航空发动机涡轮主动间隙控制系统的试验装置制造方法及图纸

本发明专利技术的目的在于提供一种航空发动机涡轮主动间隙控制系统的试验装置，其可采用电感测微仪进行机匣的高温形变测量。其中，加热环布置在涡轮机匣的内周侧；多个形变检测装置沿涡轮机匣的外周侧布置，隔热套为管壁带真空夹层的隔热管，电感测微仪置入在隔热套中，固定装置包括机座、从机座伸出的悬臂、连接悬臂和电感测微仪的连接杆，连接杆与悬臂之间由可锁紧的万向节连接，连接杆与电感测微仪之间也由可锁紧的万向节连接，隔热套压在涡轮机匣上，电感测微仪的测试头顶在隔热套上以使涡轮机匣的形变通过隔热套传递到测试头，隔热管的热变形系数远小于涡轮机匣的热变形系数以至于隔热管的热变形对涡轮机匣的形变检测结果不产生影响。

Experimental device for Aero-Engine Turbine active clearance control system

The object of the present invention is to provide a test device for an aeroengine turbine active clearance control system, which can measure the deformation of the casing at high temperature by an inductance micrometer. The heating ring is arranged on the inner side of the turbine casing; a plurality of deformation detection devices are arranged along the outer side of the turbine casing; the heat insulation sleeve is a heat insulating tube with vacuum interlayer on the wall of the casing; the inductive micrometer is placed in the heat insulating sleeve; the fixing device includes the frame, the cantilever extending from the base, the connecting rod connecting the cantilever and the inductive micrometer. The connecting rod and the cantilever are connected by a locking universal joint, and the connecting rod and the inductance micrometer are also connected by a locking universal joint. The insulating sleeve is pressed on the turbine casing, and the testing head of the inductance micrometer is on the insulating sleeve so that the deformation of the turbine casing is transmitted to the testing head through the insulating sleeve. The coefficient of thermal deformation is much smaller than that of the turbine casing, so that the thermal deformation of the insulating pipe has no effect on the deformation test results of the turbine casing.

【技术实现步骤摘要】
航空发动机涡轮主动间隙控制系统的试验装置
本专利技术涉及航空发动机涡轮主动间隙控制系统的试验装置。
技术介绍
航空发动机中涡轮机匣外环与转子叶片叶尖之间的间隙对于涡轮的效率以及发动机的耗油率有着很大的影响。涡轮ACC系统是对不同的飞行状态，通过气流冲击换热，控制机匣的温度来控制机匣的热膨胀量，进而控制涡轮机匣外环和转子叶片叶尖之间间隙。涡轮机匣热变形量是涡轮ACC系统中的最重要的输入，在各种复杂环境下够保证热变形精准测量是ACC试验中的重点。目前高温形变测量大多分为接触式测量和非接触式测量，接触式测量工作温度较低，而非接触式测量体积较大，受试验台结构限制多，其他间接测量方式，例如高温应变片，该测量方法安装方法复杂，成本高。涡轮的实际工作环境为受高温燃气加热，在验证试验中，使用高温燃气加热成本过高，对试验台要求也很高。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种航空发动机涡轮主动间隙控制系统的试验装置，其可采用电感测微仪进行机匣的高温形变测量。一种航空发动机涡轮主动间隙控制系统的试验装置，用于检测涡轮机匣的形变，包括加热环、形变检测装置，所述形变检测装置包括电感测微仪、隔热套、固定装置，所本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.航空发动机涡轮主动间隙控制系统的试验装置，用于检测涡轮机匣的形变，其特征在于，包括加热环、形变检测装置，所述形变检测装置包括电感测微仪、隔热套、固定装置，所述加热环布置在涡轮机匣的内周侧，对涡轮机匣进行加热；多个形变检测装置沿涡轮机匣的外周侧布置，所述隔热套为管壁带真空夹层的隔热管，所述电感测微仪置入在隔热套中，所述固定装置包括机座、从所述机座伸出的悬臂、连接所述悬臂和所述电感测微仪的连接杆，所述连接杆与所述悬臂之间由可锁紧的万向节连接，所述连接杆与所述电感测微仪之间也由可锁紧的万向节连接，所述隔热套压在所述涡轮机匣上，所述电感测微仪的测试头顶在所述隔热套上以使所述涡轮机匣的形变通过所述隔...

【技术特征摘要】
1.航空发动机涡轮主动间隙控制系统的试验装置，用于检测涡轮机匣的形变，其特征在于，包括加热环、形变检测装置，所述形变检测装置包括电感测微仪、隔热套、固定装置，所述加热环布置在涡轮机匣的内周侧，对涡轮机匣进行加热；多个形变检测装置沿涡轮机匣的外周侧布置，所述隔热套为管壁带真空夹层的隔热管，所述电感测微仪置入在隔热套中，所述固定装置包括机座、从所述机座伸出的悬臂、连接所述悬臂和所述电感测微仪的连接杆，所述连接杆与所述悬臂之间由可锁紧的万向节连接，所述连接杆与所述电感测微仪之间也由可锁紧的万向节连接，所述隔热套压在所述涡轮机匣上，所述电感测微仪的测试头顶在所述隔热套上以使所述涡轮机匣的形变通过所述隔热套传递到所述测试头，所述隔热管的热变形系数远小于所述涡轮机匣的热变形系数以至于所述隔热管的热变形对涡轮机匣的形变检测结果不产生影响。2.如权利要求1所述的试验装置，其特征在于，所述隔热管为玻璃管。3.如权利要求1所述的试验装置，其特征在于，所述隔热管...

【专利技术属性】
技术研发人员：张飞，
申请(专利权)人：中国航发商用航空发动机有限责任公司，
类型：发明
国别省市：上海,31