一种用于航空发动机引线测试的测试引线管制造技术

本申请提供了一种用于航空发动机引线测试的测试引线管，该测试引线管包括：测试引线管本体，所述测试引线管本体的外侧面沿着轴线方向设有多个引线容纳槽，所述测试引线管本体的端部设有径向延伸的端板，所述端板上设置适配所述引线容纳槽的异形槽，测试引线敷设于引线容纳槽内且自所述异形槽穿出；引线盖板，所述引线盖板覆盖在所述测试引线管本体的引线容纳槽外侧，用于对引线容纳槽内的测试引线进行限位，所述引线盖板通过连接件与所述测试引线管本体的端板固定连接。本申请提供的测试引线管无需加工细长孔，加工工艺简单、成本低；无需进行焊接，避免了焊接变形带来的影响，在使用后可拆卸，避免断掉的测试引线难以取出的问题，可重复利用。可重复利用。可重复利用。

【技术实现步骤摘要】
一种用于航空发动机引线测试的测试引线管


[0001]本申请属于航空发动机试验
，特别涉及一种用于航空发动机引线测试的测试引线管。

技术介绍

[0002]如图1所示，航空发动机进行转子叶片动应力测试试验时，传感器测量到的信号40需通过测试引线30传递到信号接收装置20，测试引线30穿过转子轴心时，需要采用测试引线管10来固定，测试引线管10上留有刚好能穿过测试引线30的通道，从而保证测试引线30随转子旋转时不会被甩断。
[0003]目前测试引线管主要有两种结构形式，一种是直接在其管壁上设置轴向长孔或长槽，测试引线30设置在轴向长孔或长槽内；另一种结构形式是将测试引线管10分为内层11和外层12，在内层11的外侧面设置凹槽13，然后将外层12覆盖在内层11上，内外层通过焊接结构固定到一起，形成测试引线通道，如图2所示。
[0004]然而，上述两种结构形式中，直接在测试引线管上设置轴向长孔的方案加工难度大，成本高；而双层焊接的方案容易产生焊接变形，从而导致平衡困难，而且存在焊接周向位置掌控不好导致测试引线孔被堵塞的情况。另外，两种方案都存在如果测试引线断在引线通道里，断掉的引线不易取出，测试引线管难以重复利用的问题。

技术实现思路

[0005]本申请的目的是提供了一种用于航空发动机引线测试的测试引线管，以解决或减轻
技术介绍
中的至少一个问题。
[0006]本申请的技术方案是：一种用于航空发动机引线测试的测试引线管，所述测试引线管包括：
[0007]测试引线管本体，所述测试引线管本体的外侧面沿着轴线方向设有多个引线容纳槽，所述测试引线管本体的端部设有径向延伸的端板，所述端板上设置适配所述引线容纳槽的异形槽，测试引线敷设于引线容纳槽内且自所述异形槽穿出；
[0008]引线盖板，所述引线盖板覆盖在所述测试引线管本体的引线容纳槽外侧，用于对引线容纳槽内的测试引线进行限位，所述引线盖板通过连接件与所述测试引线管本体的端板固定连接。
[0009]在本申请优选实施方式中，所述引线容纳槽的数量根据需要安装的测试引线的数量决定。
[0010]在本申请优选实施方式中，多个所述引线容纳槽在测试引线管本体的周向上均布。
[0011]在本申请优选实施方式中，所述端板的异形槽两侧分布有用于安装连接件的安装孔。
[0012]在本申请优选实施方式中，所述安装孔为螺纹孔或通孔。
[0013]在本申请优选实施方式中，所述异形槽包括自端板边缘向圆心方向延伸的矩形槽及位于矩形槽底部并与矩形槽连通的底槽，所述底槽与引线容纳槽联通且适配。
[0014]在本申请优选实施方式中，所述底槽与引线容纳槽的截面形状相同，均是由半圆形及矩形构成。
[0015]在本申请优选实施方式中，所述异形槽还包括限位槽，所述限位槽设置在矩形槽与底槽的连接部位，所述限位槽垂直于矩形槽设置。
[0016]在本申请优选实施方式中，所述限位槽的厚度匹配于所述引线盖板的厚度。
[0017]本申请提供的测试引线管相比于现有技术中直接在测试引线管上设置轴向长孔方案来说，本申请无需加工细长孔，加工工艺简单、成本低；相比于现有技术中双层焊接结构的测试引线管方案来说，本申请无需进行焊接，避免了焊接变形带来的影响，且在使用后可拆卸，避免断掉的测试引线难以取出的问题，便于引线管重复利用。
附图说明
[0018]为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
[0019]图1为现有技术的测试引线管使用场景示意图。
[0020]图2为现有技术中焊接形式的测试引线管结构示意图。
[0021]图3为本申请的测试引线管结构示意图。
[0022]图4为本申请的测试引线管本体结构示意图。
[0023]图5为本申请的引线盖板示意图。
[0024]图6为本申请的测试引线与测试引线管本体安装过程示意图。
[0025]图7为本申请的引线盖板与测试引线管本体安装过程示意图。
具体实施方式
[0026]为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
[0027]本申请提出一种用于航空发动机的新型测试引线管结构，通过采用无焊接工艺，避免焊接变形带来的影响，并且可以使测试引线在狭小空间内不易窜动，分解时可避免断掉的引线不易取出的问题，以便重复利用。
[0028]如图3所示，本申请提供的用于航空发动机引线测试的测试引线管50主要由测试引线管本体51、引线盖板55和连接件56组成。
[0029]其中，测试引线管本体51的外侧面沿着其轴线方向设有多个引线容纳槽52，其中，引线容纳槽52的数量根据需要安装的测试引线60的数量决定。例如在本申请该实施例中，测试引线60为八根，因此测试引线管本体51外侧面设置的引线容纳槽52为八个，八个引线容纳槽52在周向上均布。
[0030]如图4所示，测试引线管本体51的端部具有径向延伸的端板53，端板53上设有多个周向分布且适配引线容纳槽52的异形槽54，在异形槽54的两侧分布有适配连接件56的安装孔531。在本申请一些实施例中，该安装孔531可以设置成螺纹孔，此时连接件56可与螺纹孔连接而实现固定，但在本申请另一些实施例中，安装孔531也可以设置成通孔，此时连接件
56可穿过通孔而与另一侧的螺母连接实现固定。
[0031]继续参见图4所示，异形槽54包括自端板53边缘向圆心方向延伸的矩形槽541及位于矩形槽541底部与其连通的底槽542，底槽542与引线容纳槽52联通且适配，底槽542用于供测试引线60穿出。在本申请一些实施例中，底槽542与引线容纳槽52的截面由半圆形及矩形构成。进一步的，异形槽54还包括限位槽543，限位槽543设置在矩形槽541与底槽542的连接部位，其为较薄的矩形结构，与引线盖板55的厚度相匹配，限位槽543垂直于矩形槽541。
[0032]如图5所示，引线盖板55中部覆盖测试引线管本体51的测试引线60，且两端与端板53通过连接件56固定连接，实现测试引线60的固定。
[0033]使用时，如图6所示，首先将测试引线60安装进测试引线管本体51的引线容纳槽52内，测试引线60至少部分的伸出端板53。如图7所示，之后从端板53的限位槽543插入引线盖板55，使测试引线60固定在引线容纳槽52内，采用连接件56将引线盖板55与端板53轴向固定。
[0034]本申请提供的测试引线管相比于现有技术中直接在测试引线管上设置轴向长孔方案来说，本申请无需加工细长孔，加工工艺简单、成本低；相比于现有技术中双层焊接结构的测试引线管方案来说，本申请无需进行焊接，避免了焊接变形带来的影响，且在使用后可拆卸，避免断掉的测试引线难以取出的问题，便于引线管重复利用。
[0035]以上所述，仅为本申请的具体实施方本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于航空发动机引线测试的测试引线管，其特征在于，所述测试引线管包括：测试引线管本体，所述测试引线管本体的外侧面沿着轴线方向设有多个引线容纳槽，所述测试引线管本体的端部设有径向延伸的端板，所述端板上设置适配所述引线容纳槽的异形槽，测试引线敷设于引线容纳槽内且自所述异形槽穿出；引线盖板，所述引线盖板覆盖在所述测试引线管本体的引线容纳槽外侧，用于对引线容纳槽内的测试引线进行限位，所述引线盖板通过连接件与所述测试引线管本体的端板固定连接。2.如权利要求1所述的用于航空发动机引线测试的测试引线管，其特征在于，所述引线容纳槽的数量根据需要安装的测试引线的数量决定。3.如权利要求2所述的用于航空发动机引线测试的测试引线管，其特征在于，多个所述引线容纳槽在测试引线管本体的周向上均布。4.如权利要求1所述的用于航空发动机引线测试的测试引线管，其特征在于，...

【专利技术属性】
技术研发人员：艾厚望，郭秩维，赵永刚，张超，
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：