一种航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器制造技术

本申请属于航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量技术领域，涉及一种航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器，包括：外涵道出口温度测量支杆、低压涡轮出口温度测量支杆、支撑条、定位块、T型铠装热电偶、S型热电偶，在以其对航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场进行测量时，可以外涵道出口温度测量支杆上的T型铠装热电偶对外涵道出口温度场进行测量，同时可以低压涡轮出口温度测量支杆上的S型热电偶对低压涡轮出口温度场进行测量，此外，设计低压涡轮出口温度测量支杆以铌钨高温合金材料制造，且表面涂覆抗氧化涂层能够很好的适应低压涡轮出口部位的高温环境。够很好的适应低压涡轮出口部位的高温环境。够很好的适应低压涡轮出口部位的高温环境。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器


[0001]本申请属于航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量
，具体涉及一种航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器。

技术介绍

[0002]对航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场进行准确测量，可为航空发动机性能评估提供保证。
[0003]当前，对于航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场的测量，分别以相应的温度传感器进行测量，该种技术方案存在以下缺陷：
[0004]1)航空发动机低压涡轮及外涵道出口处于同一截面上，分别以相应的温度传感器进行测量，需要对发动机相应结构进行较大的改装，且数量多的温度传感器，会对航空发动机流道内流场产生较大干扰，严重影响航空发动机的性能；
[0005]2)某些航空发动机低压涡轮出口温度高达1000℃，现有温度传感器的部件难以长时间在该种高温下工作。
[0006]鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
[0007]需注意的是，以上
技术介绍
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器，其特征在于，包括：外涵道出口温度测量支杆(1)，其内具有台阶型通孔，侧壁具有外涵道出口温度测量球窝进口、外涵道出口温度测量排出孔；所述台阶型通孔侧壁具有止动面；所述外涵道出口温度测量球窝进口、外涵道出口温度测量排出孔连通；低压涡轮出口温度测量支杆(2)，以铌钨高温合金材料制造，表面涂覆抗氧化涂层，其内中空，侧壁具有低压涡轮出口温度测量球窝孔，一端外壁具有台阶型凸出，该端伸入到所述台阶型通孔内；支撑条(3)，其上具有支撑孔，插入所述台阶型通孔，将所述台阶型凸出压紧在所述台阶型通孔的台阶部位上，贴靠在所述止动面上其两侧边缘具有支撑边；定位块(4)，插入所述台阶型通孔，贴靠在所述台阶型通孔的内壁上，将所述台阶型凸出压紧在所述台阶型通孔的台阶部位上，其上具有定位槽；两个所述支撑边卡入到所述定位槽中；T型铠装热电偶(5)，在所述外涵道出口温度测量球窝进口内设置，其铠装连接在支撑条(3)上，其引线经所述支撑孔、两个所述支撑边之间引出；S型热电偶(6)，在所述低压涡轮出口温度测量球窝孔内设置，其引线经所述低压涡轮出口温度测量支杆(2)的内部、两个所述支撑边之间引出。2.根据权利要求1所述的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器，其特征在于，外涵道出口温度测量支杆(1)上具有环形防护边，所述环形防护边向所述低压涡轮出口温度测量支杆(2)方向伸展。3.根据权利要求1所述的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器，其特征在于，所述台阶型凸出上具有定位面，所述定位面贴靠在所述止动面上。4.根据权利要求1所述的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器，其特征在于，所述台阶型凸出与所述台阶型通孔的台阶部位间锥面配合接触。5.根据权利要求1所述的航空发动机低压涡轮及外涵道出口温度场测量传感器，其特征在于，还包括：双孔刚玉管(13)，在所述低压涡轮出口温度测量球窝孔内设置，...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘绪鹏，宋振宇，周鑫，方明磊，赵斌，李典伟，张灿，李宏宇，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：