航空发动机燃烧室出口用气冷热电偶

标题：航空发动机燃烧室出口用气冷热电偶

摘要：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。

申请号：CN201822107221.5

申请日：2018/12/16

申请人：中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：1.一种航空发动机燃烧室出口用气冷热电偶，其特征在于，包括接嘴组件(6)、壳体组件(4)和温度场测试组件(8)；
所述温度场测试组件(8)至少部分设置在所述壳体组件(4)内部，所述温度场测试组件(8)包括测试端(9)，所述测试端(9)设置在所述壳体组件(4)的一端的外面；
所述壳体组件(4)内设置有第一冷气通道，壳体组件(4)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(10)，一个或者多个所述冷气槽(10)自所述壳体组件(4)的外壁向所述组件(4)的内壁方向倾斜设置；冷气槽组位于所述壳体组件(4)靠近测试端(9)一侧；
所述接嘴组件(6)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。

专利类型：实用新型