一种用于航空发动机燃烧室原位检查的观察窗装置制造方法及图纸

本实用新型专利技术提供了一种用于航空发动机燃烧室原位检查的观察窗装置，由观察窗壳体、堵盖组件装配而成，堵盖组件包括堵头、衬套、弹簧及垫圈。本实用新型专利技术观察窗装置通过固定孔位置与发动机上的观察窗安装座螺栓连接，实现在发动机上的装配。本新型的观察窗装置具有组成零件结构简单，使用材料常见，制造和装配成本低，不需要专用的拆装工具，使用普通的带螺纹的套筒工具即能实现一次拆卸成功和一次装配成功以及极大节省拆卸堵盖组件时间的优点，适用于航空发动机燃烧室的原位检查。航空发动机燃烧室的原位检查。航空发动机燃烧室的原位检查。

【技术实现步骤摘要】
一种用于航空发动机燃烧室原位检查的观察窗装置


[0001]本技术涉及机械结构领域，特别提供了一种用于航空发动机燃烧室原位检查的观察窗装置。

技术介绍

[0002]航空发动机，从技术层面可以理解为航空燃气轮机，其与工业燃气轮机工作原理基本相同，其本质上的核心技术都是将燃料的化学能转化为燃气的热能和势能，再利用燃气推动扇叶膨胀做功并最终将能量转
[0003]变为发动机的推力或者对外做功。
[0004]航空燃气轮机使用过程中，会定期和不定期地对发动机进行检查、保养和修理。燃气轮机的发动机的核心机，即燃气发生器，是发动机种最核心的部分，由高压压气机、燃烧室和高压涡轮构成。其中，燃烧室的温度、压力，涡轮、叶片、齿轮的转速等因素决定了这一台核心机的功率和效能。
[0005]然而，燃烧室位于发动机外涵机匣内，无法直接进行目视检查，若分解发动机对其进行检查，需耗费大量的资源和时间。因此，在不分解发动机的前提下，实现对发动机内燃烧室的原位检查，对于航空及工业燃气轮机的安全使用和维护，具有极其重要的意义。
[0006]在航空发动机的压气机机匣、燃烧室机匣和涡轮支承机匣上的适当位置设置观察窗，即能达到发动机在装机状态下进行原位无损孔探检查的目的。发动机工作时，燃烧室产生的高温高压环境对观察窗的设计提出了特殊的要求，即保证观察窗装置能在高温高压的环境中安全可靠工作，且对高温高压空气的密封持续有效。目前，发动机上的观察窗结构较为复杂，需要专用的拆卸工具才能实现观察窗的拆卸和装配，操作过程繁琐。同时，技术人员在进行发动机检查时，需要花费较多的时间在观察窗堵盖的拆卸和装配上。

技术实现思路

[0007]为了解决现有的对航空发动机燃烧室原位检查存在的上述问题，本技术的目的在于提供一种用于航空发动机燃烧室原位检查的观察窗装置，能快速实现航空发动机燃烧室的原位检查。本技术的观察窗装置结构简单，装配和拆卸过程方便快捷，使用时安全可靠。当发动机不进行检查时，能保证观察窗装置与发动机外涵之间的窗口盖稳定密封；当发动机进行检查时，能快速对观察窗口盖进行拆装，实现用孔探设备在发动机上对燃烧室部件进行原位检查。
[0008]为实现上述目的，本技术提出一种用于航空发动机燃烧室原位检查的观察窗装置，包括观察窗壳体及装配在观察窗壳体内部的堵盖组件，所述堵盖组件包括堵头、弹簧及衬套；所述弹簧和衬套分别套装在堵头上。
[0009]所述的堵头在位于弹簧的两端分别套装有垫圈。
[0010]所述的衬套设置有外螺纹和凸耳；
[0011]所述观察窗壳体上设置有用于引导凸耳安装于环形槽的开口槽及通孔。
[0012]所述的堵头采用扩口45
°
与衬套实现装配。
[0013]所述的堵头为半空心阶梯状小端圆柱结构，小端的壁厚为0.6mm。
[0014]所述堵头的大端实心圆柱与观察窗壳体上的通孔的配合间隙不大于0.09mm，大端圆柱长度比连接孔的深度短0.5mm。
[0015]所述的凸耳结构的外扩直径比观察窗壳体上的环形槽的直径小
[0016]1mm，凸耳的高度比衬套上的U形孔的高度低2.5mm。
[0017]本技术的有益效果是：本技术可在不分解发动机的前提下，快速实现航空发动机燃烧室部件(包括高压涡轮导向器)的原位检查；本技术的观察窗装置具有组成零件结构简单、使用材料常见、制造和装配成本低，工艺性好的优点，不需要专用的拆装工具，使用普通的带螺纹的套筒工具即能实现一次拆卸成功和一次装配成功，节省拆卸堵盖组件的时间；本技术的观察窗装置具有耐高温特温高压环境中点，能在450℃的高温下安全可靠地工作。
附图说明
[0018]图1为观察窗装置的的三维正等轴测图
[0019]图2为观察窗装置的主视图的剖视图
[0020]图3为堵盖组件2的剖视图
[0021]图4为堵盖组件2的俯视图
[0022]图5为观察窗壳体的三维正等轴测图
[0023]图6为观察窗壳体的主视图的剖视图
[0024]图7为观察窗壳体的俯视图
[0025]附图标号说明：1
‑
装置观察窗壳体；2
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堵盖组件；3
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堵头；4
‑
衬套；5
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弹簧；6
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垫圈；7
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环形槽；8
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开口槽；9
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U形孔；10
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通孔；11
‑
安装座螺栓连接孔；12
‑
堵头的实心圆柱段；13
‑
凸耳。
具体实施方式
[0026]下面结合附图对本技术作进一步详述。
[0027]如图1，图3和图5所示，本技术的观察窗装置为装配结构。其中，观察窗装置由观察窗壳体1和堵盖组件2装配而成,其中堵头3、衬套4、弹簧5及垫圈6装配构成堵盖组件2。
[0028]优选地，所述的观察窗壳体1选用钛合金材料，重量轻且能在450℃下长期工作。
[0029]如图3所示，所述的观察窗壳体1设计了环形槽7、开口槽8和U型孔9及通孔10。
[0030]所述的堵盖组件2装入观察窗壳体1和从观察窗壳体1中取出时，环形槽7、开口槽8、U形孔9、通孔10分别起到导向和限位、导向和限位、限位及导向和密封作用。
[0031]所述的堵盖组件2的装配顺序为：堵头3
‑
垫圈6
‑
弹簧5
‑
垫圈6
‑
衬套4。
[0032]如图2所示，堵头3采用扩口45
°
的方式与衬套4实现装配，具有机械防松功能。
[0033]优选地，所述的堵头3选用与观察窗壳体1具有相当热膨胀系数的钛合金。
[0034]优选地，所述的堵头3为半空心阶梯状圆柱结构，小端的壁厚为0.6mm，装配时可实现扩口操作。
[0035]进一步地，所述的堵头3的大端为实心圆柱12，与观察窗壳体1上的通孔10的配合
间隙不大于0.09mm，大端实心圆柱12长度比通孔10的深度短0.5mm，如此保证发动机工作时，在弹簧5的弹力作用下，堵头3的大端始终不与通孔10脱开，保证密封的可靠。
[0036]进一步地，所述的衬套4上设计了外螺纹和凸耳13，凸耳13的外廓直径比观察窗壳体1上的环形槽7的直径小1mm，凸耳13的高度比衬套4上的U形孔的高度低2.5mm，如此衬套4即能在环形槽7和U形孔9内活动。
[0037]进一步地，所述的堵盖组件2在安装和拆卸时，外螺纹起到连接固定作用，对称的凸耳13起到导向和限位作用。
[0038]优选地，所述的弹簧5选用高温合金材料，弹簧丝的直径为1.2mm，弹簧的外径为11mm，自由长度为15mm，能保证在发动机极限工作时，弹簧的压缩量始终小于观察窗壳体1上孔10的深度，堵头3的大本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于航空发动机燃烧室原位检查的观察窗装置，其特征在于：包括观察窗壳体(1)及装配在观察窗壳体(1)内部的堵盖组件(2)，所述堵盖组件(2)包括堵头(3)、弹簧(5)及衬套(4),其中弹簧(5)和衬套(4)分别套装在堵头(3)上。2.根据权利要求1所述的一种用于航空发动机燃烧室原位检查的观察窗装置，其特征在于，所述堵头(3)在位于弹簧(5)的两端还分别套装有垫圈(6)。3.根据权利要求1所述的一种用于航空发动机燃烧室原位检查的观察窗装置，其特征在于：所述的衬套(4)设置有外螺纹和凸耳(13)，凸耳(13)的外扩直径比观察窗壳体(1)上的环形槽(7)的直径小1mm，凸耳(13)的高度比衬套(4)上的U形孔(9)的高度低2.5mm。4.根据权利要求1所述的一种用于航空发动机...

【专利技术属性】
技术研发人员：潘克银，万兆宝，卢铭涛，龚志明，于小兵，何园源，
申请(专利权)人：中国航发贵阳发动机设计研究所，
类型：新型
国别省市：