CN114993683A - 航空发动机进气总压畸变试验系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航空发动机进气总压畸变试验系统，属于航空发动机气动稳定性地面及高空试验技术领域。本发明畸变试验系统包括：航空发动机、连接航空发动机进口的总压测量转换段、连接总压测量转换段另一端，并经流量管支撑架连接动架的多段流量管、采用软连接组件与多段流量管下方活动连接的插板阀、设置于多段流量管及插板阀下方的支撑台架、安装于多段流量管的远离航空发动机进口一端的流量盆、分别用于测量插板阀的位置和插入深度的位移传感器、丝杠滑台模组。本发明具有操作便捷、密封性好、准确性高等特点，能解决现有插板式进气畸变发生装置存在密封性不好、插板插入深度误差大，造成畸变指数和紊流度不准确，推力测量不准确的技术问题。

Description

航空发动机进气总压畸变试验系统

技术领域

本发明属于航空发动机气动稳定性地面及高空试验技术领域，尤其涉及一种航空发动机进气总压畸变试验系统。

背景技术

在航空发动机与进气道匹配性评定中，最关键的是航空发动机气动稳定性评定。目前尚无完善且实用的稳定性分析理论方法，只能通过试验对发动机稳定性进行评定。为了研究航空发动机气动稳定性问题，目前压力畸变装置已有很多，例如，模拟网、自由射流模拟器、模拟板、扰流板、唇口装置、随机频率发生器等。

目前，英美等国家通常使用的是网格压力畸变发生器，但这种装置存在费用高昂、结构复杂、尺寸和重量大、设计加工和调整难度大等问题；俄罗斯采用插板畸变发生器，插板畸变发生器是一种稳态、动态总压畸变模拟装置，具有通用性好、操作简单、扰流范围宽、试验效率高等优点。

基于上述插板畸变发生器，目前的畸变试验过程中，使用的插板式进气畸变发生装置仍存在密封性不好，且插板插入深度误差大，造成畸变指数和紊流度不准确，并且进气道、插板阀及发动机进口采用硬链接，发动机推力受阻，造成测量推力不准确等问题。由此可见，研发一种密封性好、测量准确度高的航空发动机进气总压畸变试验系统是解决上述问题的关键。

发明内容

针对相关技术中存在的不足之处，本发明提供了一种航空发动机进气总压畸变试验系统，具有操作便捷、密封性好、准确性高等特点，能够解决现有插板式进气畸变发生装置仍存在密封性不好，且插板插入深度误差大，造成畸变指数和紊流度不准确，推力测量不准确等技术问题。

本发明提供一种航空发动机进气总压畸变试验系统，包括：

航空发动机，经上方动架固定安装，

总压测量转换段，一端连接航空发动机进口，

多段流量管，连接总压测量转换段另一端，并经流量管支撑架连接动架，用于组成航空发动机进气道，

插板阀，与多段流量管之间设置轴向间隙，并采用软连接组件与多段流量管下方活动连接，

支撑台架，设置于多段流量管及插板阀下方，用于支撑固定多段流量管和插板阀，

流量盆，安装于多段流量管的远离航空发动机进口一端，

位移传感器，固定在支撑台架上，用于测量插板阀的位置，及

丝杠滑台模组，固定在支撑台架上，用于调节插板阀插入深度。

在其中一些实施例中，总压测量转换段包括：

流量管段，一端经螺栓固定连接航空发动机进口法兰，另一端连接多段流量管法兰，

动态压力传感器组件，由动态压力传感器和支撑座组成，并沿流量管段周向均匀排布，用于测定动态总压，

稳态压力传感器组件，由稳态压力传感器和支撑座组成，与动态压力传感器组件间隔排布，用于测定稳态总压，及

密封垫，设置于动态压力传感器组件与流量管段之间以及稳态压力传感器组件与流量管段之间；

其中，动态压力传感器组件和稳态压力传感器组件各设置6个。

在其中一些实施例中，插板阀包括：

前壳体，

后壳体，与前壳体对称设置，且二者之间设置空隙部，

底座，设置于前壳体与后壳体下方，用于支撑前壳体底部和后壳体底部，插板，设置于前壳体与后壳体之间的空隙部，及

阀杆，一端连接插板下方，另一端连接底座，用于驱动所述插板上下移动，调节插板的插入深度；

其中，后壳体与前壳体连接处安装侧面密封垫，底座底端安装密封垫，在阀杆与底座连接处安装防尘圈和底端密封圈，防尘圈为J型防尘圈和密封圈为QY型密封圈；

插板阀的中心在距离航空发动机进口截面的3倍直径位置处，在距测量空气流量的进气道与进口连接导管接对接2倍直径处。

在其中一些实施例中，底座为不锈钢焊接而成的镂空支架，插板设置于底座的镂空位置，且插板与前、后壳体间隔0.2mm，保证插板无接触移动。

在其中一些实施例中，位移传感器用于测量所述阀杆位置和插板插入深度并发出信号，其测量范围为0-380mm，温度范围为-55℃-105℃，测量精度为0.1μm；

插板插入深度通过脉冲控制其位移，采用位移传感器反馈信号，应用PID算法，定位插板的插入深度，定位精度≤0.03mm；

插板的最大插入深度为航空发动机进口截面直径的一半。

在其中一些实施例中，丝杠滑台模组由滑块、电机和滚珠丝杠组件组成，设计载荷≤300kg，设计扭矩为300N·m，最大行程为700mm，定位精度≤0.03mm，其中，电机选自伺服电机或步进电机。

在其中一些实施例中，还包括与位移传感器通信连接的上位机，用于输入和显示位移传感器采集的阀杆位置信息，并设置快退按钮。

在其中一些实施例中，还包括控制器与采集组件，用于控制电机和采集位移传感器发出的信号。

在其中一些实施例中，软连接组件由软连接件和卡箍组成，插板阀经软连接件与多段流量管下方活动连接，并用卡箍固定；插板阀与多段流量管之间的轴向间隙为3-5mm。

在其中一些实施例中，支撑台架包括：

上框架，用于支撑插板阀，并设置两组用于固定多段流量管的卡箍组件，

下框架，镂空框架结构，与上框架下方活动连接，底部安装滚轮和脚杯，

模组固定架，固定于下框架的镂空部位，用于支撑丝杠滑台模组和位移传感器，

滑块轨道组件，由滑块和轨道组成，滑块固定在上框架底部，轨道固定在下框架上，实现上框架左右移动，调整插板阀、多段流量管及流量盆轴线与航空发动机轴线左右对中，及

滚珠丝杠组件，由滚珠丝杠、支承轴承、固定轴承、手轮和移动螺母组成，支承轴承和固定轴承固定于下框架，移动螺母通过连接板固定于上框架，通过旋转手轮，使上框架通过滑块轨道组件实现左右移动，调整插板阀、多段流量管及流量盆轴线与航空发动机轴线左右对中；

其中，卡箍组件由卡箍、螺纹升降轴和底部支座组成，用于固定和支撑多段流量管与流量盆，通过旋转螺纹升降轴，调整多段流量管与流量盆轴线与航空发动机轴线上下对中。

与现有技术相比，本发明的优点和有益效果在于：

1、本发明提出的航空发动机进气总压畸变试验系统，利用该装置进行畸变试验时，由航空发动机产生推力向前移动，总压测量转接段和多段流量管一起向前移动，且多段流量管和插板阀之间设置轴向间隙，并采用软连接组件连接，使航空发动机能够自由向前移动，无干涉，保障了推力测量的准确性，解决传统插板式进气畸变发生装置因进气道、插板阀及发动机进口采用硬链接，发动机推力受阻，造成测量推力不准确的技术问题；

2、本发明提出的航空发动机进气总压畸变试验系统，该装置中插板阀采用侧面密封垫、密封垫、防尘圈和密封圈等密封部件进行全面密封，无泄漏现象，特别是轴向密封，采用J型防尘圈和QY型密封圈组合形式，既保障了阀杆的密封性，又减小了阀杆运动的摩擦力，为畸变指数和紊流度测量的准确性提供保障；

3、本发明提出的航空发动机进气总压畸变试验系统，该装置中采用位移传感器测量所述阀杆位置和插板插入深度，且采用的位移传感器是高精度传感器(精度为0.1μm)，其中，插板插入深度采用高精度位移传感器反馈信号，应用PID算法，定位插板的插入深度，大幅降低插板的插入深度误差，提高畸变指数和紊流度的准确性；

4、本发明提出的航空发动机进气总压畸变试验系统具有操作便捷、密封性好、准确性高等特点。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明航空发动机进气总压畸变试验系统一个实施例的整体结构示意图；

图2为本发明航空发动机进气总压畸变试验系统一个实施例中总压测量转换段的剖视图；

图3为本发明航空发动机进气总压畸变试验系统一个实施例中插板阀的主视图；

图4为本发明航空发动机进气总压畸变试验系统一个实施例中插板阀的剖视图；

图5为本发明航空发动机进气总压畸变试验系统一个实施例中支撑台架的结构示意图。

以上各图中：

1、航空发动机；2、总压测量转换段；3、多段流量管；4、插板阀；5、支撑台架；6、流量盆；7、位移传感器；8、丝杠滑台模组；9、动架；10、流量管支撑架；11、软连接组件；12、上位机；13、控制器与采集组件；14、密封垫；

21、流量管段；22、动态压力传感器组件；23、稳态压力传感器组件；

41、前壳体；42、后壳体；43、底座；44、插板；45、阀杆；46、侧面密封垫；47、防尘圈；48、底端密封圈；

51、上框架；52、下框架；53、模组固定架；54、滑块轨道组件；55、滚珠丝杠组件；56、卡箍组件；57、滚轮；58、脚杯；。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而非全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“横向”、“纵向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示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”、“第三”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

如附图1所示，在本发明航空发动机进气总压畸变试验系统的一个示意性实施例中，该航空发动机进气总压畸变试验系统包括：

航空发动机1，经上方动架9固定安装，其进口截面直径为D，半径为r，

总压测量转换段2，一端连接航空发动机1进口，

多段流量管3，连接总压测量转换段2另一端，并经流量管支撑架10连接动架9，用于组成航空发动机1进气道，

插板阀4，与多段流量管3之间设置轴向间隙，并采用软连接组件11与多段流量管3下方活动连接，

支撑台架5，设置于多段流量管3及插板阀4下方，用于支撑固定多段流量管3和插板阀4，

流量盆6，安装于多段流量管3的远离航空发动机进口1一端，

位移传感器7，固定在支撑台架5上，用于测量插板阀4的位置，及

丝杠滑台模组8，固定在支撑台架5上，用于调节插板阀4插入深度。

在上述示意性实施例中提供一种航空发动机进气总压畸变试验系统，利用该装置进行畸变试验时，由航空发动机产生推力向前移动，总压测量转接段和多段流量管一起向前移动，且多段流量管和插板阀之间设置轴向间隙，并采用软连接组件连接，使航空发动机能够自由向前移动，无干涉，保障了推力测量的准确性，解决传统插板式进气畸变发生装置因进气道、插板阀及发动机进口采用硬链接，发动机推力受阻，造成测量推力不准确的技术问题。

此外，流量管支撑架10由矩形钢及卡箍焊接成形，用于支撑多段流量管3，通过螺栓安装在动架9上；流量盆6采用双扭线设计，0°～45°范围，其后流量管圆周方向均匀布置静压测量点，共设置6个。

在一些实施例中，总压测量转换段2包括：

流量管段21，一端经螺栓固定连接航空发动机进口1法兰，另一端连接多段流量管3法兰，

动态压力传感器组件22，由动态压力传感器和支撑座组成，并沿流量管段3周向均匀排布，用于测定动态总压，

稳态压力传感器组件23，由稳态压力传感器和支撑座组成，与动态压力传感器组件22间隔排布，用于测定稳态总压，及

密封垫14，设置于动态压力传感器组件22与流量管段21之间以及稳态压力传感器组件23与流量管段21之间；

其中，动态压力传感器组件22和稳态压力传感器组件23各设置6个。

在一些实施例中，插板阀4包括：

前壳体41，

后壳体42，与前壳体41对称设置，且二者之间设置空隙部，

底座43，设置于前壳体41与后壳体42下方，用于支撑前壳体41底部和后壳体42底部，

插板44，设置于前壳体41与后壳体42之间的空隙部，及

阀杆45，一端连接插板44下方，另一端连接底座43，用于驱动插板44上下移动，调节插板44的插入深度；

其中，后壳体42与前壳体41连接处安装侧面密封垫46，材质为丁晴橡胶，底座43底端安装密封垫14，在阀杆45与底座43连接处安装防尘圈47和底端密封圈48，防尘圈47为J型防尘圈，密封圈48为QY型密封圈；

插板阀4的中心在距离航空发动机1进口截面的3倍直径位置处，在距测量空气流量的进气道与进口连接导管接对接2倍直径处。

在上述实施例中，前壳体41和后壳体42由流量管和钢板焊接而成，并进行加工，安装及密封面粗糙度为0.05μm，材质为不锈钢316；底座43材质为不锈钢316，用于支撑前壳体41底座、后壳体42底座及底端密封垫14，并用螺栓固定在一起；插板44材质为不锈钢316，插板44表面粗糙度为0.05μm，最大插入深度为一半航空发动机进口截面直径的一半；阀杆45材质为不锈钢316，插板44表面粗糙度为0.05μm；

J型防尘圈，用于除去阀杆45上的杂质及灰尘，保障QY型密封圈的密封性，底端密封垫14，用于密封前壳体41底端及后壳体42底端的间隙，材质为丁晴橡胶。

基于上述内容，插板阀4的密封由侧面密封垫46、QY型密封圈、J型防尘圈及底端密封垫14组成，进行全面密封，无泄漏现象，特别是轴向密封，采用J型防尘圈和QY型密封圈组合形式，既保障了阀杆45的密封性，又减小了阀杆45运动的摩擦力，为畸变指数和紊流度测量的准确性提供保障；插板阀4所有材质采用不锈钢316，增强了材料的腐蚀性，并且插板44及阀杆45无摩擦运动，保证了插板44的运行灵活，具有制作简单、易操作、密封性好、成本低等优点。

在一些实施例中，底座43为不锈钢焊接而成的镂空支架，插板44设置于底座43的镂空位置，且插板44与前壳体41、后壳体42间隔0.2mm，保证插板44无接触移动。

在一些实施例中，位移传感器7用于测量阀杆45位置和插板44插入深度并发出信号，其测量范围为0-380mm，温度范围为-55℃-105℃，测量精度为0.1μm；

插板44插入深度通过脉冲控制其位移，采用位移传感器7反馈信号，应用PID算法，定位插板44的插入深度，定位精度≤0.03mm；

插板44的最大插入深度为航空发动机1进口截面直径的一半。

在一些实施例中，丝杠滑台模组8(即双线轨重型滚珠丝杠滑台模组)由滑块、电机和滚珠丝杠组件组成，设计载荷≤300kg，设计扭矩为300N·m，最大行程为700mm，定位精度≤0.03mm，其中，电机选自伺服电机或步进电机；此外，双线轨重型滚珠丝杠滑台模组还可用电动气缸、电机及齿轮齿条组件、电动升降机代替。

在一些实施例中，还包括与位移传感器通信连接的上位机12，用于输入和显示位移传感器7采集的阀杆位置信息，并设置快退按钮，快退时间小于1s。

在一些实施例中，还包括控制器与采集组件13，用于控制电机和采集位移传感器7发出的信号。

在一些实施例中，软连接组件11由软连接件和卡箍组成，其中，软连接件材料为橡胶布，插板阀4经软连接件与多段流量管3下方活动连接，多段流量管3和插板阀4中心对中，插板阀4与多段流量管3之间的轴向间隙为3-5mm，用软连接6连接，并用卡箍固定。

在一些实施例中，支撑台架5包括：

上框架51，用于支撑插板阀4，并设置两组用于固定多段流量管3的卡箍组件，

下框架52，镂空框架结构，与上框架51下方活动连接，底部安装滚轮57和脚杯58，

模组固定架53，固定于下框架52的镂空部位，用于支撑丝杠滑台模组8和位移传感器7，

滑块轨道组件54，由滑块和轨道组成，滑块固定在上框架51底部，轨道固定在下框架52上，实现上框架51左右移动，调整插板阀4、多段流量管3及流量盆6轴线与航空发动机1轴线左右对中，及

滚珠丝杠组件55，由滚珠丝杠、支承轴承、固定轴承、手轮和移动螺母组成，支承轴承和固定轴承固定于下框架52，移动螺母通过连接板固定于上框架51，通过旋转手轮，使上框架51通过滑块轨道组件54实现左右移动，调整插板阀4、多段流量管3及流量盆6轴线与航空发动机1轴线左右对中；

其中，卡箍组件56由卡箍、螺纹升降轴和底部支座组成，用于固定和支撑多段流量管3与流量盆6，通过旋转所述螺纹升降轴，调整多段流量管3与流量盆6轴线与航空发动机1轴线上下对中。

在上述实施例中，上框架51主要由矩形钢及钢板焊接而成，主要用于支撑插板阀4及卡箍组件56，并用螺栓进行固定；下框架52主要由矩形钢、圆钢及钢板焊接而成，主要用于支撑上框架51及模组固定架53；模组固定架53主要由矩形钢及钢板焊接而成，主要用于支撑丝杠滑台模组8，用螺栓固定在下框架52上。

滚轮57共设置四个，具有静音、灵活并带有制动装置，承重安全系数为2～3；脚杯58共设置四个，可加工，可用地脚螺栓固定，承重安全系数为2～3，在试验时，主要用于支撑及固定支撑台架5；

滑块轨道组件54由滑块及轨道组成，滑块固定在上框架51，轨道固定在下框架52上，轨道两端有挡块，防止滑块脱落。滑块轨道组件54主要用于上框架51左右移动，调整插板阀4、多段流量管3及流量盆6轴线与航空发动机1轴线左右对中。

卡箍组件56主要由卡箍、螺纹升降轴及底座组成，主要用于固定和支撑多段流量管3及流量盆6，可通过旋转螺纹升降轴，调整多段流量管3及流量盆6轴线与航空发动机1轴线上下对中。

滚珠丝杠组件55主要由滚珠丝杠、支撑轴承、固定轴承、手轮、移动螺母组成。要求丝杠螺距为2㎜，支撑轴承及固定轴承固定在下框架52，移动螺母通过连接板固定在上框架51。通过旋转手轮，使上框架51通过滑块轨道组件54实现左右移动，调整插板阀4、多段流量管3及流量盆6轴线与航空发动机1轴线左右对中。

下面结合附图1-5对本发明航空发动机进气总压畸变试验系统的的安装过程进行说明：

(1)如图2所示，动态压力传感器组件22安装位置为30°、90°、150°、210°、270°、330°(注：逆航向顺时针为正，0时刻为0°)，每支动态压力传感器支架有1个动态压力测点，测点位于径向0.9r处，6个动态压力传感器组件用螺栓安装在总压测量转接段安装座上；稳态压力传感器组件23安装位置为0°、60°、120°、180°、240°、300°(注：逆航向顺时针为正，0时刻为0°)，每支受感部上有5个稳态压力测点，测点位于等环面的面积中心，距航空发动机1机匣内壁面距离分别为0.05r、0.16r、0.28r、0.43r、0.64r。测压接口统一采用外径4mm的宝塔型接口；总压测量转接段2用螺栓固定在航空发动机1进口法兰上；

(2)用螺栓将流量管支撑架10固定在动架9上，将多段流量管3用螺栓与总压测量转换段2相连，并且用流量管支撑架10上的卡箍固定及支撑多段流量管3，多段流量管3的长度，可以根据设计要求进行加工；

(3)将双线轨重型滚珠丝杠滑台模组(即丝杠滑台模组8)、流量盆6、多段流量管3、插板阀4用螺栓固定在支撑台架5上，确保插板阀4的中心在距离航空发动机1(航空发动机进口截面直径为D，半径为r)进口截面3倍直径处，在距测量空气流量的进气道与进口连接导管接对接2倍直径处，流量盆6及多段流量管3和插板阀4通过螺栓固定在一起，以插板阀4中心线为基准，通过螺旋升降轴及底部支座位置调节流量盆6及多段流量管3中心，保证中心线误差在0.2㎜之内；

(3)将软连接件套到插板阀4前段进口，移动支撑台架5，调整插板阀4进口端面轴向与多段流量管3端面保持3㎜～5㎜，通过调整螺纹升降轴、插板阀4底座43及滚珠丝杠，对中插板阀4中心与航空发动机1中心线，误差为0.2㎜，调整完成后，将软连接件套装在多段流量管3上，软连接件两端用卡箍固定，最后在将脚杯支撑，并固定在地面上；

(4)在插板44最低端位置时，安装位移传感器7，并进行调试，确定插板44的原点。在上位机12上输入插板44的插入深度，并记录位移传感器7反馈的信号，对插板44的插入深度进行标效，标效点不少于5个，误差不大于1％；

(5)在正式开始发动机畸变试验前，确保插板44在原点，在发动机畸变时，根据试验大纲要求，缓慢逐步输入插板44插入深度，每次移动量不超过1㎜，并记录每次的畸变指数和紊流度，出现畸变时，进行停止，如出现发动机喘振，应使用快退按钮，使插板44快速回到原点。

最后应当说明的是：本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本发明技术方案的精神，其均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。

Claims (10)

1.航空发动机进气总压畸变试验系统，其特征在于，包括：

航空发动机，经上方动架固定安装，

总压测量转换段，一端连接所述航空发动机进口，

多段流量管，连接所述总压测量转换段另一端，并经流量管支撑架连接所述动架，用于组成航空发动机进气道，

插板阀，与多段流量管之间设置轴向间隙，并采用软连接组件与所述多段流量管下方活动连接，

支撑台架，设置于所述多段流量管及插板阀下方，用于支撑固定所述多段流量管和插板阀，

流量盆，安装于多段流量管的远离航空发动机进口一端，

位移传感器，固定在支撑台架上，用于测量所述插板阀的位置，及

丝杠滑台模组，固定在支撑台架上，用于调节所述插板阀插入深度。

2.根据权利要求1所述的航空发动机进气总压畸变试验系统，其特征在于，总压测量转换段包括：

流量管段，一端经螺栓固定连接所述航空发动机进口法兰，另一端连接所述多段流量管法兰，

动态压力传感器组件，由动态压力传感器和支撑座组成，并沿所述流量管段周向均匀排布，用于测定动态总压，

稳态压力传感器组件，由稳态压力传感器和支撑座组成，与所述动态压力传感器组件间隔排布，用于测定稳态总压，及

密封垫，设置于所述动态压力传感器组件与流量管段之间以及稳态压力传感器组件与流量管段之间；

其中，所述动态压力传感器组件和稳态压力传感器组件各设置6个。

3.根据权利要求1所述的航空发动机进气总压畸变试验系统，其特征在于，所述插板阀包括：

前壳体，

后壳体，与所述前壳体对称设置，且二者之间设置空隙部，

底座，设置于所述前壳体与后壳体下方，用于支撑所述前壳体底部和后壳体底部，

插板，设置于所述前壳体与后壳体之间的空隙部，及

阀杆，一端连接所述插板下方，另一端连接底座，用于驱动所述插板上下移动，调节所述插板的插入深度；

其中，所述后壳体与前壳体连接处安装侧面密封垫，所述底座底端安装密封垫，在所述阀杆与底座连接处安装防尘圈和底端密封圈，所述防尘圈为J型防尘圈和密封圈为QY型密封圈；

所述插板阀的中心在距离航空发动机进口截面的3倍直径位置处，在距测量空气流量的进气道与进口连接导管接对接2倍直径处。

4.根据权利要求3所述的航空发动机进气总压畸变试验系统，其特征在于，所述底座为不锈钢焊接而成的镂空支架，所述插板设置于底座的镂空位置，且插板与前、后壳体间隔0.2mm，保证所述插板无接触移动。

5.根据权利要求3所述的航空发动机进气总压畸变试验系统，其特征在于，所述位移传感器用于测量所述阀杆位置和插板插入深度并发出信号，其测量范围为0-380mm，温度范围为-55℃-105℃，测量精度为0.1μm；

所述插板插入深度通过脉冲控制其位移，采用位移传感器反馈信号，应用PID算法，定位插板的插入深度，定位精度≤0.03mm；

所述插板的最大插入深度为航空发动机进口截面直径的一半。

6.根据权利要求5所述的航空发动机进气总压畸变试验系统，其特征在于，所述丝杠滑台模组由滑块、电机和滚珠丝杠组件组成，设计载荷≤300kg，设计扭矩为300N·m，最大行程为700mm，定位精度≤0.03mm，其中，所述电机选自伺服电机或步进电机。

7.根据权利要求5所述的航空发动机进气总压畸变试验系统，其特征在于，还包括与位移传感器通信连接的上位机，用于输入和显示位移传感器采集的阀杆位置信息，并设置快退按钮。

8.根据权利要求6所述的航空发动机进气总压畸变试验系统，其特征在于，还包括控制器与采集组件，用于控制电机和采集位移传感器发出的信号。

9.根据权利要求1所述的航空发动机进气总压畸变试验系统，其特征在于，所述软连接组件由软连接件和卡箍组成，所述插板阀经软连接件与多段流量管下方活动连接，并用卡箍固定；所述插板阀与多段流量管之间的轴向间隙为3-5mm。

10.根据权利要求1所述的航空发动机进气总压畸变试验系统，其特征在于，所述支撑台架包括：

上框架，用于支撑插板阀，并设置两组用于固定所述多段流量管的卡箍组件，

下框架，镂空框架结构，与上框架下方活动连接，底部安装滚轮和脚杯，

模组固定架，固定于下框架的镂空部位，用于支撑丝杠滑台模组和位移传感器，

滑块轨道组件，由滑块和轨道组成，所述滑块固定在上框架底部，轨道固定在下框架上，实现上框架左右移动，调整所述插板阀、多段流量管及流量盆轴线与航空发动机轴线左右对中，及

滚珠丝杠组件，由滚珠丝杠、支承轴承、固定轴承、手轮和移动螺母组成，所述支承轴承和固定轴承固定于下框架，移动螺母通过连接板固定于上框架，通过旋转手轮，使所述上框架通过滑块轨道组件实现左右移动，调整所述插板阀、多段流量管及流量盆轴线与航空发动机轴线左右对中；

其中，所述卡箍组件由卡箍、螺纹升降轴和底部支座组成，用于固定和支撑多段流量管与流量盆，通过旋转所述螺纹升降轴，调整多段流量管与流量盆轴线与航空发动机轴线上下对中。

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