專利名稱：一種適用于航空發(fā)動機(jī)裝配的局部加熱器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實(shí)用新型屬于航空發(fā)動機(jī)技術(shù)領(lǐng)域，特別是涉及一種適用于航空發(fā)動機(jī)裝配的局部加熱器。該加熱器主要用于航空發(fā)動機(jī)裝配時對其零件進(jìn)行快速局部加熱。
背景技術(shù)：
目前，現(xiàn)有的局部加熱器存在如下缺點(diǎn)1、加熱管在加熱體上，首先要把加熱體加熱，這時熱能已經(jīng)損失一半，并且使用一次加熱管就燒斷；2、加熱體外形與發(fā)動機(jī)零件內(nèi)側(cè)不符，間隙大，加熱時間長；3、采用一個熱電偶控溫，一旦熱電偶松動，檢測的溫度就不是實(shí)際溫度；而且此時加熱器還在不停加溫，造成加熱管爆裂。

實(shí)用新型內(nèi)容針對現(xiàn)有技術(shù)存在的問題，本實(shí)用新型提供一種加熱時間短、效率高，并且可縮短裝配時間的適用于航空發(fā)動機(jī)裝配的局部加熱器。為了實(shí)現(xiàn)上述目的，本實(shí)用新型采用如下技術(shù)方案，一種適用于航空發(fā)動機(jī)裝配的局部加熱器，包括加熱體殼體，在加熱體殼體的上方設(shè)置有具有絕緣把手的蓋板；在所述加熱體殼體的外側(cè)設(shè)置有與高壓軸相對應(yīng)的凹槽，在靠近所述凹槽的加熱體殼體的內(nèi)側(cè)設(shè)置有加熱管；在加熱管的側(cè)方分別設(shè)置有熱電偶和溫度開關(guān)，所述加熱管、熱電偶和溫度開關(guān)分別通過耐熱導(dǎo)線與插座頭相連接；插座頭通過電纜與外部電氣控制箱的控制電路相連接。所述加熱管與加熱體殼體為一體澆鑄。為了預(yù)留出加熱體殼體加溫后膨脹的空間，所述加熱體殼體與高壓軸間留有 1. 0 2. 5mm的間隙。所述加熱體殼體與高壓軸間留有1. 5mm的間隙。本實(shí)用新型的有益效果本實(shí)用新型的加熱器加熱時間短、效率高、可縮短裝配時間；采用低電壓、大電流安全可靠，避免了觸電事故的發(fā)生。并且，本實(shí)用新型的加熱器采用熱電偶和溫度開關(guān)同時控溫，避免了因熱電偶松動而造成的加熱管爆裂現(xiàn)象的發(fā)生。本實(shí)用新型的加熱器經(jīng)過長期使用效果良好，解決了使用一次加熱管就燒斷的問題，可以根據(jù)實(shí)際情況推廣到其他各個領(lǐng)域。

圖1是本實(shí)用新型的加熱器的結(jié)構(gòu)示意圖；圖2是本實(shí)用新型的加熱器的控制電路的電路原理圖；圖中，1-凹槽，2-高壓軸，3-間隙，4-加熱管，5-加熱體殼體，6_熱電偶，7_溫度開關(guān)，8-耐熱導(dǎo)線，9-蓋板，10-插頭座，11-絕緣把手，12-電纜。
具體實(shí)施方式
如圖1所示，一種適用于航空發(fā)動機(jī)裝配的局部加熱器，包括加熱體殼體5，在加熱體殼體5的上方設(shè)置有具有絕緣把手11的蓋板9 ；在所述加熱體殼體5的外側(cè)設(shè)置有與高壓軸2相對應(yīng)的凹槽1，在靠近所述凹槽1的加熱體殼體5的內(nèi)側(cè)設(shè)置有加熱管4 ；在加熱管4的側(cè)方分別設(shè)置有熱電偶6和溫度開關(guān)7，所述加熱管4、熱電偶6和溫度開關(guān)7分別通過耐熱導(dǎo)線8與插座頭10相連接；插座頭10通過電纜12與外部電氣控制箱的控制電路相連接。所述加熱管4與加熱體殼體5為一體澆鑄。為了預(yù)留出加熱體殼體5加溫后膨脹的空間，既保證了對高壓軸2軸頸的快速加熱，又保證了不把高壓軸2軸頸膨脹發(fā)生損壞，所述加熱體殼體5與高壓軸2間留有1. 5mm的間隙3。所述外部電氣控制箱的控制電路的具體連接關(guān)系如下如圖2所示，交流電源經(jīng)斷路器IQF及熔斷器IFU與變壓器的輸入端相連接，變壓器的輸出端經(jīng)接觸器KM的常開觸點(diǎn)與晶閘管智能模塊的輸入端相連接，晶閘管智能模塊的輸出端經(jīng)斷路器2QF及熔斷器2FU與加熱管EH的兩端相連接；直流電源的一端分別與電源指示燈IHL的一端、加熱開關(guān)SA的一端、加熱準(zhǔn)備繼電器IKA的常開觸點(diǎn)的一端、控溫表 PTl的電源的一端、控溫表PTl的常開觸點(diǎn)的一端、第三繼電器3KA的第一常開觸點(diǎn)的一端、 第三繼電器3KA的第二常開觸點(diǎn)的一端及第二繼電器2KA的常開觸點(diǎn)的一端相連接；控溫表PTl與熱電偶BT相連接，加熱開關(guān)SA的另一端依次經(jīng)控溫表PTl的常閉觸點(diǎn)、溫度開關(guān) PT2的常閉觸點(diǎn)與加熱準(zhǔn)備繼電器IKA的線圈的一端相連接，加熱準(zhǔn)備繼電器IKA的常開觸點(diǎn)的另一端與接觸器KM的線圈的一端相連接，在接觸器KM的線圈的兩端并聯(lián)有加熱指示燈2HL ；控溫表PTl的常開觸點(diǎn)的另一端分別與第三繼電器3KA的第一常開觸點(diǎn)的另一端、 保溫時間繼電器KT的常開觸點(diǎn)的一端、第三繼電器3KA的線圈的一端以及到溫報警蜂鳴器 HAl的一端相連接，保溫時間繼電器KT的常開觸點(diǎn)的另一端與第二繼電器2KA的線圈的一端相連接，第三繼電器3KA的第二常開觸點(diǎn)的另一端與保溫時間繼電器KT的線圈的一端相連接，第二繼電器2KA的常開觸點(diǎn)的另一端與保溫報警蜂鳴器HA2的一端相連接；電源指示燈IHL的另一端、加熱準(zhǔn)備繼電器IKA的線圈的另一端、接觸器KM的線圈的另一端、控溫表 PTl的電源的另一端、第二繼電器2KA的線圈的另一端、第三繼電器3KA的線圈的另一端、到溫報警蜂鳴器HAl的另一端、保溫時間繼電器KT的線圈的另一端以及保溫報警蜂鳴器HA2 的另一端分別與直流電源的另一端相連接。所述晶閘管智能模塊采用的型號為MZKD-ZL-100。所述加熱體殼體5采用不銹鋼車加工成型，加熱管4放置在加熱體殼體5內(nèi)，把鋁加熱成液體將加熱管4和加熱體殼體5澆鑄為一體。本實(shí)用新型采用多種加熱保護(hù)措施，加熱溫度自動控制，避免加熱體殼體5超溫。由于熱電偶6安裝在加熱體殼體5內(nèi)，內(nèi)外溫度有溫差，經(jīng)多次測溫證明內(nèi)側(cè)溫度高于外側(cè)溫度為20°C，控溫表的補(bǔ)償溫度值設(shè)為-20°C， 控溫表實(shí)際顯示的溫度為加熱體殼體5與高壓軸2軸頸接觸處的溫度。當(dāng)熱電偶6控制失靈時，溫度開關(guān)7起到保護(hù)作用。
以下結(jié)合附圖說明本實(shí)用新型的一次使用過程首先，把本實(shí)用新型的加熱器放到高壓軸2上，插上電源，電源指示燈IHL亮。接通加熱開關(guān)SA，加熱準(zhǔn)備繼電器IKA的線圈得電，其常開觸點(diǎn)閉合；接觸器KM的線圈得電，加熱指示燈2HL亮。當(dāng)溫度到設(shè)定點(diǎn)后，控溫表PTl的常閉觸點(diǎn)斷開，接觸器KM的線圈失電，加熱管停止加溫?？販乇鞵Tl的常開觸點(diǎn)閉合，到溫報警蜂鳴器HAl報警，提示到溫。保溫時間繼電器KT時間到后，保溫報警蜂鳴器HA2報警，提示加溫結(jié)束。斷幵電源，把本實(shí)用新型的加熱器從高壓軸2上取下，進(jìn)行發(fā)動機(jī)高壓軸2與高壓渦輪盤的裝配。
權(quán)利要求1.一種適用于航空發(fā)動機(jī)裝配的局部加熱器，其特征在于包括加熱體殼體，在加熱體殼體的上方設(shè)置有具有絕緣把手的蓋板；在所述加熱體殼體的外側(cè)設(shè)置有與高壓軸相對應(yīng)的凹槽，在靠近所述凹槽的加熱體殼體的內(nèi)側(cè)設(shè)置有加熱管；在加熱管的側(cè)方分別設(shè)置有熱電偶和溫度開關(guān)，所述加熱管、熱電偶和溫度開關(guān)分別通過耐熱導(dǎo)線與插座頭相連接；插座頭通過電纜與外部電氣控制箱的控制電路相連接。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種適用于航空發(fā)動機(jī)裝配的局部加熱器，其特征在于所述加熱管與加熱體殼體為一體澆鑄。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種適用于航空發(fā)動機(jī)裝配的局部加熱器，其特征在于所述加熱體殼體與高壓軸間留有1. 0 2. 5mm的間隙。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種適用于航空發(fā)動機(jī)裝配的局部加熱器，其特征在于所述加熱體殼體與高壓軸間留有1. 5mm的間隙。
專利摘要一種適用于航空發(fā)動機(jī)裝配的局部加熱器，屬于航空發(fā)動機(jī)技術(shù)領(lǐng)域。該加熱器主要用于航空發(fā)動機(jī)裝配時對其零件進(jìn)行快速局部加熱。本實(shí)用新型提供一種加熱時間短、效率高，并且可縮短裝配時間的適用于航空發(fā)動機(jī)裝配的局部加熱器。本實(shí)用新型包括加熱體殼體，在加熱體殼體的上方設(shè)置有具有絕緣把手的蓋板；在所述加熱體殼體的外側(cè)設(shè)置有與高壓軸相對應(yīng)的凹槽，在靠近所述凹槽的加熱體殼體的內(nèi)側(cè)設(shè)置有加熱管；在加熱管的側(cè)方分別設(shè)置有熱電偶和溫度開關(guān)，所述加熱管、熱電偶和溫度開關(guān)分別通過耐熱導(dǎo)線與插座頭相連接；插座頭通過電纜與外部電氣控制箱的控制電路相連接。
文檔編號B23P11/02GK202334934SQ20112034967
公開日2012年7月11日 申請日期2011年9月16日 優(yōu)先權(quán)日2011年9月16日
發(fā)明者張晶, 江應(yīng)棟, 董秀麗 申請人:沈陽黎明航空發(fā)動機(jī)(集團(tuán))有限責(zé)任公司