[实用新型]航空发动机燃烧室出口用气冷热电偶

说明书

本申请提供了一种航空发动机燃烧室出口用气冷热电偶，用于发动机燃烧室出口的温度场测试，包括接嘴组件、壳体组件和温度场测试组件，采用多个冷气槽组成的冷气槽组，冷气槽组之间相隔设置，冷气槽组位于所述壳体组件靠近测试端一侧；由于结构简单，由冷气槽替代了原先的均匀布置的离散气膜孔，节省了加工的周期和成本，由于冷气槽开口方向与壳体组件外壁成一定角度，燃气不容易侵入冷气槽之间空隙，更不容易形成对转涡流，同时可以避免冷气流量过大时，冷气与壳体脱离，降低冷却效果。

技术领域

本申请涉及航空发动机技术领域，具体提供一种航空发动机燃烧室出口用气冷热电偶。

背景技术

燃烧室是航空发动机三大核心部件之一，其出口温度是评价燃烧室性能的重要参数，可达2000K以上，直接影响涡轮寿命。现在高温燃气温度测试多采用带有气冷结构的热电偶探针进行。气冷热电偶探针以低温气体为冷却介质，从外部引高压冷却气进入承力壳体内部，从壳体表面的离散气膜孔排出，在承力壳体表面形成气膜保护。

气冷热电偶探针的壳体上开有离散气膜孔，离散气膜孔均匀密布在整个壳体，如果壳体较大，开孔数量可观，加工周期长，成本高；离散气膜孔孔间无冷却，燃气易侵入离散气膜孔之间间隙中，另外离散气膜孔气流会产生对转涡流，将燃气从两侧吸入壳体与气膜间，气膜脱离壁面趋势强，气膜孔气流动量过大时，易造成气流与壳体脱离，降低冷却效果。

发明内容

为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种航空发动机燃烧室出口用气冷热电偶，包括接嘴组件、壳体组件和温度场测试组件；所述温度场测试组件至少部分设置在所述壳体组件内部，所述温度场测试组件包括测试端，所述测试端设置在所述壳体组件的一端的外面；所述壳体组件内设置有第一冷气通道，壳体组件上开设有多个与所述第一冷气通道连通的冷气槽组，每两个冷气槽组相隔设置，每个冷气槽组包括一个或多个冷气槽，一个或者多个所述冷气槽自所述壳体组件的外壁向所述组件的内壁方向倾斜设置；冷气槽组位于所述壳体组件靠近测试端一侧；所述接嘴组件内设置有第二冷气通道，所述第二冷气通道与所述第一冷气通道连通。

优选地，所述温度场测试组件包括：屏蔽罩、电偶丝、支撑座、保护套管；所述支撑座设置在所述壳体组件内，并与所述壳体组件固定连接；所述支撑座上设置有通孔；所述保护套管设置在所述壳体组件内部，所述保护套管的一端设置在所述支撑座的通孔内，所述保护套管内设置有第一电偶丝通道；所述屏蔽罩的一端设置在所述支撑座的通孔内，另一端设置在所述壳体组件外部，所述屏蔽罩内设置有第二电偶丝通道，所述第二电偶丝通道与所述第一电偶丝通道连通；所述电偶丝设置在所述第一电偶丝通道以及第二电偶丝通道内；设置在所述第一电偶丝通道内的电偶丝以及所述屏蔽罩组成所述测试端。

优选地，每个冷气槽组中的各个冷气槽沿所述壳体组件周向排列；每两个相邻的冷气槽之间相隔设置，且每两个相邻的冷气槽在垂直于所述壳体组件的周向的至少一个方向上相隔设置。

优选地，所述冷气槽的倾斜角度为10到40度。

优选地，临近所述测试端的一组冷气槽组中的自所述壳体组件的外壁向所述壳体组件的内壁方向倾斜设置的冷气槽的倾斜角度大于其他所述冷气槽组中的自所述壳体组件的外壁向所述壳体组件的内壁方向倾斜设置的冷气槽的倾斜角度。

优选地，所述壳体组件包括壳体和安装座，安装座连接壳体远离测试端的一端。

优选地，壳体分为弯曲部和支撑部，支撑部与安装座连接，弯曲部与支撑部成直角型。

优选地，所述冷气槽的宽度为1mm。