设置胶圈密封；环形封油边外缘抵靠在外向环形边内侧，其间设置胶圈密封。

技术总结
提本申请属于航空发动机中压气机转子盘腔沿程测温设计技术领域，具体涉及一种航空发动机中压气机转子盘腔沿程热电偶测温引线结构，其设计主要以后段定位管、外引线筒、内引线筒构成的组合管件，配合前轴颈定位块、前轴颈封油环，构造内部通道，引出各级转子盘腔内设置热电偶的引线连接到引电器上，能够沿程对引线进行可靠估计及其防护，保护引线不受损伤，且设计后段定位管后端利用环形连接边通过螺栓连接在压气机转子后轴颈内壁上，前段定位管前端搭接在压气机转子前轴颈内壁上，其间可存在小间隙，以能在满足结构工艺装配性的同时，保证结构连接的稳定性。保证结构连接的稳定性。保证结构连接的稳定性。


技术研发人员：夏婷婷 刘冬 韩君 陈皓
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：2023.06.05
技术公布日：2023/8/6