专利摘要

本发明公开了一种基于航空发动机的发动机燃烧室测试与温控装置，包括测试箱体、储液水箱、设备支架、托举箱体、齿牙力臂和第三平面齿轮，所述测试箱体的外侧铰接固定有密封箱门，且测试箱体的顶部焊接固定有排气管道，所述储液水箱粘接固定测试箱体的外侧，且储液水箱的外侧粘接固定有注液管道，所述测试箱体的正下方焊接固定有操作平台，且操作平台的底部焊接固定有测试底座，所述测试底座的外侧铰接固定有隔热盖板。该基于航空发动机的发动机燃烧室测试与温控装置，设置有偏心轮与独齿轮，通过偏心轮带动位移托板进行水平滑动，一方面根据燃烧室的直径调节温控箱体的位置，提升温控箱体内部设备对燃烧室检查的灵活性。

权利要求

1.一种基于航空发动机的发动机燃烧室测试与温控装置，包括测试箱体(1)、储液水箱(4)、设备支架(10)、托举箱体(11)、齿牙力臂(13)和第三平面齿轮(19)，其特征在于：所述测试箱体(1)的外侧铰接固定有密封箱门(2)，且测试箱体(1)的顶部焊接固定有排气管道(3)，所述储液水箱(4)粘接固定测试箱体(1)的外侧，且储液水箱(4)的外侧粘接固定有注液管道(5)，所述测试箱体(1)的正下方焊接固定有操作平台(6)，且操作平台(6)的底部焊接固定有测试底座(7)，所述测试底座(7)的外侧铰接固定有隔热盖板(8)，且隔热盖板(8)的外侧嵌套连接有合金插销(9)，所述测试箱体(1)的内部设置有限位箱体(12)，且限位箱体(12)的外侧轴连接有第一平面齿轮(14)，所述限位箱体(12)的一侧设置有喷雾桌面(15)，且喷雾桌面(15)的外侧螺纹连接有高压喷头(16)，所述喷雾桌面(15)的外侧嵌套连接有驱动电机(17)，且驱动电机(17)的输出端连接有锥形齿轮(21)，所述锥形齿轮(21)的外侧嵌套连接有传动转轴(22)，且传动转轴(22)的外侧嵌套连接有排放扇叶(18)，所述喷雾桌面(15)的外侧焊接固定有第二导轨(20)，所述操作平台(6)的内部嵌套连接有散热翅片(23)，所述设备支架(10)的外侧轴连接有辅助滚轮(24)，所述测试箱体(1)的底部表面开设有矩形滑槽(25)；

所述测试底座(7)的内部包括有偏心轮(701)、位移托板(702)、第一导轨(703)、温控箱体(704)、涂抹转筒(705)、检测贴片(706)、薄膜热电偶(707)和铠装热电偶(708)，且偏心轮(701)嵌套固定在位移托板(702)，并且位移托板(702)的底部连接有第一导轨(703)，而且位移托板(702)顶部焊接固定有温控箱体(704)，同时位移托板(702)的顶部轴连接有涂抹转筒(705)，所述温控箱体(704)的内部放置有检测贴片(706)，且检测贴片(706)的外侧连接有薄膜热电偶(707)，而且薄膜热电偶(707)的一端电线连接有铠装热电偶(708)；

所述位移托板(702)与温控箱体(704)通过偏心轮(701)和第一导轨(703)构成滑动结构，且温控箱体(704)的高度小于涂抹转筒(705)高度；

所述设备支架(10)与托举箱体(11)通过齿牙力臂(13)和第三平面齿轮(19)构成滑动结构，且设备支架(10)的正上方设置有托举箱体(11)，并且设备支架(10)一端焊接固定有齿牙力臂(13)，而且齿牙力臂(13)的顶部啮合连接有第三平面齿轮(19)；

所述限位箱体(12)的内部包括有夹持贴片(1201)、导向滑杆(1202)、滚珠丝杠(1203)、旋转轴(1204)、第二平面齿轮(1205)和独齿轮(1206)，且夹持贴片(1201)的外侧螺纹连接有滚珠丝杠(1203)，并且夹持贴片(1201)的外侧嵌套连接有导向滑杆(1202)，而且限位箱体(12)的外侧嵌套连接有旋转轴(1204)，同时旋转轴(1204)的外侧嵌套连接有第二平面齿轮(1205)，所述第二平面齿轮(1205)的一侧啮合连接有独齿轮(1206)；

所述夹持贴片(1201)通过导向滑杆(1202)和滚珠丝杠(1203)构成滑动结构，且夹持贴片(1201)的宽度小于限位箱体(12)的宽度，并且限位箱体(12)和夹持贴片(1201)采用航空铝合金材质；

所述限位箱体(12)和夹持贴片(1201)通过旋转轴(1204)、第二平面齿轮(1205)和独齿轮(1206)构成转动结构，且限位箱体(12)与托举箱体(11)为轴连接。

2.根据权利要求1所述的一种基于航空发动机的发动机燃烧室测试与温控装置，其特征在于：所述测试箱体(1)与操作平台(6)为相互平行，且操作平台(6)的中部采用矩形开口式结构，并且测试箱体(1)与储液水箱(4)通过注液管道(5)和高压喷头(16)连接。

3.根据权利要求1所述的一种基于航空发动机的发动机燃烧室测试与温控装置，其特征在于：所述排放扇叶(18)与驱动电机(17)通过锥形齿轮(21)与传动转轴(22)连接，且锥形齿轮(21)与传动转轴(22)的数量为2组。

4.根据权利要求1所述的一种基于航空发动机的发动机燃烧室测试与温控装置，其特征在于：所述散热翅片(23)关于操作平台(6)中心线对称分布，且操作平台(6)与测试箱体(1)的底部均开设有矩形滑槽(25)。

说明书

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，具体为一种基于航空发动机的发动机燃烧室测试与温控装置。

背景技术

为提高现代航空发动机的推重比，航空发动机的工作温度越来越高，航空发动机热端零部件热负荷越来越大，基于航空发动机的发动机燃烧室测试与温控装置是对不同直径的发动机进行固定，发动机在多级控制过程中，对火焰燃烧的强度进行调节，一方面燃烧室一定时间内喷出多余的燃油，也不会对发动机的推力造成影响，同时会消耗大量的资源，一方面超过航空发动机内部零件的工作温度时，会对航空发动机内部工件造成损坏情况；

1、燃烧室是航空发动机的关键热端部件，其疲劳可靠性及航空发动机燃烧室寿命对飞机适航运行安全有着至关重要的影响，所以对发展航空发动机热端部件损伤进行测试及控制，现有的温控装置通过单一的结构对燃烧室运行的热量进行检测，当燃烧室在对航空燃油进行喷出燃烧时，不同的部位燃烧的温度也会发生一定差异，测试与温控装置的静态测试不能有效对燃烧室进行多角度的温控及测试；

2、航空发动机燃烧室在使用过程中，测试与温控装置对燃烧室进行锁定时，燃烧室的温度过高时，燃气的部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，带动压气机旋转，对压气机造成破坏情况，需要装置对发动机外壳造成高温损坏情况，装置难以对燃烧室表面进行降温及位置调节，导致燃烧室在测试过程中，过高的温度会对监测设备及发动机自身造成破坏，增加发动机燃烧室测试过程中的成本及劳动强度。

所以我们提出了一种基于航空发动机的发动机燃烧室测试与温控装置，以便于解决上述中提出的问题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于航空发动机的发动机燃烧室测试与温控装置，以解决上述背景技术提出现有的温控装置通过单一的结构对燃烧室运行的热量进行检测，测试与温控装置的静态测试不能有效对燃烧室进行多角度的温控及测试，装置难以对燃烧室表面进行降温及位置调节，导致燃烧室在测试过程中，过高的温度会对监测设备及发动机自身造成破坏的目前市场上的问题。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种基于航空发动机的发动机燃烧室测试与温控装置，包括测试箱体、储液水箱、设备支架、托举箱体、齿牙力臂和第三平面齿轮，所述测试箱体的外侧铰接固定有密封箱门，且测试箱体的顶部焊接固定有排气管道，所述储液水箱粘接固定测试箱体的外侧，且储液水箱的外侧粘接固定有注液管道，所述测试箱体的正下方焊接固定有操作平台，且操作平台的底部焊接固定有测试底座，所述测试底座的外侧铰接固定有隔热盖板，且隔热盖板的外侧嵌套连接有合金插销，所述测试箱体的内部设置有限位箱体，且限位箱体的外侧轴连接有第一平面齿轮，所述限位箱体的一侧设置有喷雾桌面，且喷雾桌面的外侧螺纹连接有高压喷头，所述喷雾桌面的外侧嵌套连接有驱动电机，且驱动电机的输出端连接有锥形齿轮，所述驱动电机的外侧嵌套连接有传动转轴，且传动转轴的外侧嵌套连接有排放扇叶，所述喷雾桌面的外侧焊接固定有第二导轨，所述操作平台的内部嵌套连接有散热翅片，所述设备支架的外侧轴连接有辅助滚轮，所述测试箱体的底部表面开设有矩形滑槽。

优选的，所述测试箱体与操作平台为相互平行，且操作平台的中部采用矩形开口式结构，并且测试箱体与储液水箱通过注液管道和高压喷头连接。

优选的，所述测试底座的内部包括有偏心轮、位移托板、第一导轨、温控箱体、涂抹转筒、检测贴片、薄膜热电偶和铠装热电偶，且偏心轮嵌套固定在位移托板，并且位移托板的底部连接有第一导轨，而且位移托板顶部焊接固定有温控箱体，同时位移托板的顶部轴连接有涂抹转筒，所述温控箱体的内部放置有检测贴片，且检测贴片的外侧连接有薄膜热电偶，而且薄膜热电偶的一端电线连接有铠装热电偶。

优选的，所述位移托板与温控箱体通过偏心轮和第一导轨构成滑动结构，且温控箱体的高度小于涂抹转筒高度。

优选的，所述设备支架与托举箱体通过齿牙力臂和第三平面齿轮构成滑动结构，且设备支架的正上方设置有托举箱体，并且设备支架一端焊接固定有齿牙力臂，而且齿牙力臂的顶部啮合连接有第三平面齿轮。

优选的，所述限位箱体的内部包括有夹持贴片、导向滑杆、滚珠丝杠、旋转轴、第二平面齿轮和独齿轮，且夹持贴片的外侧螺纹连接有滚珠丝杠，并且夹持贴片的外侧嵌套连接有导向滑杆，而且限位箱体的外侧嵌套连接有旋转轴，同时旋转轴的外侧嵌套连接有第二平面齿轮，所述第二平面齿轮的一侧啮合连接有独齿轮。

优选的，所述夹持贴片通过导向滑杆和滚珠丝杠构成滑动结构，且夹持贴片的宽度小于限位箱体的宽度，并且限位箱体和夹持贴片采用航空铝合金材质。

优选的，所述限位箱体和夹持贴片通过旋转轴、第二平面齿轮和独齿轮构成转动结构，且限位箱体与托举箱体为轴连接。

优选的，所述排放扇叶与驱动电机通过锥形齿轮与传动转轴连接，且锥形齿轮与传动转轴的数量为2组。

优选的，所述散热翅片关于操作平台中心线对称分布，且操作平台与测试箱体的底部均开设有矩形滑槽。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：该基于航空发动机的发动机燃烧室测试与温控装置，

1、设置有偏心轮与独齿轮，通过偏心轮带动位移托板进行水平滑动，一方面根据燃烧室的直径调节温控箱体的位置，提升温控箱体内部设备对燃烧室检查的灵活性，一方面涂抹转筒对燃烧室的外侧进行涂抹，方便通过示温漆对燃烧室不同位置进行温度显示，并通过独齿轮带动燃烧室进行多角度进行转动，根据检测的需求调节燃烧室角度，方便操作人员观察燃烧室的多部位，提升温度控制及测试的灵活性；

2、设置有锥形齿轮及滚珠丝杠，通过锥形齿轮带动多组传动转轴进行转动，通过传动转轴带动排放扇叶及偏心轮进行转动，提升装置在测试及控制过程中的稳定性，并通过滚珠丝杠带动夹持贴片进行水平滑动，通过夹持贴片对不同直径的燃烧室进行锁定限位，确保燃烧室在运行及转动过程中稳定性，避免燃烧室底部火焰运行自身的稳定性；

3、设置有齿牙力臂与矩形滑槽，通过齿牙力臂带动托举箱体进行水平移动，根据托举箱体的检测需要调节其自身的位置，进而加速托举箱体表面燃烧室冷却及温控的灵活性，并通过矩形滑槽对设备支架的底部进行限位固定，避免设备支架在滑动过程中发生偏移，并通过底部的矩形开口式结构对火焰进行散热排放。

附图说明

图1为本发明测试箱体正视示意图；

图2为本发明测试箱体内部示意图；

图3为本发明限位箱体俯视示意图；

图4为本发明喷雾桌面俯视示意图；

图5为本发明测试底座内部示意图；

图6为本发明温控箱体俯视示意图；

图7为本发明测试箱体侧剖示意图。

图中：1、测试箱体；2、密封箱门；3、排气管道；4、储液水箱；5、注液管道；6、操作平台；7、测试底座；701、偏心轮；702、位移托板；703、第一导轨；704、温控箱体；705、涂抹转筒；706、检测贴片；707、薄膜热电偶；708、铠装热电偶；8、隔热盖板；9、合金插销；10、设备支架；11、托举箱体；12、限位箱体；1201、夹持贴片；1202、导向滑杆；1203、滚珠丝杠；1204、旋转轴；1205、第二平面齿轮；1206、独齿轮；13、齿牙力臂；14、第一平面齿轮；15、喷雾桌面；16、高压喷头；17、驱动电机；18、排放扇叶；19、第三平面齿轮；20、第二导轨；21、锥形齿轮；22、传动转轴；23、散热翅片；24、辅助滚轮；25、矩形滑槽。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

请参阅图1-7，本发明提供一种技术方案：一种基于航空发动机的发动机燃烧室测试与温控装置，包括有测试箱体1、密封箱门2、排气管道3、储液水箱4、注液管道5、操作平台6、测试底座7、隔热盖板8、合金插销9、设备支架10、托举箱体11、限位箱体12、齿牙力臂13、第一平面齿轮14、喷雾桌面15、高压喷头16、驱动电机17、排放扇叶18、第三平面齿轮19、第二导轨20、锥形齿轮21、传动转轴22、散热翅片23、辅助滚轮24和矩形滑槽25，测试箱体1的外侧铰接固定有密封箱门2，且测试箱体1的顶部焊接固定有排气管道3，储液水箱4粘接固定测试箱体1的外侧，且储液水箱4的外侧粘接固定有注液管道5，测试箱体1的正下方焊接固定有操作平台6，且操作平台6的底部焊接固定有测试底座7，测试底座7的外侧铰接固定有隔热盖板8，且隔热盖板8的外侧嵌套连接有合金插销9，测试箱体1的内部设置有限位箱体12，且限位箱体12的外侧轴连接有第一平面齿轮14，限位箱体12的一侧设置有喷雾桌面15，且喷雾桌面15的外侧螺纹连接有高压喷头16，喷雾桌面15的外侧嵌套连接有驱动电机17，且驱动电机17的输出端连接有锥形齿轮21，驱动电机17的外侧嵌套连接有传动转轴22，且传动转轴22的外侧嵌套连接有排放扇叶18，喷雾桌面15的外侧焊接固定有第二导轨20，操作平台6的内部嵌套连接有散热翅片23，设备支架10的外侧轴连接有辅助滚轮24，测试箱体1的底部表面开设有矩形滑槽25。

测试箱体1与操作平台6为相互平行，且操作平台6的中部采用矩形开口式结构，并且测试箱体1与储液水箱4通过注液管道5和高压喷头16连接，通过储液水箱4对发动机的外侧进行降温处理，确保发动机在运行过程中的稳定性。

测试底座7的内部包括有偏心轮701、位移托板702、第一导轨703、温控箱体704、涂抹转筒705、检测贴片706、薄膜热电偶707和铠装热电偶708，且偏心轮701嵌套固定在位移托板702，并且位移托板702的底部连接有第一导轨703，而且位移托板702顶部焊接固定有温控箱体704，同时位移托板702的顶部轴连接有涂抹转筒705，温控箱体704的内部放置有检测贴片706，且检测贴片706的外侧连接有薄膜热电偶707，而且薄膜热电偶707的一端电线连接有铠装热电偶708，通过薄膜热电偶707和铠装热电偶708对发动机的表面进行温控监测，确保发动机燃烧室在加热的效率。

位移托板702与温控箱体704通过偏心轮701和第一导轨703构成滑动结构，且温控箱体704的高度小于涂抹转筒705高度，通过位移托板702带动温控箱体704进行左右移动，进而对燃烧室的表面涂抹示温漆，方便对燃烧室不同位置进行监测。

设备支架10与托举箱体11通过齿牙力臂13和第三平面齿轮19构成滑动结构，且设备支架10的正上方设置有托举箱体11，并且设备支架10一端焊接固定有齿牙力臂13，而且齿牙力臂13的顶部啮合连接有第三平面齿轮19，通过齿牙力臂13带动托举箱体11进行水平滑动，提升燃烧室在固定及测试过程中的自动化程度。

限位箱体12的内部包括有夹持贴片1201、导向滑杆1202、滚珠丝杠1203、旋转轴1204、第二平面齿轮1205和独齿轮1206，且夹持贴片1201的外侧螺纹连接有滚珠丝杠1203，并且夹持贴片1201的外侧嵌套连接有导向滑杆1202，而且限位箱体12的外侧嵌套连接有旋转轴1204，同时旋转轴1204的外侧嵌套连接有第二平面齿轮1205，第二平面齿轮1205的一侧啮合连接有独齿轮1206，通过夹持贴片1201对燃烧室的两侧进行夹持，提升燃烧室在测试及角度调节的灵活性。

夹持贴片1201通过导向滑杆1202和滚珠丝杠1203构成滑动结构，且夹持贴片1201的宽度小于限位箱体12的宽度，并且限位箱体12和夹持贴片1201采用航空铝合金材质，根据燃烧室的直径调节夹持贴片1201之间的距离，提升夹持贴片1201对燃烧室固定的便捷性。

限位箱体12和夹持贴片1201通过旋转轴1204、第二平面齿轮1205和独齿轮1206构成转动结构，且限位箱体12与托举箱体11为轴连接，通过夹持贴片1201带动燃烧室进行多角度转动，方便操作人员对燃烧室多方位进行观察。

排放扇叶18与驱动电机17通过锥形齿轮21与传动转轴22连接，且锥形齿轮21与传动转轴22的数量为2组，通过传动转轴22对排放扇叶18及偏心轮701进行转动，提升装置运行及控制的自动化程度。

散热翅片23关于操作平台6中心线对称分布，且操作平台6与测试箱体1的底部均开设有矩形滑槽25，通过散热翅片23对运行多余热量进行散发，提升燃烧室降温的效率。

本实施例的工作原理：在使用该基于航空发动机的发动机燃烧室测试与温控装置时，根据图1、图2、图3及图7所示，操作人员打开驱动电机17，驱动电机17带动第三平面齿轮19进行转动，第三平面齿轮19带动齿牙力臂13在第二导轨20的外侧进行滑动，齿牙力臂13推动托举箱体11进行移动，托举箱体11通过底部辅助滚轮24在矩形滑槽25的外侧进行滑动，使得托举箱体11移动出测试箱体1，随后将燃烧室及外壳插入到限位箱体12的内部，随后握持滚珠丝杠1203，通过滚珠丝杠1203带动夹持贴片1201在导向滑杆1202的外侧进行滑动，通过夹持贴片1201对燃烧室的外侧进行夹持，并通过螺栓对燃烧室的表面进行锁定；

根据图1、图2、图4、图5所示，随后操作人员打开驱动电机17，驱动电机17带动第三平面齿轮19进行反方向转动，第三平面齿轮19带动齿牙力臂13在第二导轨20的外侧进行滑动，齿牙力臂13将设备支架10与限位箱体12拉入到测试箱体1的内部，将第三平面齿轮19与驱动电机17输出端进行拆卸，随后打开隔热盖板8，并将示温漆导入到涂抹转筒705的内部，随后打开驱动电机17，驱动电机17带动锥形齿轮21进行转动，锥形齿轮21带动传动转轴22进行转动，传动转轴22带动偏心轮701进行转动，偏心轮701带动位移托板702及涂抹转筒705移动，位移托板702在第一导轨703外侧进行滑动；

根据图2、图5、图6所示，涂抹转筒705对航空燃烧室表面外壳进行涂抹，并将检测贴片706贴合在燃烧室的外侧，使得薄膜热电偶707的外侧与燃烧室的外侧进行贴合固定，并将薄膜热电偶707与铠装热电偶708进行连接，并将驱动电机17输出端的第一平面齿轮14与同侧的第一平面齿轮14进行链条连接，随后打开燃油供应阀门，燃油导入到燃烧室的内部，燃烧室对燃油进行喷淋燃烧，第一平面齿轮14带动独齿轮1206转动，独齿轮1206带动第二平面齿轮1205进行转动，第二平面齿轮1205带动旋转轴1204及限位箱体12进行转动，限位箱体12带动燃烧室进行多角度转动，方便测试人员对燃烧室表面的示温漆进行观察；

根据图1、图2、图5、图6所示，同时薄膜热电偶707对燃烧室表面重要部位进行直接测量温度，并把温度信号转换成热电动势信号，通过电气仪表转换成被测介质的温度，并通过铠装热电偶708将信号汇集并传输，当温度过高时，储液水箱4通过注液管道5将液体输入喷雾桌面15内部，通过高压喷头16对燃烧室表面进行降温处理，利用排气管道3将燃烧产生的水蒸气排出测试箱体1的内部，散热翅片23对运行产生的热量进行吸收，加速热量排放出的速度，同时操作人员可以降低燃油的输入量，降低航空发动机运动的强度，随着逐步关闭燃烧室的运动速度，随后打开驱动电机17带动锥形齿轮21进行转动，锥形齿轮21带动传动转轴22及排放扇叶18进行转动，排放扇叶18加速燃烧室表面热量散发的速度，并对设备运行产生的热量数据进行统计，从而完成一系列工作。

尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

一种基于航空发动机的发动机燃烧室测试与温控装置专利购买费用说明

Q：办理专利转让的流程及所需资料

A：专利权人变更需要办理著录项目变更手续，有代理机构的，变更手续应当由代理机构办理。

1：专利变更应当使用专利局统一制作的“著录项目变更申报书”提出。

2：按规定缴纳著录项目变更手续费。

3：同时提交相关证明文件原件。

4：专利权转移的，变更后的专利权人委托新专利代理机构的，应当提交变更后的全体专利申请人签字或者盖章的委托书。

Q:专利著录项目变更费用如何缴交

A：（1）直接到国家知识产权局受理大厅收费窗口缴纳,（2）通过代办处缴纳，（3）通过邮局或者银行汇款,更多缴纳方式

Q：专利转让变更，多久能出结果

A：著录项目变更请求书递交后，一般1-2个月左右就会收到通知，国家知识产权局会下达《转让手续合格通知书》。