CN114910043A - 一种航空发动机异型尾喷管出口截面面积测量方法 - Google Patents

Abstract

一种航空发动机异型尾喷管出口截面面积测量方法，包括以下步骤：步骤S01：建立测量二维坐标系，并沿着被测截面外轮廓线布置多个位移测点，并在发动机尾喷管上对所设置的位移测点进行标记；步骤S02：利用坐标测量设备，材料并计算被测截面内轮廓上的对应位移测点初始坐标值；步骤S03：测量发动机热态试车状态位移测点在二维坐标系中的位移变化量；步骤S04：发动机热态条件下尾喷管出口截面面积计算。本发明解决了以往传统航空发动机尾喷管出口截面面积测量方法只能测量规则形状尾喷口面积，不能测量异型尾喷管出口截面面积的问题，促进了新型航空发动机的正向研制。

Description

一种航空发动机异型尾喷管出口截面面积测量方法

技术领域

本发明涉及航空发动机测试技术领域，尤其涉及一种航空发动机异型尾喷管出口截面面积测量方法，可以运用于航空发动机尾喷管出口截面面积参数测量。

背景技术

航空发动机热态试车状态尾喷管出口截面面积是表征航空发动机性能的一项重要指标，通过对尾喷管出口截面面积的实际测量分析研究，可以获取尾喷管出口截面面积变化对航空发动机推力的影响情况，为航空发动机的正向研发提供有力的数据支撑。但面对整机热态试车状态和尾喷管出口截面为异型的情况，想测取尾喷管出口截面面积存在以下难点：(1)热态试车意味着尾喷口出口截面存在高温、高速的尾焰，恶劣环境不利于测试；(2)异型尾喷管意味着出口截面为不规则形状，无法按照规则形状的计算公式进行测量计算；(3)测试需求要求在航空发动机各个试车状态能够长时间连续测取尾喷管出口截面面积，对测试设备可靠性是重大考验；(4)航空发动机在进行热态试车时，尾喷管出口截面除了存在静态扩张，还存在振动的情况，所有测量方法必须把摆动量排除。以上难点，传统的拉线测量方法对此已难以胜任。

发明内容

本发明的主要目的是提出一种航空发动机异型尾喷管出口截面面积测量方法，旨在解决上述技术问题。

为实现上述目的，本发明提出一种航空发动机异型尾喷管出口截面面积测量方法，包括以下步骤：

步骤S01：建立测量二维坐标系，在发动机尾喷管出口截面，以截面中心为原点，长轴为X轴，短轴为Y轴，建立测量二维坐标系，并沿着被测截面外轮廓线布置多个位移测点，并在发动机尾喷管上对所设置的位移测点进行标记；

步骤S02：利用坐标测量设备，测量发动机尾喷管在冷态静止条件下各个位移测点对应步骤S01中所建立的二维坐标系的初始绝对坐标值，减去壁厚得到被测截面内轮廓上的对应位移测点初始坐标值；

步骤S03：在每个位移测点处设置位移传感器，测量发动机热态试车状态下各个位移测点在二维坐标系中的位移变化量；通过数据采集系统采集各个位移传感器的位移数据，同时接入发动机转速信号进行热试车状态同步记录；

步骤S04：通过步骤S03中测得的各位移测点在Y轴或X轴方向上的位移变化量，与步骤S02中冷态静止条件下初始坐标值中的Y值或X值相加减，获得发动机某状态下尾喷管出口截面内轮廓上各位移测点沿Y轴或X轴的绝对坐标值；利用该绝对坐标值拟合成曲线，并计算该曲线的面积，即可得到发动机在某转速时尾喷管的出口截面。

优选的，在步骤S03中，位移传感器设置在固定在传感器安装架上，该传感器安装架包括吊挂架和横梁；两个吊挂架竖直设置；两根横梁上下间隔设置，且横梁的两端分别设置在吊挂架上，两个吊挂架和两根横梁围成矩形孔，发动机尾喷管被测出口截面位于该矩形孔中；所述位移传感器通过位移传感器安装座安装在所述横梁上。

优选的，在所述吊挂架上设置有竖直状的第一滑槽，在第一滑槽上穿设有横梁固定螺栓，且横梁固定螺栓可在第一滑槽内上下移动，所述横梁的两端分别通过横梁固定螺栓安装在吊挂架上。

优选的，在吊挂架上对应于发动机尾喷管长轴端点位置处设置有竖直状的第二滑槽，在该第二滑槽上设置有位移传感器。

优选的，所述位移传感器安装座包括滑轨架和滑轨座；所述滑轨架固接于横梁上；在滑轨架上设置有竖直状的腰形孔；在滑轨座上设置有螺杆，且该螺杆穿过腰形孔后与螺母连接；所述位移传感器与滑轨座连接。

优选的，所述滑轨架呈“L”形状，所述腰形孔设置在滑轨架竖板上；所述横梁为角钢结构；所述滑轨架的水平板搭在横梁的水平板上并通过支架螺栓、支架螺母固定；滑轨架的竖直板抵靠在横梁的竖直板上。

优选的，在所述滑轨座上设置有传感器固定卡片并通过螺钉固定，所述位移传感器通过传感器固定卡片卡接在滑轨座上。

优选的，在所述吊挂架包括立杆、吊挂横杆、横顶杆以及竖直限位杆；所述吊挂横杆和横顶杆上下间隔设置，且固定在立杆的顶部；所述竖直限位杆的两端分别与吊挂横杆、横顶杆的端部连接；所述立杆、吊挂横杆、横顶杆以及竖直限位杆共同围成吊挂方孔。

优选的，所述立杆、吊挂横杆、横顶杆以及竖直限位杆均为角钢结构。

优选的，在所述横梁上设置有让位凹槽。

由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果如下：

本发明中通过在发动机尾喷管出口截面处建立测量二维坐标系并沿着被测截面外轮廓线布置多个位移测点，利用坐标测量设备测量并计算得到该被测截面内轮廓上的对应位移测点初始坐标值，同时通过利用位移传感器，可以测得发动机在热态试车状态下尾喷管出口被测截面的位移变化量，并通过计算得到发动机热态试车状态下各位移测点沿Y轴或X轴的绝对坐标值，利用该绝对坐标值拟合成曲线，并计算该曲线的面积，即可得到发动机在某转速时尾喷管的出口截面。本发明解决了以往传统航空发动机尾喷管出口截面面积测量方法只能测量规则形状尾喷口面积，不能测量异型尾喷管出口截面面积的问题，促进了新型航空发动机的正向研制。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明中所建立的测量二维坐标系示意图；

图2为本发明中位移测点的位置分布示意图；

图3为本发明中位移测点初始坐标值测试系统框图；

图4为本发明中位移测点位移变化量测试系统框图；

图5为本发明中位移传感器布置传感器安装架上的主视图；

图6为本发明中位移传感器布置传感器安装架上的右视图；

图7为本发明中位移传感器安装座的主视图；

图8为本发明中位移传感器安装座的左视图；

图9本发明中吊挂架的主视图；

图10本发明中吊挂架的右视图；

图11本发明中横梁的主视图；

图12本发明中横梁的俯视图；

图13本发明中横梁的右视图。

附图标号说明：1、横梁；1-1、螺栓孔；1-2、让位槽；2、弹簧垫片；3、支架螺栓；4、支架螺母；5、滑轨架；5-1、腰形孔；6、位移传感器；7、螺钉；8、传感器固定卡片；9、滑轨座；10、弹簧垫圈；11、螺母；12、吊挂架；12-1、第一滑槽；12-2、第二滑槽；12-3、立杆；12-4、吊挂横杆；12-5、横顶杆；12-6、竖直限位杆；12-7、吊挂方孔；13、横梁固定螺栓；14、矩形孔。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本发明中涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

一种航空发动机异型尾喷管出口截面面积测量方法，包括以下步骤：

步骤S01：建立测量二维坐标系，结合图1、图2所示，在发动机尾喷管出口截面，以截面中心为原点，长轴为X轴，短轴为Y轴，建立测量二维坐标系，并沿着被测截面外轮廓线布置多个位移测点，并在发动机尾喷管上对所设置的位移测点进行标记；具体地，本实施例中设置28个位移测点，上、下轮廓线分别设置13个位移测点，水平位置左右分别布置1个位移测点。

步骤S02：利用坐标测量设备，测量发动机尾喷管在冷态静止条件下各个位移测点对应步骤S01中所建立的二维坐标系的初始绝对坐标值，减去壁厚Δξ得到被测截面内轮廓上的对应位移测点初始坐标值；位移测点初始坐标值测试系统框图参见图3所示；

步骤S03：在每个位移测点处设置位移传感器6，位移测点位置(即位移传感器安装位置)与冷态静止条件保持相同，在热态试车条件下，发动机尾喷管在试车热态条件下时，由于压力、温度等因素影响，出口截面会发生相应变形，测量发动机热态试车状态下各个位移测点在二维坐标系中的位移变化量；通过数据采集系统采集各个位移传感器6的位移数据，同时接入发动机转速信号进行热试车状态同步记录；位移测点位移变化量测试系统框图参见图4所示；

步骤S04：通过步骤S03中测得的各位移测点在Y轴或X轴方向上的位移变化量，与步骤S02中冷态静止条件下初始坐标值中的Y值或X值相加减，获得发动机某状态下尾喷管出口截面内轮廓上各位移测点沿Y轴或X轴的绝对坐标值；在AUTO CAD环境下，利用该绝对坐标值拟合成曲线，并计算该曲线的面积，即可得到发动机在某转速时尾喷管的出口截面。

结合图5所示，在步骤S03中，位移传感器6设置在固定在传感器安装架上，该传感器安装架包括吊挂架12和横梁1；两个吊挂架12竖直设置；两根横梁1上下间隔设置，且横梁1的两端分别设置在吊挂架12上，两个吊挂架12和两根横梁1围成矩形孔14，发动机尾喷管被测出口截面位于该矩形孔14中；所述位移传感器6通过位移传感器安装座安装在所述横梁1上。传感器安装架上作用是安装位移传感器6，并使位移传感器6固定在发动机试车台架上，保证位移传感器6测取尾喷管出口截面外轮廓上各测点在二维坐标系中的位移变化量，在本实施例中，位移传感器6选取高精度接触式位移传感器。

结合图5、图9所示，在所述吊挂架12上设置有竖直状的第一滑槽12-1，在第一滑槽12-1上穿设有横梁固定螺栓13，且横梁固定螺栓13可在第一滑槽12-1内上下移动，所述横梁1的两端分别通过横梁固定螺栓13安装在吊挂架12上。通过利用第一滑槽12-1，在安装横梁1时可以调节横梁1的上下高度，当高度调整到位后通过固定螺栓13锁紧。进一步地，在吊挂架12上对应于发动机尾喷管长轴端点位置处设置有竖直状的第二滑槽12-2，在该第二滑槽12-2上设置有位移传感器6。第二滑槽12-2用于调整位于发动机尾喷管长轴两端处位移传感器6的高度位置。

结合图7、图8所示，所述位移传感器安装座包括滑轨架5和滑轨座9；所述滑轨架5固接于横梁1上；在滑轨架5上设置有竖直状的腰形孔5-1；在滑轨座9上设置有螺杆9-1，且该螺杆9-1穿过腰形孔5-1后与螺母11连接；所述位移传感器6与滑轨座9连接。通过设置腰形孔5-1，使得滑轨座9可以上下调整其位置，保证位移传感器6与发动机尾喷管良好接触，当高度调整到位后，通过螺母11进行锁紧即可，在螺母11与滑轨架5之间还设置有弹簧垫圈10，避免螺母11自行发生松动。

结合图8所示，所述滑轨架5呈“L”形状，所述腰形孔5-1设置在滑轨架5竖板上；所述横梁1为角钢结构；所述滑轨架5的水平板搭在横梁1的水平板上并通过支架螺栓3、支架螺母4固定；滑轨架5的竖直板抵靠在横梁1的竖直板上。采用“L”型的滑轨架5直接搭在横梁1上，安装结构简单，同时滑轨架5的竖直板抵靠在横梁1的竖直板上可以进一步保证位移传感器6处于垂直状态。

结合图8所示，在所述滑轨座9上设置有传感器固定卡片8并通过螺钉7固定，所述位移传感器6通过传感器固定卡片8卡接在滑轨座9上。采用传感器固定卡片8对所述位移传感器6进行卡接，便于更换位移传感器6，达到快换的目的。

结合图10所示，在所述吊挂架12包括立杆12-3、吊挂横杆12-4、横顶杆12-5以及竖直限位杆12-6；所述吊挂横杆12-4和横顶杆12-5上下间隔设置，且固定在立杆12-3的顶部；所述竖直限位杆12-6的两端分别与吊挂横杆12-4、横顶杆12-5的端部连接；所述立杆12-3、吊挂横杆12-4、横顶杆12-5以及竖直限位杆12-6共同围成吊挂方孔12-7。通过设置吊挂横杆12-4便于安装缆绳等用于吊装发动机尾喷管，吊挂方孔12-7可以很地避免缆绳发生滑落。进一步地，所述立杆12-3、吊挂横杆12-4、横顶杆12-5以及竖直限位杆12-6均为角钢结构。采用角钢机构，取材方便，同时便于焊接形成吊挂架12。

结合图11所示，在所述横梁1上设置有让位凹槽1-2。对发动机尾喷管形成让位作用，避免横梁1与发动机尾喷管发生干涉。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所做的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (10)

1.一种航空发动机异型尾喷管出口截面面积测量方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S01：建立测量二维坐标系，在发动机尾喷管出口截面，以截面中心为原点，长轴为X轴，短轴为Y轴，建立测量二维坐标系，并沿着被测截面外轮廓线布置多个位移测点，并在发动机尾喷管上对所设置的位移测点进行标记；

步骤S02：利用坐标测量设备，测量发动机尾喷管在冷态静止条件下各个位移测点对应步骤S01中所建立的二维坐标系的初始绝对坐标值，减去壁厚得到被测截面内轮廓上的对应位移测点初始坐标值；

步骤S03：在每个位移测点处设置位移传感器(6)，测量发动机热态试车状态下各个位移测点在二维坐标系中的位移变化量；通过数据采集系统采集各个位移传感器(6)的位移数据，同时接入发动机转速信号进行热试车状态同步记录；

步骤S04：通过步骤S03中测得的各位移测点在Y轴或X轴方向上的位移变化量，与步骤S02中冷态静止条件下初始坐标值中的Y值或X值相加减，获得发动机某状态下尾喷管出口截面内轮廓上各位移测点沿Y轴或X轴的绝对坐标值；利用该绝对坐标值拟合成曲线，并计算该曲线的面积，即可得到发动机在某转速时尾喷管的出口截面。

2.如权利要求1所述的一种航空发动机异型尾喷管出口截面面积测量方法，其特征在于，在步骤S03中，位移传感器(6)设置在固定在传感器安装架上，该传感器安装架包括吊挂架(12)和横梁(1)；两个吊挂架(12)竖直设置；两根横梁(1)上下间隔设置，且横梁(1)的两端分别设置在吊挂架(12)上，两个吊挂架(12)和两根横梁(1)围成矩形孔(14)，发动机尾喷管被测出口截面位于该矩形孔(14)中；所述位移传感器(6)通过位移传感器安装座安装在所述横梁(1)上。

3.如权利要求2所述的一种航空发动机异型尾喷管出口截面面积测量方法，其特征在于，在所述吊挂架(12)上设置有竖直状的第一滑槽(12-1)，在第一滑槽(12-1)上穿设有横梁固定螺栓(13)，且横梁固定螺栓(13)可在第一滑槽(12-1)内上下移动，所述横梁(1)的两端分别通过横梁固定螺栓(13)安装在吊挂架(12)上。

4.如权利要求2所述的一种航空发动机异型尾喷管出口截面面积测量方法，其特征在于，在吊挂架(12)上对应于发动机尾喷管长轴端点位置处设置有竖直状的第二滑槽(12-2)，在该第二滑槽(12-2)上设置有位移传感器(6)。

5.如权利要求2所述的一种航空发动机异型尾喷管出口截面面积测量方法，其特征在于，所述位移传感器安装座包括滑轨架(5)和滑轨座(9)；所述滑轨架(5)固接于横梁(1)上；在滑轨架(5)上设置有竖直状的腰形孔(5-1)；在滑轨座(9)上设置有螺杆(9-1)，且该螺杆(9-1)穿过腰形孔(5-1)后与螺母(11)连接；所述位移传感器(6)与滑轨座(9)连接。

6.如权利要求5所述的一种航空发动机异型尾喷管出口截面面积测量方法，其特征在于，所述滑轨架(5)呈“L”形状，所述腰形孔(5-1)设置在滑轨架(5)竖板上；所述横梁(1)为角钢结构；所述滑轨架(5)的水平板搭在横梁(1)的水平板上并通过支架螺栓(3)、支架螺母(4)固定；滑轨架(5)的竖直板抵靠在横梁(1)的竖直板上。

7.如权利要求5所述的一种航空发动机异型尾喷管出口截面面积测量方法，其特征在于，在所述滑轨座(9)上设置有传感器固定卡片(8)并通过螺钉(7)固定，所述位移传感器(6)通过传感器固定卡片(8)卡接在滑轨座(9)上。

8.如权利要求2所述的一种航空发动机异型尾喷管出口截面面积测量方法，其特征在于，在所述吊挂架(12)包括立杆(12-3)、吊挂横杆(12-4)、横顶杆(12-5)以及竖直限位杆(12-6)；所述吊挂横杆(12-4)和横顶杆(12-5)上下间隔设置，且固定在立杆(12-3)的顶部；所述竖直限位杆(12-6)的两端分别与吊挂横杆(12-4)、横顶杆(12-5)的端部连接；所述立杆(12-3)、吊挂横杆(12-4)、横顶杆(12-5)以及竖直限位杆(12-6)共同围成吊挂方孔(12-7)。

9.如权利要求8所述的一种航空发动机异型尾喷管出口截面面积测量方法，其特征在于，所述立杆(12-3)、吊挂横杆(12-4)、横顶杆(12-5)以及竖直限位杆(12-6)均为角钢结构。

10.如权利要求2所述的一种航空发动机异型尾喷管出口截面面积测量方法，其特征在于，在所述横梁(1)上设置有让位凹槽(1-2)。

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