[發明專利]一種航空發動機尾噴管調節機構剛度試驗裝置及測量方法

有效

• 申請號: 202011106941.5
• 申請日: 2020-10-16
• 公開（公告）號: CN112229640B
• 公開（公告）日: 2023-01-13
• 發明（設計）人: 張樹寧;唐曉峰;陳官峰;王春健
• 申請（專利權）人: 中國航發四川燃氣渦輪研究院
• 主分類號: G01M15/14
• 分類號: G01M15/14;G01M5/00;G01B5/00;G01B5/24
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 王世磊

本發明提供一種航空發動機尾噴管調節機構剛度試驗裝置，所述試驗裝置包括：底座1、第一調節片、第二調節片、第一搖臂、第二搖臂、第一拉桿、第二拉桿、第一轉角測量裝置和第二轉角測量裝置。本發明，解決當前尾噴管調節機構剛度試驗中轉動件旋轉角度獲取結果誤差大，角度獲取過程繁瑣等問題。

技術領域

本發明屬于航空發動機尾噴管調節機構試驗件的結構剛度設計領域，具體涉及發動機尾噴管調節機構剛度試驗裝置。

背景技術

在航空發動機結構設計中，尾噴管采用調節機構對發動機噴口進行調節，使發動機在各種狀態下都能獲得良好的性能。調節機構的工作可靠性需通過試驗驗證，關于調節機構的剛度試驗一般有彈性變形試驗、穩定性試驗等。

在進行調節機構的剛度試驗時，需對轉動件的旋轉角度進行測量，當前各單位均采用獲取特征位置三維空間坐標值后通過數值計算的方法得到轉動件的轉動角度。而空間位置坐標值測量的精度導致最終計算得到的轉動件旋轉角度存在誤差，且計算過程相對繁瑣。

發明內容

本發明的目的：提供發動機尾噴管調節機構剛度試驗裝置附加轉角測量裝置，從而解決當前尾噴管調節機構剛度試驗中轉動件旋轉角度獲取結果誤差大，角度獲取過程繁瑣等問題。

本發明的技術方案：一方面，一種航空發動機尾噴管調節機構剛度試驗裝置，所述試驗裝置包括：底座1、第一調節片30、第二調節片31、第一搖臂60、第二搖臂61、第一拉桿50、第二拉桿51、第一轉角測量裝置10、第二轉角測量裝置11；

底座1為倒T型結構；第一調節片30的一側與底座1側邊鉸接，另一側與第二調節片31鉸接；

第一搖臂60與底座1側邊鉸接，并通過第一拉桿50與第一調節片30鉸接；第二搖臂61與底座1側邊鉸接，并通過第二拉桿51與第二調節片31鉸接；第一搖臂60、第二搖臂61分別與驅動裝置連接；

第一轉角測量裝置10的表盤固定安裝于第一調節片30，第一轉角測量裝置10的指針轉動連接于表盤，并始終保持豎直方向；第二轉角測量裝置11的表盤固定安裝于第二調節片31，第二轉角測量裝置11的指針轉動連接于表盤，并始終保持豎直方向；

驅動裝置帶動第一搖臂60、第二搖臂61繞與底座1的鉸接點轉動，通過第一拉桿50、第二拉桿51分別帶動第一調節片30、第二調節片31轉動；第二調節片31相對第一調節片30轉動。

進一步地，第一轉角測量裝置10、第二轉角測量裝置11結構相同；第一轉角測量裝置10的指針的尾端設置有重物，用于使指針始終保持豎直方向；

其中，第一轉角測量裝置10表盤上零刻度線垂直于第一調節片30、第二轉角測量裝置11表盤上零刻度線垂直于第二調節片31，表盤上的數值按順時針方向設置。

進一步地，第一轉角測量裝置10的表盤通過轉軸與第一調節片30固定連接；第二轉角測量裝置11的表盤通過轉軸與第二調節片31固定連接。

進一步地，第一調節片30與調節片支座9鉸接，調節片支座9固定安裝于底座1。

進一步地，所述試驗裝置還包括固定安裝于底座1側邊的第一搖臂支座70、第二搖臂支座71、第三搖臂支座72；第一搖臂60與第一搖臂支座70、第三搖臂支座72鉸接；第二搖臂61與第二搖臂支座71、第三搖臂支座72鉸接。

進一步地，第一搖臂支座70、第二搖臂支座71、第三搖臂支座72、調節片支座9分別通過螺栓與底座1固定連接。

進一步地，所述試驗裝置還包括支撐件2，在測量過程中，支撐件2用于支撐第一調節片30、第二調節片31。

另一方面，提供一種航空發動機尾噴管調節機構剛度測量方法，利用如上所述的試驗裝置，所述測量方法包括：