[发明专利]一种用于航空发动机转子的超高温实验装置

说明书

本申请公开了一种用于航空发动机转子的超高温实验装置，包括由盖板和底座合围而成的实验腔、感应电源、测温装置和温度显示装置、可调式固定装置、上感应线圈和下感应线圈，所述可调式固定装置设置在实验腔内，其上端与盖板固定连接；所述上感应线圈和下感应线圈直径相同且串联后通过连接铜管与所述感应电源电路连接，并通过可调式固定装置的下端间距可调地同轴设置在航空发动机转子待加热部位的两侧，用于在感应电源作用下，对航空发动机转子不同径向位置的待加热部位加热至设定温度。本申请可对转子不同径向位置开展加热测试，加热温度均能达到试验要求，便于顺利开展部件级旋转试验，从而解决航空发动机转子部件超高温下的旋转试验测试需求。

技术领域

本申请涉及航空发动机实验装置领域，特别地，涉及一种用于航空发动机转子的超高温实验装置。

背景技术

随着航空发动机推重比的不断增加，其热端转子部件的温度也越来越高，其中涡轮前温度达到1600多℃，叶片和涡轮盘温度也分别能够达到1100℃和800℃以上，未来航空发动机涡轮前温度更有可能提升至1800℃，从而进一步提高了叶片、涡轮盘等部件温度。

发动机研发过程中，热端转子零部件模拟真实高温环境的旋转考核试验是必不可少的，然而，目前转子高温加热方案主要是热阻丝加热炉加热，其长时稳定加热温度往往在800℃以下，很难模拟真实发动机转子的超高温工作环境。目前公布的发明中，有一种实现涡轮叶片梯度温度场的旋转疲劳试验装置，这种装置在叶片的叶尖部位进行加热，通过传热，达到叶身、叶根以及涡轮盘上，部分解决了叶片部件的高温测试问题，但其只能在叶尖加热，对于长叶片的叶身、叶根有较高测试目标温度时，往往无法满足试验考核要求。因此，现有技术方法无法实现航空发动机转子部件的超高温(900℃以上)加热功能，并且无法实现叶片径向特定位置处的加热目标，该方法目前只能用于温度要求较低的短叶片疲劳试验中。

发明内容

本申请提供了一种用于航空发动机转子的超高温实验装置，以解决现有航空发动机转子部件超高温下叶片不同部位的旋转试验测试需求的技术问题。

本申请采用的技术方案如下：

一种用于航空发动机转子的超高温实验装置，包括由盖板和底座合围而成的实验腔、感应电源、测温装置和温度显示装置，还包括：

若干均匀分布的可调式固定装置，所述可调式固定装置设置在所述实验腔内，其上端与盖板固定连接；

可更换的上感应线圈和下感应线圈，所述上感应线圈和下感应线圈直径相同且串联后通过连接铜管与所述感应电源电路连接，并通过可调式固定装置的下端间距可调地同轴设置在航空发动机转子待加热部位的两侧，用于在感应电源作用下，对航空发动机转子不同径向位置的待加热部位加热至设定温度。

进一步地，所述可调式固定装置包括：

用于分别固定安装所述上感应线圈和下感应线圈的上固定板、下固定板，所述上固定板、下固定板之间周向分布地连接设置有若干用于调节并固定上固定板、下固定板间距的定距螺杆；

若干周向分布的连接杆，所述连接杆的上端与所述盖板相连接，下端通过连接件与上固定板或下固定板固定连接。

进一步地，所述连接件滑动套设在连接杆上，且可沿连接杆上下轴向移动并锁紧定位。

进一步地，所述连接件包括沿所述连接杆上下轴向滑动配合的固定环，所述固定环上设置有用于锁紧固定环与连接杆轴向相对位置的锁紧螺钉，所述固定环一侧还延伸设置有与上固定板或下固定板相连接的连接凸耳。

进一步地，所述连接凸耳上沿长度方向贯穿设置有用于连接不同直径大小的上固定板或下固定板的U形槽。

进一步地，所述连接杆的下端还设置有用于支撑和微调固定环轴向位置的支撑螺母。