CN104315956B - 航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置及测量方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种测量装置，具体涉及一种航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置及测量方法。本发明技术方案为：该装置包括主体驱动机构、数显测力机构和尺寸测量机构；主体驱动机构包括主体、夹紧块、转轮、转盘、螺纹顶杆、衬套和测力顶杆；数显测力机构包括数显仪和测力计；尺寸测量机构包括指示杆和标刻板。本发明还涉及一种测量方法，将上述装置放入矢量喷口内，将螺纹顶杆安装在下承力点位置；转动转盘，测力顶杆接触到上承力点，当作用力达到850N时，装置原始理论高度为320mm，再加上此时标刻板上的长度标识线数值，即为矢量喷口承力状态的高度。本发明能够准确模拟航空发动机矢量喷口承力状态并精确测量矢量喷口的高度。
Description
技术领域
本发明涉及一种测量装置，具体涉及一种航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置及测量方法。
背景技术
发动机矢量喷口部件装配完成后，通过液压系统调整试验装置控制喷口张开的高度，在喷口内部需模拟承受850N作用力时，喷口的高度具体数值，此项试验测量结果最终将影响发动机的工作状态及性能。如在承受850N作用力下，喷口张开高度不能达到设计要求时，需及时通过系统内定压活门弹簧的调整螺钉进行调整，从而实现发动机预定工作性能。基于上述原因我们需要对矢量喷口承力状态下的高度尺寸进行精确测量，并且在批量生产中，大幅提高装配部件的试验效率与测量效率。
发明内容
本发明提供一种航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置及测量方法，能够准确模拟航空发动机矢量喷口承力状态，并精确测量矢量喷口承力状态下的高度。
本发明的技术方案如下：
一种航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置，包括主体驱动机构、数显测力机构和尺寸测量机构；
所述主体驱动机构包括主体、夹紧块、转轮、转盘、螺纹顶杆、衬套和测力顶杆，所述夹紧块设置环状凹槽，所述转轮设置环状凸起，所述环状凹槽与所述环状凸起配合安装在一起，所述夹紧块与所述主体的一端固定连接在一起；所述转轮设置内螺纹，与所述螺纹顶杆的外螺纹配合安装，所述转盘固定安装在所述转轮上，所述转轮与所述主体可以发生相对转动；所述衬套设置在所述主体的另一端，所述测力顶杆放置在所述衬套内；
所述数显测力机构包括数显仪和测力计，所述测力计的测力端一和测力端二固定在所述主体上，所述测力端二与所述测力顶杆的端头圆弧顶点接触，所述数显仪通过数据线与所述测力计连接；
所述尺寸测量机构包括指示杆和标刻板，所述标刻板设置在所述主体上，所述标刻板上设置长度标识线，所述指示杆设置在所述螺纹顶杆上，所述指示杆的指示端位于所述长度标识线的上方。
所述的航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置，其优选方案为，所述标刻板的长度标识线为0～70mm，当所述装置两端尺寸为320mm时，所述指示杆的指示端指在长度标识线0mm处。
所述的航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置，其优选方案为，所述装置还包括加长顶杆，所述加长顶杆前端设置螺杆尾端设置螺纹孔，所述螺纹顶杆和测力顶杆设置螺纹孔，所述加长顶杆与所述螺纹顶杆和测力顶杆之间及所述加长顶杆之间可以通过螺纹连接。
所述的航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置，其特征在于，所述加长顶杆有长度为60mm、110mm和160mm三种类型。
所述的航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置，其优选方案为，所述装置还包括螺钉头，可以安装在所述加长顶杆的尾端。
所述的航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置，其优选方案为，所述数显测力机构为山度仪器SH-1K，测量范围为300N-1200N。
本发明还涉及一种航空发动机矢量喷口承力状态高度的测量方法，包括如下步骤，
(1)将上述的航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置放入航空发动机矢量喷口内，将所述螺纹顶杆安装在矢量喷口的下承力点位置；
(2)转动所述转盘，所述转轮相对所述螺纹顶杆转动，所述转轮顶着所述主体沿着所述螺纹顶杆的轴向运动，当所述主体另一端的所述测力顶杆接触到矢量喷口的上承力点时，所述测力计开始工作，所述数显仪显示所述装置承受的作用力；
(3)继续转动所述转盘，随着所述主体的升高，所述装置承受的作用力增大，当所述数显仪显示作用力达到预定数值850N时，观察所述指示杆的指示端指在所述标刻板上的长度标识线数值，所述装置原始理论高度为320mm，再加上此时标刻板上的长度标识线数值，即为矢量喷口承力状态的高度。
所述的航空发动机矢量喷口承力状态高度的测量方法，其优选方案为，矢量喷口承力状态高度测量范围在381～435mm时，将长度为60mm的加长顶杆安装在所述测力顶杆上；矢量喷口承力状态高度测量范围在431～485mm时，将长度为110mm的加长顶杆安装在所述测力顶杆上；矢量喷口承力状态高度测量范围在481～535mm时，将长度为160mm的加长顶杆安装在所述测力顶杆上；矢量喷口承力状态高度测量范围在491～560mm时，将长度为60mm的加长顶杆安装在所述测力顶杆上，将长度为110mm的加长顶杆安装在所述螺纹顶杆上；矢量喷口承力状态高度测量范围在541～610mm时，将长度为60mm的加长顶杆安装在所述测力顶杆上，将长度为160mm的加长顶杆安装在所述螺纹顶杆上；矢量喷口承力状态高度测量范围在591～659mm时，将长度为110mm的加长顶杆安装在所述测力顶杆上，将长度为160mm的加长顶杆安装在所述螺纹顶杆上。
本发明的有益效果如下：
1、本发明的装置，能够准确的模拟矢量喷口承力状态，并能够精确测量矢量喷口承力状态下的高度，提高了航空发动机批量装配试验工作效率，提高了航空发动机制造质量。
2、本发明的装置配置多种类型加长顶杆，可适用于不同型号航空发动机的矢量喷口高度尺寸检测，具有实际应用价值，适合批生产中使用，有效的缩短航空发动机制造周期。
3、本发明的装置通过数显测力机构直接显示承受的作用力数值，有效控制作用力大小，并且采用数显测力机构，实现测量装置的数字化，大幅提高了装置的测量精度。
4、本发明的装置结构小巧，操作便捷，符合人体工程学原理，有效降低了现场操作人员的工作强度，降低了发动机制造成本。
5、本发明的装置测量精度满足技术要求，大大提高了航空发动机的装配质量和测量效率，在测量结果上可反映出矢量喷口承力状态高度的真实尺寸，有助于对航空发动机质量的掌控。
6、本发明的装置应用于装配现场检测，测量结果稳定，数据准确，此装置的设计与现场使用经验，填补了矢量喷口承力测量方面的技术空白。
附图说明
图1为航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置主视图；
图2为航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置侧视图；
图3为航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置动作过程示意图；
图4为航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置安装在矢量喷口的位置示意图。
具体实施方式
如图1、2所示，一种航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置，包括主体驱动机构、数显测力机构和尺寸测量机构；
主体驱动机构包括主体1、夹紧块2、转轮3、转盘4、螺纹顶杆5、衬套7和测力顶杆6，夹紧块2设置环状凹槽，转轮3设置环状凸起，环状凹槽与环状凸起配合安装在一起，夹紧块2与主体1的一端固定连接在一起；转轮3设置内螺纹，与螺纹顶杆5的外螺纹配合安装，转盘4固定安装在转轮3上，转轮3与主体1可以发生相对转动；衬套7设置在主体1的另一端，测力顶杆6放置在衬套7内；
数显测力机构为山度仪器SH-1K，测量范围为300N-1200N，包括数显仪9和测力计10，测力计10的测力端一11和测力端二12固定在主体1上，测力端二12与测力顶杆6的端头圆弧顶点接触，数显仪9通过数据线与测力计10连接；
尺寸测量机构包括指示杆和标刻板，标刻板13设置在主体1上，标刻板13上设置长度标识线，指示杆8设置在螺纹顶杆5上，指示杆8的指示端位于长度标识线的上方，标刻板13的长度标识线为0～70mm，当航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置两端尺寸为320mm时，指示杆8的指示端指在长度标识线0mm处。航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置还包括长度为60mm、110mm和160mm三种类型加长顶杆。
如图3、4所示，本发明还涉及一种航空发动机矢量喷口承力状态高度的测量方法，包括如下步骤，
(1)将上述的航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置放入航空发动机矢量喷口内，将螺纹顶杆5安装在矢量喷口的下承力点14位置；
(2)转动转盘4，转轮3相对螺纹顶杆5转动，转轮3顶着主体1沿着螺纹顶杆5的轴向向上运动，当主体1另一端的测力顶杆6接触到矢量喷口的上承力点15时，测力计10开始工作，数显仪9显示所述装置承受的作用力；
(3)继续转动转盘4，随着主体1的升高，所述装置承受的作用力增大，当数显仪9显示作用力达到预定数值850N时，观察指示杆8的指示端指在标刻板13上的长度标识线数值，所述装置原始理论高度为320mm，再加上此时标刻板13上的长度标识线数值，即为矢量喷口承力状态的高度。
Claims (8)
1.航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置，其特征在于，
所述装置包括主体驱动机构、数显测力机构和尺寸测量机构；
所述主体驱动机构包括主体、夹紧块、转轮、转盘、螺纹顶杆、衬套和测力顶杆，所述夹紧块设置环状凹槽，所述转轮设置环状凸起，所述环状凹槽与所述环状凸起配合安装在一起，所述夹紧块与所述主体的一端固定连接在一起；所述转轮设置内螺纹，与所述螺纹顶杆的外螺纹配合安装，所述转盘固定安装在所述转轮上，所述转轮与所述主体可以发生相对转动；所述衬套设置在所述主体的另一端，所述测力顶杆放置在所述衬套内；
所述数显测力机构包括数显仪和测力计，所述测力计的测力端一和测力端二固定在所述主体上，所述测力端二与所述测力顶杆的端头圆弧顶点接触，所述数显仪通过数据线与所述测力计连接；
所述尺寸测量机构包括指示杆和标刻板，所述标刻板设置在所述主体上，所述标刻板上设置长度标识线，所述指示杆设置在所述螺纹顶杆上，所述指示杆的指示端位于所述长度标识线的上方。
2.根据权利要求1所述的航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置，其特征在于，所述标刻板的长度标识线为0~70mm，当所述装置两端尺寸为320mm时，所述指示杆的指示端指在长度标识线0mm处。
3.根据权利要求1或2所述的航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置，其特征在于，所述装置还包括加长顶杆，所述加长顶杆前端设置螺杆尾端设置螺纹孔，所述螺纹顶杆和测力顶杆设置螺纹孔，所述加长顶杆与所述螺纹顶杆和测力顶杆之间及所述加长顶杆之间通过螺纹连接。
4.根据权利要求3所述的航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置，其特征在于，所述加长顶杆有长度为60mm、110mm和160mm三种类型。
5.根据权利要求3所述的航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置，其特征在于，所述装置还包括螺钉头，安装在所述加长顶杆的尾端。
6.根据权利要求1所述的航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置，其特征在于，所述数显测力机构为山度仪器SH-1K，测量范围为300N-1200N。
7.一种航空发动机矢量喷口承力状态高度的测量方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤，
（1）将如权利要求1~6所述的航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置放入航空发动机矢量喷口内，将所述螺纹顶杆安装在矢量喷口的下承力点位置；
（2）转动所述转盘，所述转轮相对所述螺纹顶杆转动，所述转轮顶着所述主体沿着所述螺纹顶杆的轴向运动，当所述主体另一端的所述测力顶杆接触到矢量喷口的上承力点时，所述测力计开始工作，所述数显仪显示所述装置承受的作用力；
（3）继续转动所述转盘，随着所述主体的升高，所述装置承受的作用力增大，当所述数显仪显示作用力达到预定数值850N时，观察所述指示杆的指示端指在所述标刻板上的长度标识线数值，所述装置原始理论高度为320mm，再加上此时标刻板上的长度标识线数值，即为矢量喷口承力状态的高度。
8.根据权利要求7所述的航空发动机矢量喷口承力状态高度的测量方法，其特征在于，矢量喷口承力状态高度测量范围在381~435mm时，将长度为60mm的加长顶杆安装在所述测力顶杆上；矢量喷口承力状态高度测量范围在436~485mm时，将长度为110mm的加长顶杆安装在所述测力顶杆上；矢量喷口承力状态高度测量范围在486~535mm时，将长度为160mm的加长顶杆安装在所述测力顶杆上；矢量喷口承力状态高度测量范围在536~560mm时，将长度为60mm的加长顶杆安装在所述测力顶杆上，将长度为110mm的加长顶杆安装在所述螺纹顶杆上；矢量喷口承力状态高度测量范围在561~610mm时，将长度为60mm的加长顶杆安装在所述测力顶杆上，将长度为160mm的加长顶杆安装在所述螺纹顶杆上；矢量喷口承力状态高度测量范围在611~659mm时，将长度为110mm的加长顶杆安装在所述测力顶杆上，将长度为160mm的加长顶杆安装在所述螺纹顶杆上。
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