专利名称：一种航空发动机引气系统温度传感器的测试装置的制作方法
技术领域：
本实用新型涉及一种用于检测航空发动机引气系统的部件的装置，尤其涉及一种航空发动机引气系统温度传感器的测试装置。
背景技术：
发动机引气控制系统用于调整发动机压气机引出的高温高压气体，以获得能够直接使用的压缩空气，它一般包括活门、压力调节器、温度传感器、散热器和管路。其中的温度传感器是控制引气温度的主要部件，用于将引气的温度信号转换为压力信号。长期以来人们认为对发动机引气控制系统所用的温度传感器需要与工作状态完全一致的模拟工作环境下测试，也只有经过这样测试的温度传感器才能确保在工作状态下正常的工作，由于发动机引气控制系统所用的温度传感器的工作环境较为复杂，涉及高温、高压和高速气流。为此在现有技术中，发动机引气控制系统所用的温度传感器的测试装置至少包括测试管道、 引气设备、以及流量控制器。参照图1，所述流量控制器安装在所述测试管道上，所述测试管道连接至所述引气设备的输出端。所述引气装置向管道内提供预定温度、压力和流量的空气，这样的测试装置体积庞大，需要专用厂房安装，生产成本和使用成本均较高，更为重要的是，这样的设备是无法配合现场测试的，显然现有技术有进一步改进的必要。
实用新型内容本实用新型要解决的技术问题在于提供一种航空发动机引气系统温度传感器的测试装置，能降低生产成本和使用成本，同时能配合现场测试。为解决上述技术问题，本实用新型采用下述技术方案。一种航空发动机引气系统温度传感器的测试装置，其特征在于包括测试腔、连接有电源的加温控制器、设置有第一关断活门的第一测试管道和设置有第二关断活门的第二测试管道，所述测试腔具有气体输入端、气体输出端、加温元件、以及用于安装待测的温度传感器的安装槽，所述第一测试管道连接至所述气体输入端，所述第二测试管道连接至气体输出端，所述加温元件连接至所述加温控制器并位于所述测试腔内。发明人经过研究和分析认识到，虽然温度传感器的工作环境的气体参数包括温度、压强以及流量，但是影响温度传感器工况的主要是温度和压强，流量的影响一方面甚微，另一方面流量的影响在一定程度上也反映在压强上，所以测试装置的温度和压强能够满足要求即可。在本实用新型中，所述第一测试管道向测试腔输入压缩空气，所述第二测试管道排除压缩气体，所述第一、第二关断活门可以根据需要控制流经第一测试管道和第二测试管道的压缩空气的流量，进而控制测试腔内的气压。又，与电源连接的加温控制器可以控制加温元件的发热量，进而控制测试腔内的温度。如此，便实现了对航空发动机引气系统的温度传感器的工作环境的模拟。由于本实用新型结构简单，使用的压缩空气可以是普通的压缩空气，不需要使用价格昂贵的引气设备，生产成本和使用成本均较低。显然，本实用新型的发明目的得以解决。在本实用新型的这种航空发动机引气系统温度传感器的测试装置中，还包括用于控制所述测试腔内的压力的安全释压阀，所述安全释放阀固定在所述测试腔上。所述安全释压阀可以在测试腔内的气压超过预定值时释放多余气体。另外，通过第二关断活门的流量控制也可以实现对测试腔的气压控制。在本实用新型的这种航空发动机引气系统温度传感器的测试装置中，还包括用于测量所述测试腔内温度的测温传感器，所述测温传感器的输出端连接至所述加温控制器。所述测温传感器可以将测试腔内的温度信号反馈给加温控制器，所述加温控制器根据该温度信号调整加温元件的发热量。即，所述加温控制器、加温元件、测温传感器以及测试腔形成一闭环控制系统，该闭环控制系统可以提升测试腔内的气温精度。实施本实用新型的这种航空发动机引气系统温度传感器的测试装置，具有以下有益效果所述测试腔利用普通压缩空气，在模拟出温度传感器的工作环境的同时取消了引气装置，降低了成本和体积，便于现场测试。由于测试腔内的压缩气体流量微小，各个位置·的气体参数较为均匀，只需在被测的温度传感器的附近安装一用于反馈的测温传感器即可，减少了零部件的数量，降低了成本。
图I为现有技术的那种测试装置的工作示意图，图中箭头的方向为压缩气体的流向；图2为本实用新型的这种航空发动机引气系统温度传感器的测试装置的工作示意图，图中箭头的方向为压缩气体的流向；图3为图2中测试装置的结构示意图，主要展示了测试装置的主要结构。附图中测试腔I、气体输入端11、气体输出端12、加温元件13、温度传感器14、安全释压阀15、测温传感器16、电源2、加温控制器3、第一测试管道41、第二测试管道42、第一关断活门51、第二关断活门52、压力调节器6、压力表7、供气通道8。
具体实施方式
以下结合附图对本实用新型做进一步详述。如图2、3所示的本实用新型的这种航空发动机引气系统温度传感器的测试装置，包括测试腔I、连接有电源2的加温控制器3、设置有第一关断活门51的第一测试管道41和设置有第二关断活门52的第二测试管道42，所述测试腔I具有气体输入端11、气体输出端12、加温元件13、以及用于安装待测的温度传感器14的安装槽，所述第一测试管道41连接至所述气体输入端11，所述第二测试管道42连接至气体输出端12，所述加温元件13连接至所述加温控制器13并位于所述测试腔I内。本实用新型还包括用于控制所述测试腔I内的压力的安全释压阀15，和用于测量所述测试腔I内温度的测温传感器16，所述安全释放阀15固定在所述测试腔I上，所述测温传感器16的输出端连接至加温控制器3。图中，压缩空气通过第一测试管道41进入测试腔I，并通过第二测试管道42流出测试腔1，所述第一测试管道41和第二测试管道41分别设有用于控制流量的第一关断活门51和第二关断活门52，根据第一关断活门51和第二关断活门52的流量调整测试腔内的气压。所述第一测试管道41上还安装有压力调节器6和压力表7。如图2显示了本实用新型的这种航空发动机引 气系统温度传感器的测试装置的工作状态。待测的温度传感器14对应于供气通道8和测试腔1，所述供气通道8连接至所述待测的温度传感器14的受控端，所述测试腔I连接至所述待测的温度传感器14的控制端。即，将所述供气通道8看作提供机舱的工作气体，将所述测试腔I看作连接至发动机的引气系统。在测试腔I内气体参数与引气系统气体环境相同时，检测所述供气通道8的排气状态。在本实用新型的这种航空发动机引气系统温度传感器的测试装置中，温度传感器14的工作环境的气体由测试腔I进行模拟，无需压缩气体在进入测试腔I之前就具有预定的参数值，所以第一测试管道41内的压缩气体可以是与温度传感器14的受控端相同的普通压缩气体。由于取消了引气设备，所以降低了测试成本并提高了测试装置的便携性。
权利要求1.一种航空发动机引气系统温度传感器的测试装置，其特征在于包括测试腔、连接有电源的加温控制器、设置有第一关断活门的第一测试管道和设置有第二关断活门的第二测试管道，所述测试腔具有气体输入端、气体输出端、加温元件、以及用于安装待测的温度传感器的安装槽，所述第一测试管道连接至所述气体输入端，所述第二测试管道连接至气体输出端，所述加温元件连接至所述加温控制器并位于所述测试腔内。
2.根据权利要求I所述的航空发动机引气系统温度传感器的测试装置，其特征在于还包括用于控制所述测试腔内的压力的安全释压阀，所述安全释放阀固定在所述测试腔上。
3.根据权利要求I所述的航空发动机引气系统温度传感器的测试装置，其特征在于还包括用于测量所述测试腔内温度的测温传感器，所述测温传感器的输出端连接至所述加温控制器。
专利摘要本实用新型公开了一种航空发动机引气系统温度传感器的测试装置。其中，第一测试管道向测试腔输入压缩空气，第二测试管道排除压缩气体，第一、第二关断活门可以根据需要控制流经第一测试管道和第二测试管道的压缩空气的流量，进而控制测试腔内的气压。又，与电源连接的加温控制器可以控制加温元件的发热量，进而控制测试腔内的温度。如此，便实现了对航空发动机引气系统的温度传感器的工作环境的模拟。由于本实用新型结构简单，使用的压缩空气可以是普通的压缩空气，不需要使用价格昂贵的引气设备，生产成本和使用成本均较低。
文档编号G01K15/00GK202582786SQ20122014528
公开日2012年12月5日 申请日期2012年4月9日 优先权日2012年4月9日
发明者陈勇 申请人:陈勇