CN114678826A - 一种航空发动机机匣内温度测试引线密封结构 - Google Patents

一种航空发动机机匣内温度测试引线密封结构 Download PDF

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刘国阳
段小伟
谢奉坤
李宏宇
周鑫
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Abstract

本申请属于航空发动机机匣内温度测试引线密封设计技术领域，具体涉及一种航空发动机机匣内温度测试引线密封结构，包括：引线座，连接在航空发动机机匣上，其上具有引线穿孔；引线穿孔与航空发动机机匣上的温度测试引线孔连通；引线块，其一端伸入引线穿孔，该端与引线穿孔间锥面配合，其上具有引线通孔；引线通孔内具有多个环形密封槽；螺帽，螺接在引线座上，压紧引线块的另一端，其上具有引线过孔；引线过孔与引线通孔连通，配合引线通孔、引线穿孔引出航空发动机机匣内温度测试引线；多个弹性密封环，套接在温度测试引线上；每个弹性密封环对应在一个环形密封槽中设置。

Description

一种航空发动机机匣内温度测试引线密封结构
技术领域
本申请属于航空发动机机匣内温度测试引线密封设计技术领域，具体涉及一种航空发动机机匣内温度测试引线密封结构。
背景技术
对航空发动机试验时，多会涉及到对航空发动机机匣内的温度测试，当前，多是在航空发动机机匣上开设温度测试引线孔，将对航空发动机机匣内温度测试传感器的引线引出，为保证航空发动机机匣的密封性，设计有引线密封结构，具体包括引线座、螺帽，其中，引线座连接在航空发动机机匣上，其上具有与温度测试引线孔连通的引线穿孔；螺帽螺接在引线座上，其上具有与引线穿孔连通的引线过孔，温度测试引线经引线穿孔、引线过孔引出，引线穿孔内填充密封胶，如图1所示，该种技术方案存在以下缺陷：
1)其主要依靠在引线穿孔内填充的密封胶，保证航空发动机机匣的密封性，在遭受高温、高压以及振动时，对航空发动机机匣的密封效果会受损，不能够保证长期有效；
2)为保证对航空发动机机匣的密封效果，需在引线穿孔内填充较大量的密封胶，不容清理，难以从中拆解温度测试引线。
鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。
发明内容
本申请的目的是提供一种航空发动机机匣内温度测试引线密封结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
本申请的技术方案是：
一种航空发动机机匣内温度测试引线密封结构，包括：
引线座，连接在航空发动机机匣上，其上具有引线穿孔；引线穿孔与航空发动机机匣上的温度测试引线孔连通；
引线块，其一端伸入引线穿孔，该端与引线穿孔间锥面配合，其上具有引线通孔；引线通孔内具有多个环形密封槽；
螺帽，螺接在引线座上，压紧引线块的另一端，其上具有引线过孔；引线过孔与引线通孔连通，配合引线通孔、引线穿孔引出航空发动机机匣内温度测试引线；
多个弹性密封环，套接在温度测试引线上；每个弹性密封环对应在一个环形密封槽中设置。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机机匣内温度测试引线密封结构中，引线过孔中填充密封胶。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机机匣内温度测试引线密封结构中，引线块由沿径向对接的两半构成。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机机匣内温度测试引线密封结构中，各个弹性密封环上具有缺口；
每个弹性密封环上缺口一侧的侧壁上具有第一密封片，另一侧的侧壁上具有第二密封片；
第一密封片、第二密封片侧壁间贴合，能够相对滑动。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机机匣内温度测试引线密封结构中，还包括：
防波纹套管，套接在温度测试引线外周。
本申请至少具有以下有益技术效果：
提供一种航空发动机机匣内温度测试引线密封结构，其依靠引线块伸入引线穿孔一端与引线穿孔间的锥面配合，以及套接在温度测试引线的各个弹性密封环配合引线块引线通孔内各个环形密封槽形成迷宫实现对航空发动机机匣的密封，其为机械密封结构，在高温、高压以及振动环境下，可长期保持对航空发动机机匣的密封效果，且可容易的从中拆解温度测试引线。
附图说明
图1是现有航空发动机机匣内温度测试引线密封结构的示意图；
图2是本申请实施例提供的航空发动机机匣内温度测试引线密封结构的示意图；
图3是本申请实施例提供的引线座的示意图；
图4是本申请实施例提供的引线块的示意图；
图5是本申请实施例提供的螺帽的示意图；
图6是本申请实施例提供的弹性密封环的示意图；
其中：
1-引线座；2-航空发动机机匣；3-引线块；4-螺帽；5-温度测试引线；6-弹性密封环；7-第一密封片；8-第二密封片；9-防波纹套管。
为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。
下面结合附图1至图6对本申请做进一步详细说明。
一种航空发动机机匣内温度测试引线密封结构，包括：
引线座1，连接在航空发动机机匣2上，其上具有引线穿孔；引线穿孔与航空发动机机匣2上的温度测试引线孔连通；
引线块3，其一端伸入引线穿孔，该端与引线穿孔间锥面配合，其上具有引线通孔；引线通孔内具有多个环形密封槽；
螺帽4，螺接在引线座1上，压紧引线块3的另一端，其上具有引线过孔；引线过孔与引线通孔连通，配合引线通孔、引线穿孔引出航空发动机机匣2内温度测试引线5；
多个弹性密封环6，套接在温度测试引线5上；每个弹性密封环6对应在一个环形密封槽中设置。
对于上述实施例公开的航空发动机机匣内温度测试引线密封结构，领域内技术人员可以理解的是，其依靠引线块3伸入引线穿孔一端与引线穿孔间的锥面配合，以及套接在温度测试引线5的各个弹性密封环6配合引线块3引线通孔内各个环形密封槽形成迷宫实现对航空发动机机匣2的密封，其为机械密封结构，在高温、高压以及振动环境下，可长期保持对航空发动机机匣的密封效果，且可容易的从中拆解温度测试引线5，弹性密封环6及其相应环形密封槽的数量以及分布位置，可由相关技术人员在应用本申请公开的技术方案时，根据具体实际进行确定，在此不再进行更为细致的说明。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机机匣内温度测试引线密封结构中，引线过孔中填充密封胶。
对于上述实施例公开的航空发动机机匣内温度测试引线密封结构，领域内技术人员可以理解的是，各个弹性密封环6配合引线块3引线通孔内各个环形密封槽形成的迷宫，会逐级降低航空发动机机匣2内气体的温度、压力，从而实现对低航空发动机机匣2的密封，在螺帽4上的引线过孔中填充密封胶，可进一步保证对低航空发动机机匣2的密封效果，填充密封胶的用量，以能够容易清理，便于从中拆解温度测试引线5为限，具体用量可由相关技术人员在应用本申请公开的技术方案时，根据具体实际进行确定，在此不再进行更为细致的说明。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机机匣内温度测试引线密封结构中，引线块3由沿径向对接的两半构成。
对于上述实施例公开的航空发动机机匣内温度测试引线密封结构，领域内技术人员可以理解的是，设计引线块3由沿径向对接的两半构成，在对航空发动机机匣内温度测试引线密封结构进行组装时，可先将弹性密封环6套接在温度测试引线5上，其后将两半引线块3由沿径向对接，使各个弹性密封环6陷入到对应的环形密封槽中，同时夹紧温度测试引线5，然后将引线块3装配到引线座1的引线穿孔中，以螺帽4压紧，使引线块3、引线穿孔间锥面紧密配合，保证对航空发动机机匣2的密封效果，方便、快捷，拆解时，可按照上述过程的逆过程进行，在此不再进行更进一步的细致说明。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机机匣内温度测试引线密封结构中，各个弹性密封环6上具有缺口；
每个弹性密封环6上缺口一侧的侧壁上具有第一密封片7，另一侧的侧壁上具有第二密封片8；
第一密封片7、第二密封片8侧壁间贴合，能够相对滑动。
对于上述实施例公开的航空发动机机匣内温度测试引线密封结构，领域内技术人员可以理解的是，其设计各个弹性密封环6上具有缺口，缺口的两侧壁间通过第一密封片7、第二密封片8滑动连接，一方面，可为弹性密封环6沿径向的伸缩提供裕量，使弹性密封环6在受到两半引线块3沿径向的挤压时，能够快速的有效收缩，夹紧温度测试引线5，另一方面，第一密封片7、第二密封片8侧壁间贴合在一起，可保证弹性密封环6缺口部位的密封性能，以此能够有效保证对航空发动机机匣2的密封效果。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机机匣内温度测试引线密封结构中，还包括：
防波纹套管9，套接在温度测试引线5外周，以保护温度测试引线5，温度测试引线5具体可以是热电偶的引线，可以有多条。
说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种航空发动机机匣内温度测试引线密封结构，其特征在于，包括：
引线座(1)，连接在航空发动机机匣(2)上，其上具有引线穿孔；所述引线穿孔与所述航空发动机机匣(2)上的温度测试引线孔连通；
引线块(3)，其一端伸入所述引线穿孔，该端与所述引线穿孔间锥面配合，其上具有引线通孔；所述引线通孔内具有多个环形密封槽；
螺帽(4)，螺接在所述引线座(1)上，压紧所述引线块(3)的另一端，其上具有引线过孔；所述引线过孔与所述引线通孔连通，配合所述引线通孔、所述引线穿孔引出所述航空发动机机匣(2)内温度测试引线(5)；
多个弹性密封环(6)，套接在所述温度测试引线(5)上；每个所述弹性密封环(6)对应在一个所述环形密封槽中设置。
2.根据权利要求1所述的航空发动机机匣内温度测试引线密封结构，其特征在于，
所述引线过孔中填充密封胶。
3.根据权利要求1所述的航空发动机机匣内温度测试引线密封结构，其特征在于，
所述引线块(3)由沿径向对接的两半构成。
4.根据权利要求1所述的航空发动机机匣内温度测试引线密封结构，其特征在于，
各个所述弹性密封环(6)上具有缺口；
每个所述弹性密封环(6)上缺口一侧的侧壁上具有第一密封片(7)，另一侧的侧壁上具有第二密封片(8)；
所述第一密封片(7)、所述第二密封片(8)侧壁间贴合，能够相对滑动。
5.根据权利要求1所述的航空发动机机匣内温度测试引线密封结构，其特征在于，
还包括：
防波纹套管(9)，套接在所述温度测试引线(5)外周。
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