CN106979843B - 一种航空发动机重心检测方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种航空发动机重心检测方法，包括将航空发动机架设在等腰三角形设置的3个支撑架上，并使该发动机的轴线架设在顶角处的前支撑架上，两个后支撑架对称设置在发动机轴线的两侧；选择发动机中减速机匣的A点作为测量基准点，待发动机静止，分别测算出航空发动机重心M到A点所处竖直平面的距离X和到Y向基准面的距离Y，以该航空发动机的两个后支撑架为轴，将该航空发动机的前支撑架向上抬起预设高度h，并使得航空发动机再次静止处于倾斜状态，测算出航空发动机重心M到A点所处水平平面的距离Z。通过将发动机进行倾斜，将无法直接测量的Z向重心转化成X向重心进行间接测量，简单可行，无需复杂的仪器和计算即可完成测量。

Description

一种航空发动机重心检测方法
技术领域
本发明涉及航空发动机技术领域，具体是一种航空发动机重心检测方法。
背景技术
航空发动机是一种高度复杂和精密的热力机械，为航空器提供飞行所需动力的发动机；作为飞机的心脏，被誉为“工业之花”，它直接影响飞机的性能、可靠性及经济性，是一个国家科技、工业和国防实力的重要体现；航空发动机结构较为复杂，形状不规则，在其研发及小批量生产阶段，需频繁的进行吊装、安装，在此过程中，其重心的确定变得极为重要，对吊装效率、安装质量都会产生重要影响；因此需要对发动机X、Y、Z三个方向的重心位置进行测量，传统的重心位置测量是采用精密的重心测量仪进行测量，成本较高，不适于产品的研发及小批量生产阶段。提供一种易于实现、成本低廉的航空发动机重心检测方法是本领域技术人员需要解决的技术问题。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种易于实现、成本低廉的航空发动机重心检测方法。
为了解决上述问题，本发明提供了一种航空发动机重心检测方法，包括如下步骤：
A、将具有3个支撑架的工装板水平设置，所述3个支撑架在工装板上呈等腰三角形设置，该等腰三角形顶角处的支撑架为前支撑架，该等腰三角形底角处的两个支撑架为后支撑架；将航空发动机架设在3个支撑架上，并使该航空发动机的轴线架设在前支撑架上，两个后支撑架对称设置在航空发动机轴线的两侧；待航空发动机静止，测得前支撑架处的支撑力为P1、右侧的后支撑架处的支撑力为P2、左侧的后支撑架处的支撑力为P3，3个支撑力之和与航空发动机的重力W相等。
B、假设该航空发动机的重心为M点，选择在航空发动机安装过程中需要和机匣进行固定的减速机匣的A点作为测量基准点；
以两个后支撑架之间的连线构成的且垂直于工装板水平面的平面作为X向基准面，测得所述前支撑架到该X向基准面的垂直距离为L1，测得所述测量基准点A到所述X向基准面的垂直距离为L2，假设该航空发动机重心M至测量基准点A所处的与X向基准面平行的竖直平面的垂直距离为X，根据力矩平衡公式可知，P1L1＝L2W-XW，由此可推导：
由于P1、L1、L2均可直接测得，W由直接测得的P1、P2、P3求和得出，由此可计算出X的具体数值，确定该航空发动机重心位置M所处的X向平面并进行标记。
C、以前支撑架所处的同时垂直于工装板水平面和X向基准面的平面作为Y向基准面，测得所述后支撑架到该Y向基准面的垂直距离为L3；该航空发动机重心M至所述Y向基准面的垂直距离为Y，根据力矩平衡公式可知：YW＝P2L3-P3L3，由此可推导：
由于P2、P3、L3均可直接测得，W由直接测得的P1、P2、P3求和得出，由此可计算出Y的具体数值，确定该航空发动机重心位置M所处的Y向平面并进行标记；
D、以水平设置的工装板的表面作为Z向基准面，测得所述测量基准点A到所述Z向基准面的垂直距离为H，该航空发动机重心M至所述测量基准点A所处水平平面的垂直距离为Z，由于航空发动机水平静止放置时，发动机重心M在Z向的力和力臂方向相同，因此无法直接求得Z的数值；以该航空发动机的两个后支撑架为轴，将该航空发动机的前支撑架向上抬起预设高度h，并使得航空发动机再次静止处于倾斜状态，测得前支撑架处的支撑力为P11、右侧的后支撑架处的支撑力为P21、左侧的后支撑架处的支撑力为P31，3个支撑力之和与航空发动机的重力W仍相等；此时工装板表面与水平面的俯仰角为α，可推导：
α＝arccosh/L1
仍然以两个后支撑架之间的连线构成的且垂直于水平面的平面作为X向基准面，此时所述前支撑架(即P11的作用点)到该X向基准面的垂直距离变化为L1cosα；所述测量基准点A到所述X向基准面的垂直距离变化为L2cosα，该航空发动机重心M至测量基准点A所处的与X向基准面平行的竖直平面的垂直距离变化为Xcosα；倾斜后的航空发动机的重心M在X方向上产生位移，该位移量为：(H+Z)sinα；由于此时航空发动机再次保持静止，根据力矩平衡公式可知：
P11L1cosα＝W L2cosα-W Xcosα-W(H+Z)sinα
由此可推导：
由于P11、H、L1、L2均可直接测得，W由直接测得的P1、P2、P3求和得出，X、α可计算得出具体数值，由此可计算出Z的具体数值，因此可确定该航空发动机重心位置M所处的Z向平面并进行标记；经过对X、Y、Z的计算，即可确认该航空发动机的重心M所在位置。
进一步，所述前支撑架向上抬起的预设高度h不超过前支撑架到该X向基准面的垂直距离L1的一半，防止航空发动机倾斜后无法依靠自身重力保持平衡。
发明的技术效果：(1)本发明的航空发动机重心检测方法，相对于现有技术，将无法直接测量的Z向重心转化成X向重心进行间接测量，简单可行，无需复杂的仪器和计算即可完成测量；解决了无法测量发动机Z向重心无法测量的难题，无需购买专业的测量仪器，从经济效益上来讲节约生产成本；选择的测量基准点A为航空发动机在安装过程中需要进行固定的点，以此为测量基准点，便于后续测量和计算，方便安装时进行吊运。
附图说明
下面结合说明书附图对本发明作进一步详细说明：
图1是本发明航空发动机X向重心位置检测示意图；
图2是本发明航空发动机Y向重心位置检测示意图；
图3是本发明航空发动机倾斜后X向重心位置检测示意图。
图中：工装板1，后支撑架2，前支撑架3，轴线4，发动机重心M，基准测量点A。
具体实施方式
实施例1本实施例的航空发动机重心检测方法，包括如下步骤：
A、如图1所示，将具有3个支撑架的工装板1水平设置，所述3个支撑架在工装板1上呈等腰三角形设置，该等腰三角形顶角处的支撑架为前支撑架3，该等腰三角形底角处的两个支撑架为后支撑架2；将待测重心的航空发动机架设在3个支撑架上，并使该航空发动机的轴线5架设在前支撑架3上，两个后支撑架4对称设置在航空发动机轴线的两侧；待航空发动机静止，使用磅秤测得前支撑架处的支撑力P1为53.5N、右侧的后支撑架处的支撑力P2为36.5N、左侧的后支撑架处的支撑力P3为27.5N，由此可得该航空发动机的重力W为117.5N。
B、选择在航空发动机中减速机匣的A点作为测量基准点；假设该航空发动机的重心为M点，以两个后支撑架之间的连线构成的且垂直于工装板水平面的平面作为X向基准面，测得所述前支撑架到该X向基准面的垂直距离L1为750mm，测得测量基准点A到X向基准面的垂直距离L2为510mm，则该航空发动机重心M至测量基准点A所处的与X向基准面平行的竖直平面的垂直距离X＝510-53.5*750/(53.5+36.5+27.5)，即168.5mm；
C、如图2所示，以前支撑架所处的同时垂直于工装板1水平面和X向基准面的平面作为Y向基准面，测得后支撑架2到该Y向基准面的垂直距离L3为210mm；则该航空发动机重心M至Y向基准面的垂直距离Y＝(36.5-27.5)*210/(53.5+36.5+27.5)，即16.1mm；
D、如图3所示，以水平设置的工装板1的表面作为Z向基准面，测得测量基准点A到Z向基准面的垂直距离H为120mm，以该航空发动机的两个后支撑架2为轴，将该航空发动机的前支撑架1向上抬起50mm(即预设高度h)，并使得航空发动机再次静止处于倾斜状态，测得其前支撑架处的支撑力P11为49.2N，此时工装板1表面与水平面的俯仰角α为arccos50/750，即3.82度。则该航空发动机重心M至测量基准点A所处的水平平面的垂直距离Z＝((510-168.5-49.2*750/(53.5+36.5+27.5))*cot3.82-120，即288.5mm；由此可知，该航空发动机的重心M为距测量基准点A所处的与X向基准面平行的竖直平面的垂直距离为168.5mm、距Y向基准面的垂直距离为16.1mm、距测量基准点A所处的水平平面的垂直距离为288.5mm的交点处。
本发明的航空发动机重心检测方法，将无法直接测量的Z向重心转化成X向重心进行间接测量，简单可行，无需复杂的仪器和计算即可完成测量；解决了无法测量发动机Z向重心无法测量的难题，无需购买专业的测量仪器，从经济效益上来讲节约生产成本。
显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而这些属于本发明的精神所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之中。

Claims (2)

1.一种航空发动机重心检测方法，其特征在于，包括如下步骤：
A、将具有3个支撑架的工装板(1)水平设置，所述3个支撑架在工装板(1)上呈等腰三角形设置，该等腰三角形顶角处的支撑架为前支撑架(3)，该等腰三角形底角处的两个支撑架为后支撑架(2)；将航空发动机架设在3个支撑架上，并使该航空发动机的轴线(5)架设在前支撑架(3)上，两个后支撑架(2)对称设置在航空发动机轴线(5)的两侧；待航空发动机静止，测得前支撑架(3)处的支撑力为P1、右侧的后支撑架处的支撑力为P2、左侧的后支撑架处的支撑力为P3，3个支撑力之和与航空发动机的重力W相等；
B、假设该航空发动机的重心为M点，选择航空发动机中减速机匣的A点作为测量基准点；
以两个后支撑架(2)之间的连线构成的且垂直于工装板(1)水平面的平面作为X向基准面，测得所述前支撑架(3)到该X向基准面的垂直距离为L1，测得所述测量基准点A到所述X向基准面的垂直距离为L2，假设该航空发动机重心M至测量基准点A所处的与X向基准面平行的竖直平面的垂直距离为X，根据力矩平衡公式可知，P1L1＝L2 W-XW，由此可推导：
由此可计算出X的具体数值，确定该航空发动机重心位置M所处的X向平面并进行标记；
C、以前支撑架(3)所处的同时垂直于工装板(1)水平面和X向基准面的平面作为Y向基准面，测得所述后支撑架(2)到该Y向基准面的垂直距离为L3；该航空发动机重心M至所述Y向基准面的垂直距离为Y，根据力矩平衡公式可知：YW＝P2L3-P3L3，由此可推导：
由此可计算出Y的具体数值，确定该航空发动机重心位置M所处的Y向平面并进行标记；
D、以水平设置的工装板(1)的表面作为Z向基准面，测得所述测量基准点A到所述Z向基准面的垂直距离为H，该航空发动机重心M至所述测量基准点A所处水平平面的的垂直距离为Z；以该航空发动机的两个后支撑架(2)为轴，将该航空发动机的前支撑架(3)向上抬起预设高度h，并使得航空发动机再次静止且处于倾斜状态，测得前支撑架(3)处的支撑力为P11、右侧的后支撑架处的支撑力为P21、左侧的后支撑架处的支撑力为P31，3个支撑力之和与航空发动机的重力W仍相等；此时工装板表面与水平面的俯仰角为α，可推导：
α＝arccos h/L1
仍然以两个后支撑架(2)之间的连线构成的且垂直于水平面的平面作为X向基准面，此时所述前支撑架(3)到该X向基准面的垂直距离变化为L1 cosα；所述测量基准点A到所述X向基准面的垂直距离变化为L2 cosα，该航空发动机重心M至测量基准点A所处的与X向基准面平行的竖直平面的垂直距离变化为Xcosα；倾斜后的航空发动机的重心M在X方向上产生位移，该位移量为：(H+Z)sinα；由于此时航空发动机再次保持静止，根据力矩平衡公式可知：
P11 L1 cosα＝W L2 cosα -W Xcosα-W(H+Z) sinα
由此可推导：
由此可计算出Z的具体数值，确定该航空发动机重心位置M所处的Z向平面并进行标记。
2.根据权利要求1所述的航空发动机重心检测方法，所述前支撑架(3)向上抬起的预设高度h不超过前支撑架(3)到所述X向基准面的垂直距离L1的一半。
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