CN112229640B - 一种航空发动机尾喷管调节机构刚度试验装置及测量方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种航空发动机尾喷管调节机构刚度试验装置，所述试验装置包括：底座1、第一调节片、第二调节片、第一摇臂、第二摇臂、第一拉杆、第二拉杆、第一转角测量装置和第二转角测量装置。本发明，解决当前尾喷管调节机构刚度试验中转动件旋转角度获取结果误差大，角度获取过程繁琐等问题。

Description

一种航空发动机尾喷管调节机构刚度试验装置及测量方法
技术领域
本发明属于航空发动机尾喷管调节机构试验件的结构刚度设计领域，具体涉及发动机尾喷管调节机构刚度试验装置。
背景技术
在航空发动机结构设计中，尾喷管采用调节机构对发动机喷口进行调节，使发动机在各种状态下都能获得良好的性能。调节机构的工作可靠性需通过试验验证，关于调节机构的刚度试验一般有弹性变形试验、稳定性试验等。
在进行调节机构的刚度试验时，需对转动件的旋转角度进行测量，当前各单位均采用获取特征位置三维空间坐标值后通过数值计算的方法得到转动件的转动角度。而空间位置坐标值测量的精度导致最终计算得到的转动件旋转角度存在误差，且计算过程相对繁琐。
发明内容
本发明的目的：提供发动机尾喷管调节机构刚度试验装置附加转角测量装置，从而解决当前尾喷管调节机构刚度试验中转动件旋转角度获取结果误差大，角度获取过程繁琐等问题。
本发明的技术方案：一方面，一种航空发动机尾喷管调节机构刚度试验装置，所述试验装置包括：底座1、第一调节片30、第二调节片31、第一摇臂60、第二摇臂61、第一拉杆50、第二拉杆51、第一转角测量装置10、第二转角测量装置11；
底座1为倒T型结构；第一调节片30的一侧与底座1侧边铰接，另一侧与第二调节片31铰接；
第一摇臂60与底座1侧边铰接，并通过第一拉杆50与第一调节片30铰接；第二摇臂61与底座1侧边铰接，并通过第二拉杆51与第二调节片31铰接；第一摇臂60、第二摇臂61分别与驱动装置连接；
第一转角测量装置10的表盘固定安装于第一调节片30，第一转角测量装置10的指针转动连接于表盘，并始终保持竖直方向；第二转角测量装置11的表盘固定安装于第二调节片31，第二转角测量装置11的指针转动连接于表盘，并始终保持竖直方向；
驱动装置带动第一摇臂60、第二摇臂61绕与底座1的铰接点转动，通过第一拉杆50、第二拉杆51分别带动第一调节片30、第二调节片31转动；第二调节片31相对第一调节片30转动。
进一步地，第一转角测量装置10、第二转角测量装置11结构相同；第一转角测量装置10的指针的尾端设置有重物，用于使指针始终保持竖直方向；
其中，第一转角测量装置10表盘上零刻度线垂直于第一调节片30、第二转角测量装置11表盘上零刻度线垂直于第二调节片31，表盘上的数值按顺时针方向设置。
进一步地，第一转角测量装置10的表盘通过转轴与第一调节片30固定连接；第二转角测量装置11的表盘通过转轴与第二调节片31固定连接。
进一步地，第一调节片30与调节片支座9铰接，调节片支座9固定安装于底座1。
进一步地，所述试验装置还包括固定安装于底座1侧边的第一摇臂支座70、第二摇臂支座71、第三摇臂支座72；第一摇臂60与第一摇臂支座70、第三摇臂支座72铰接；第二摇臂61与第二摇臂支座71、第三摇臂支座72铰接。
进一步地，第一摇臂支座70、第二摇臂支座71、第三摇臂支座72、调节片支座9分别通过螺栓与底座1固定连接。
进一步地，所述试验装置还包括支撑件2，在测量过程中，支撑件2用于支撑第一调节片30、第二调节片31。
另一方面，提供一种航空发动机尾喷管调节机构刚度测量方法，利用如上所述的试验装置，所述测量方法包括：
读取初始状态，第一转角测量装置10上指针所指表盘数值α1、第二转角测量装置11上指针所指表盘数值β1；
驱动装置带动第一摇臂60、第二摇臂61绕与底座1的铰接点转动，使第一调节片30、第二调节片31转动至指定位置；
读取转动后稳态，第一转角测量装置10上指针所指表盘数值α2、第二转角测量装置11上指针所指表盘数值β2；
计算第一调节片30相对于基座转动的角度α＝|α2-α1|，第二调节片31相对于基座转动的角度为β＝|β2-β1|；
当第一转角测量装置10的指针相对于表盘顺时针转动、第一转角测量装置10的指针相对于表盘逆时针转动时，第一调节片30转动的角度为α，第二调节片31转动的角度为(β-α)；
当第一转角测量装置10的指针相对于表盘逆时针转动、第一转角测量装置10的指针相对于表盘顺时针转动时，第一调节片30转动的角度为α，第二调节片31转动的角度为(β+α)；
根据计算得到的第一调节片30、第二调节片31转动的角度，驱动装置的驱动载荷，第一转角测量装置10相对于第一调节片30与底座1铰接点的距离，第二转角测量装置11相对于第一调节片30、第二调节片31铰接点的距离，通过刚度计算公式计算得出刚度值。
本发明的有益效果：
1.本发明省去了传统的特征位置坐标值的测量装置，同时省去了常规的计算过程，简化了角度获取过程；2.本发明通过直接测量的方法，减少干扰因素使结果相对更加准确。
附图说明
图1为本发明的航空发动机尾喷管调节机构刚度试验装置主视图；
图2为本发明的航空发动机尾喷管调节机构刚度试验装置俯视图；
图3为调节机构调节片角度测量示意图；
图4为尾喷管调节机构试验件转角测量原理图；
附图标记说明：1.底座，2.支撑件，30.第一调节片，31.第二调节片，50.第一拉杆，51.第二拉杆，60.第一摇臂，61.第二摇臂，70.第一摇臂支座，71.第二摇臂支座，72.第三摇臂支座，9.调节片支座，10.第一转角测量装置，11.第二转角测量装置。
具体实施方式
下面通过具体实施方式对本发明作进一步的详细说明：
实施例1
图1为本发明的航空发动机尾喷管调节机构刚度试验装置、图2为本发明的航空发动机尾喷管调节机构刚度试验装置俯视图，结合图1和图2所示，本实施例，提供一种航空发动机尾喷管调节机构刚度试验装置，所述试验装置包括：底座1、第一调节片30、第二调节片31、第一摇臂60、第二摇臂61、第一拉杆50、第二拉杆51、第一转角测量装置10、第二转角测量装置11。
底座1为倒T型结构；第一调节片30的一侧与底座1侧边铰接，另一侧与第二调节片31铰接。
第一摇臂60与底座1侧边铰接，并通过第一拉杆50与第一调节片30铰接；第二摇臂61与底座1侧边铰接，并通过第二拉杆51与第二调节片31铰接；第一摇臂60、第二摇臂61分别与驱动装置连接。
第一转角测量装置10的表盘固定安装于第一调节片30，第一转角测量装置10的指针转动连接于表盘，并始终保持竖直方向；第二转角测量装置11的表盘固定安装于第二调节片31，第二转角测量装置11的指针转动连接于表盘，并始终保持竖直方向。
驱动装置带动第一摇臂60、第二摇臂61绕与底座1的铰接点转动，通过第一拉杆50、第二拉杆51分别带动第一调节片30、第二调节片31转动；第二调节片31相对第一调节片30转动。
图3为调节机构调节片角度测量示意图，结合图3所示，第一转角测量装置10、第二转角测量装置11结构相同；第一转角测量装置10的指针的尾端设置有重物，用于使指针始终保持竖直方向。其中，第一转角测量装置10表盘上零刻度线垂直于第一调节片30、第二转角测量装置11表盘上零刻度线垂直于第二调节片31，表盘上的数值按顺时针方向设置。本实施例，第一转角测量装置10的表盘通过转轴与第一调节片30固定连接；第二转角测量装置11的表盘通过转轴与第二调节片31固定连接。
本实施例，调节机构刚度试验装置工作原理：参见图1，底座1固定不动，第一调节片通过调节片支座9铰支在底座1上，第一调节片30、第二调节片31之间通过耳片及销钉实现连接；两摇臂分别以各自摇臂支座耳孔轴线为转动轴，调节片与摇臂之间通过拉杆及销钉连接。试验过程中，第一摇臂、第二摇臂上端耳孔与作动筒连接，作动筒在摇臂上施加推力，使摇臂发生转动，且通过拉杆带动调节片绕各自的转动轴旋转。
实施例2
图4为尾喷管调节机构试验件转角测量原理图，为一种转动状态示意图，结合图4所示，提供一种航空发动机尾喷管调节机构刚度测量方法，利用如上所述的试验装置，所述测量方法包括：
读取初始状态，第一转角测量装置10上指针所指表盘数值为α1、第二转角测量装置11上指针所指表盘数值为β1；
驱动装置带动第一摇臂60、第二摇臂61绕与底座1的铰接点转动，使第一调节片30、第二调节片31转动至指定位置；
读取试验装置转动后稳态，第一转角测量装置10上指针所指表盘数值为α2、第二转角测量装置11上指针所指表盘数值为β2；
计算出第一调节片30相对于基座转动的角度α＝|α2-α1|，第二调节片31相对于基座转动的角度为β＝|β2-β1|；
当第一转角测量装置10的指针相对于表盘顺时针转动、第一转角测量装置10的指针相对于表盘逆时针转动时，第一调节片30转动的角度为α，第二调节片31转动的角度为(β-α)；
当第一转角测量装置10的指针相对于表盘逆时针转动、第一转角测量装置10的指针相对于表盘顺时针转动时，第一调节片30转动的角度为α，第二调节片31转动的角度为(β+α)；
根据计算得到的第一调节片30、第二调节片31转动的角度，驱动装置的驱动载荷，第一转角测量装置10相对于第一调节片30与底座1铰接点的距离，第二转角测量装置11相对于第一调节片30、第二调节片31铰接点的距离，通过刚度计算公式计算得出刚度值。本实施例，运用以上方法获得调节片转动的角度值之后，采用游标卡尺的测量装置获得某特征点至某固定点的距离，即可通过一定的代数运算得到所测零件的变形量，若驱动载荷已知，则可获得被测件的刚度值。
本实施例，转角测量系统工作原理：在整个工作过程中，尾端带配重的指针相对于空间坐标系始终保持一个不变的角度状态，即指针始终处于竖直状态(垂直于地面)，而刻度盘固定在被测件上，与被测件同步转动，故指针在角度盘上的转角即为被测件相对于空间坐标系的转角。

Claims (8)

1.一种航空发动机尾喷管调节机构刚度试验装置，其特征在于，所述试验装置包括：底座(1)、第一调节片(30)、第二调节片(31)、第一摇臂(60)、第二摇臂(61)、第一拉杆(50)、第二拉杆(51)、第一转角测量装置(10)、第二转角测量装置(11)；
底座(1)为倒T型结构；第一调节片(30)的一侧与底座(1)侧边铰接，另一侧与第二调节片(31)铰接；
第一摇臂(60)与底座(1)侧边铰接，并通过第一拉杆(50)与第一调节片(30)铰接；第二摇臂(61)与底座(1)侧边铰接，并通过第二拉杆(51)与第二调节片(31)铰接；第一摇臂(60)、第二摇臂(61)分别与驱动装置连接；
第一转角测量装置(10)的表盘固定安装于第一调节片(30)，第一转角测量装置(10)的指针转动连接于表盘，并始终保持竖直方向；第二转角测量装置(11)的表盘固定安装于第二调节片(31)，第二转角测量装置(11)的指针转动连接于表盘，并始终保持竖直方向；
驱动装置带动第一摇臂(60)、第二摇臂(61)绕与底座(1)的铰接点转动，通过第一拉杆(50)、第二拉杆(51)分别带动第一调节片(30)、第二调节片(31)转动，第二调节片(31)相对第一调节片(30)转动；
支撑件，所述支撑件的一端与调节片连接，所述支撑件的另一端卡在所述底座上。
2.根据权利要求1所述的试验装置，其特征在于，第一转角测量装置(10)、第二转角测量装置(11)结构相同；
第一转角测量装置(10)的指针的尾端设置有重物，用于使指针始终保持竖直方向；
其中，第一转角测量装置(10)表盘上的零刻度线垂直于第一调节片(30)、第二转角测量装置(11)表盘上的零刻度线垂直于第二调节片(31)，两个表盘上的数值按顺时针方向设置。
3.根据权利要求2所述的试验装置，其特征在于，第一转角测量装置(10)的表盘通过转轴与第一调节片(30)固定连接；第二转角测量装置(11)的表盘通过转轴与第二调节片(31)固定连接。
4.根据权利要求1所述的试验装置，其特征在于，第一调节片(30)与调节片支座(9)铰接，调节片支座(9)固定安装于底座(1)。
5.根据权利要求1所述的试验装置，其特征在于，所述试验装置还包括固定安装于底座(1)侧边的第一摇臂支座(70)、第二摇臂支座(71)、第三摇臂支座(72)；第一摇臂(60)与第一摇臂支座(70)、第三摇臂支座(72)铰接；第二摇臂(61)与第二摇臂支座(71)、第三摇臂支座(72)铰接。
6.根据权利要求1所述的试验装置，其特征在于，第一摇臂支座(70)、第二摇臂支座(71)、第三摇臂支座(72)、调节片支座(9)分别通过螺栓与底座(1)固定连接。
7.根据权利要求1所述的试验装置，其特征在于，在测量过程中，支撑件(2)用于支撑第一调节片(30)、第二调节片(31)。
8.一种航空发动机尾喷管调节机构刚度测量方法，利用权利要求1至7任一项所述的试验装置，其特征在于，所述测量方法包括：
读取试验装置初始状态，第一转角测量装置(10)上指针所指表盘数值为α1、第二转角测量装置(11)上指针所指表盘数值为β1；
驱动装置带动第一摇臂(60)、第二摇臂(61)绕与底座(1)的铰接点转动，使第一调节片(30)、第二调节片(31)转动至指定位置；
读取试验装置转动后稳态，第一转角测量装置上指针所指表盘数值为α2、第二转角测量装置(11)上指针所指表盘数值为β2；
计算出第一调节片(30)相对于基座转动的角度为α＝|α2-α1|，第二调节片(31)相对于基座转动的角度为β＝|β2-β1|；
当第一转角测量装置(10)的指针相对于表盘顺时针转动、第一转角测量装置(10)的指针相对于表盘逆时针转动时，第一调节片(30)转动的角度为α，第二调节片(31)转动的角度为(β-α)；
当第一转角测量装置(10)的指针相对于表盘逆时针转动、第一转角测量装置(10)的指针相对于表盘顺时针转动时，第一调节片(30)转动的角度为α，第二调节片(31)转动的角度为(β+α)；
根据计算得到的第一调节片(30)、第二调节片(31)转动的角度，驱动装置的驱动载荷，第一转角测量装置(10)相对于第一调节片(30)与底座(1)铰接点的距离，第二转角测量装置(11)相对于第一调节片(30)、第二调节片(31)铰接点的距离，通过刚度计算公式计算得出刚度值。
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