CN115931317A - 轴向力测量装置和航空发动机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种轴向力测量装置和航空发动机，其中轴向力测量装置用于测量待测件所受到的轴向力，包括第一辅助件(1)、第二辅助件(2)、连接组件(3)、第一测量段(4)、第二测量段(5)、第三测量段(6)和应变传感器，第一辅助件和第二辅助件沿轴向力的方向分别设置于待测件的两侧，连接组件连接第一辅助件、待测件和第二辅助件，第一测量段与第一辅助件连接，第二测量段与第二辅助件连接，第三测量段可拆卸地连接于第一测量段和第二测量段之间，且第三测量段的横截面积小于第一测量段的横截面积和第二测量段的横截面积，应变传感器安装在第三测量段并被配置为测量第三测量段所受到的轴向力。本发明测量装置的适用性和重复利用性较好。

Description

轴向力测量装置和航空发动机

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种轴向力测量装置和航空发动机。

背景技术

为确保航空发动机试车安全，需要对机匣安装边承受的轴向力进行测量，避免安装边的螺栓失效。航空发动机轴承轴向力测量方法一般是在测量位置添加测力环，通过应变片测量测力环上特定位置的应变，从而间接得到轴向力。而航空发动机的机匣无法安装测力环，要得到机匣安装边的轴向力，最为简便的方法就是在机匣上贴应变片而得到轴向力，但是，该方法存在如下问题：

a)机匣上可用于贴应变片测量的位置有限，可测量的位置主要包括机匣安装边与机匣外表面；

b)机匣工作温度高(以燃烧室机匣为例，与高压涡轮连接的安装边区域温度最高超过600℃)，温度引起的应变大(以燃烧室机匣为例，温度引起应变8000-9800微应变)；

c)机匣的轴向刚度较大，轴向力引起机匣外表面的应变小(以燃烧室机匣为例，轴向力引起机匣外表面轴向应变300-1000微应变)；

d)机匣轴向刚度不均匀，若通过在机匣外表面贴应变片测量，那么只能在机匣上施加轴向力进行标定，标定难度大；

e)机匣安装边的螺栓轴向刚度较大，轴向力引起的应变小(以燃烧室机匣为例，轴向力引起螺栓轴向应变300-550微应变)。

f)高温应变片在600℃时，热输出的误差为20-100微应变，温度传感器热电偶在600℃时的测量误差为0.25％-1％。

由上面的分析可知，在机匣上贴应变片间接得到轴向力的标定难度大，测量误差较大(以燃烧室机匣为例，热输出引起的误差2％-33％，温度测量引起的误差2％-30％)，因此需要寻找其他的测量方法。

需要说明的是，公开于本发明背景技术部分的信息仅仅旨在增加对本发明的总体背景的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域技术人员所公知的现有技术。

发明内容

本发明实施例提供一种轴向力测量装置和航空发动机，可以有效降低测量轴向力的难度，减小测量误差，同时提升测量装置的适用性和重复利用性。

根据本发明的一个方面，提供一种轴向力测量装置，用于测量待测件所受到的轴向力，包括：

第一辅助件、第二辅助件，沿轴向力的方向分别设置于待测件的两侧；

连接组件，连接第一辅助件、待测件和第二辅助件；

第一测量段，与第一辅助件连接；

第二测量段，与第二辅助件连接；

第三测量段，可拆卸地连接于第一测量段和第二测量段之间，且第三测量段的横截面积小于第一测量段的横截面积和第二测量段的横截面积；和

应变传感器，安装在第三测量段并被配置为测量第三测量段所受到的轴向力。

在一些实施例中，第三测量段与第一测量段的连接位置可调，以使第三测量段能够适应第一测量段和第二测量段之间的距离；和/或，第三测量段与第二测量段的连接位置可调，以使第三测量段能够适应第一测量段和第二测量段之间的距离。

在一些实施例中，第三测量段包括第一螺纹连接部和第二螺纹连接部，第一螺纹连接部与第一测量段通过螺纹连接，第二螺纹连接部与第二测量段通过螺纹连接。

在一些实施例中，第三测量段包括限位部，限位部用于限制第三测量段沿轴向力方向的运动。

在一些实施例中，第一测量段和第二测量段的长度被设置为能够使第三测量段位于在第一辅助件与待测件之间形成的第一间隙中或者位于在第二辅助件与待测件之间形成的第二间隙中。

在一些实施例中，轴向力测量装置还包括第一限位件，第一限位件设置于待测件与第一辅助件之间，以使待测件与第一辅助件之间形成第一间隙；和/或，轴向力测量装置还包括第二限位件，第二限位件设置在待测件与第二辅助件之间，以使待测件与第二辅助件之间形成第二间隙。

在一些实施例中，轴向力测量装置还包括第一防转件和第一连接件，第一测量段包括第一防转槽，第一防转件插入第一防转槽中，第一防转件通过第一连接件连接于第一辅助件；和/或，轴向力测量装置还包括第二防转件和第二连接件，第二测量段包括第二防转槽，第二防转件插入第二防转槽中，第二防转件通过第二连接件连接于第二辅助件。

在一些实施例中，连接组件包括第一螺栓、第一螺母、第二螺栓和第二螺母，第一螺栓和第二螺栓分别穿过第一辅助件、待测件和第二辅助件，第一螺母与第一螺栓连接，第二螺母与第二螺栓连接。

在一些实施例中，应变传感器包括四个应变片，其中两个应变片分别粘贴于第三测量段的两侧，另外两个应变片分别粘贴于第一测量段的两侧或者分别粘贴于第二测量段的两侧。

根据本发明的另一个方面，提供一种航空发动机，包括机匣和上述的轴向力测量装置，机匣为待测件，轴向力测量装置用于检测机匣所受到的轴向力。

基于上述技术方案，在本发明轴向力测量装置实施例中，测量组件包括横截面积较小的第三测量段，通过减小第三测量段的横截面积，可以实现轴向力的放大，减小测量误差，提高测量精度；而且，测量标定可以在第三测量段上进行，而不需要再机匣上进行，因此可以大大降低测量难度；另外，第三测量段与第一测量段和第二测量段可拆卸地连接，在机匣法兰厚度、螺栓孔大小等参数发生变化时，可以更换不同尺寸的第一测量段和第二测量段，而第三测量段可以重复利用，对第三测量段的标定也不需要重复进行，因此提升测量装置的适用性和重复利用性。

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为本发明轴向力测量装置一个实施例的主视图。

图2为本发明轴向力测量装置一个实施例的俯视图。

图3为图2中沿A-A截面的剖视图。

图4为本发明轴向力测量装置一个实施例中测量组件的组装示意图。

图5为本发明轴向力测量装置一个实施例中测量组件的主视图。

图6为图5中沿B-B截面的剖视图。

图中：

10、第一机匣连接部；20、第二机匣连接部；

1、第一辅助件；2、第二辅助件；3、连接组件；4、第一测量段；5、第二测量段；6、第三测量段；100、应变片；

31、第一螺栓；32、第一螺母；33、第二螺栓；34、第二螺母；

41、第一防转槽；42、第一测量段本体；43、第一连接头；44、第一凹槽；45、第一连接孔；

51、第二防转槽；52、第二测量段本体；53、第二连接头；54、第二凹槽；55、第二连接孔；

61、第一螺纹连接部；62、第二螺纹连接部；63、限位部；64、第三测量段本体；

71、第一限位件；72、第二限位件；

81、第一防转件；82、第一连接件；83、第二防转件；84、第二连接件；

91、第三螺母；92、第四螺母；93、第一垫片；94、第二垫片。

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”、“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”、“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保护范围的限制。

鉴于传统的通过贴应变片来测量机匣轴向力的标定难度较大，测量误差也较大，发明人对可采用的测量方法进行了大量尝试和研究，最后发明人发现，可以使用应变放大杆装置进行测量。

但是，经过进一步试验和分析，发明人发现航空发动机不同位置的机匣轴向力、法兰厚度、螺栓孔大小等存在较大差异，若采用一体式的应变放大杆来进行测量，则需要根据结构特点设计不同尺寸的应变放大杆，且不同位置的应变放大杆均需要单独进行标定，这样会造成生产制造和试验周期都比较长。而且，航空发动机在研发过程中不断改进迭代，同一位置的机匣法兰厚度、螺栓孔大小常常也会发生变化，若采用一体式的应变放大杆测量，每次机匣法兰结构发生变化，均需要重新设计和标定应变放大杆，无法重复利用前期试验的应变放大杆。

为了解决一体式的应变放大杆适用性较差、可重复利用难的问题，发明人对一体式应变放大杆的结构进行了改进。

参考图1至3所示，在本发明提供的轴向力测量装置的一些实施例中，该测量装置用于测量待测件所受到的轴向力，该测量装置包括第一辅助件1、第二辅助件2、连接组件3、第一测量段4、第二测量段5、第三测量段6和应变传感器，第一辅助件1和第二辅助件2沿轴向力的方向分别设置于待测件的两侧，连接组件3连接第一辅助件1、待测件和第二辅助件2，第一测量段4与第一辅助件1连接，第二测量段5与第二辅助件2连接，第三测量段6可拆卸地连接于第一测量段4和第二测量段5之间，且第三测量段6的横截面积小于第一测量段4的横截面积和第二测量段5的横截面积，应变传感器安装在第三测量段6并被配置为测量第三测量段6所受到的轴向力。

在上述实施例中，测量组件包括第一测量段4、第二测量段5和第三测量段6。第三测量段6的横截面积较小，通过减小第三测量段6的横截面积，可以实现轴向力的放大，减小测量误差，提高测量精度；而且，测量标定可以在第三测量段6上进行，而不需要再机匣上进行，因此可以大大降低测量难度；另外，第三测量段6与第一测量段4和第二测量段5可拆卸地连接，在机匣法兰厚度、螺栓孔大小等参数发生变化时，可以更换不同尺寸的第一测量段4和第二测量段5，而第三测量段6可以重复利用，对第三测量段6的标定也不需要重复进行，因此提升了测量装置的适用性和重复利用性。

在上述实施例中，连接组件3将第一辅助件1、待测件和第二辅助件2连接在一起，并对第一辅助件1、待测件和第二辅助件2施加预设的预紧力。在待测件工作过程中，当待测件受到轴向力时，待测件有发生弯曲变形的趋势，其变形会反应在第三测量段上，第三测量段的横截面积较小，因此有应变放大的作用，可以有效提高测量精度。

应变传感器通过测量第三测量段6的应变，可以获得第三测量段6的伸长量，根据第三测量段6的伸长量和连接组件3的轴向刚度，可以计算得到第三测量段6及待测件所受到的轴向力的大小。

在一些实施例中，连接组件3包括第一螺栓31、第一螺母32、第二螺栓33和第二螺母34，第一螺栓31和第二螺栓33分别穿过第一辅助件1、待测件和第二辅助件2，第一螺母32与第一螺栓31连接，第二螺母34与第二螺栓33连接。

如图3所示，第一螺栓31和第二螺栓33平行设置，且均与待测件的轴线方向相互平行，与轴向力的方向相互平行。第一螺栓31和第二螺栓33分别设置在测量组件的两侧。

第一辅助件1、待测件和第二辅助件2上分别设有三个安装孔，第一螺栓31在测量组件的左侧穿过第一辅助件1、待测件和第二辅助件2，第二螺栓33在测量组件的右侧穿过第一辅助件1、待测件和第二辅助件2，第一螺母32与第一螺栓31连接，第一螺母32通过预设的预紧力将第一辅助件1、待测件和第二辅助件2连接在一起，第二螺母34与第二螺栓33连接，第二螺母34通过预设的预紧力将第一辅助件1、待测件和第二辅助件2连接在一起。第一螺母32和第二螺母34的预紧力大小相等。

在一些实施例中，第三测量段6与第一测量段4的连接位置可调，以使第三测量段6能够适应第一测量段4和第二测量段5之间的距离；和/或，第三测量段6与第二测量段5的连接位置可调，以使第三测量段6能够适应第一测量段4和第二测量段5之间的距离。

将第三测量段6与第一测量段4的连接位置以及第三测量段6与第二测量段5的连接位置设置为可调，可以根据第一测量段4和第二测量段5之间的距离，适应性地调节第三测量段6与第一测量段4的连接位置以及第三测量段6与第二测量段5的连接位置，从而提高第三测量段6对第一测量段4和第二测量段5之间不同大小距离的适应性，提高测量装置的适应性。

比如，在第一测量段4和第二测量段5之间的距离较小时，可以将第三测量段6与第一测量段4的连接位置调节至距离第二测量段5较远的位置，和/或将第三测量段6与第二测量段5的连接位置调节至距离第一测量段4较远的位置，从而缩短暴露于第一测量段4和第二测量段5之间的第三测量段6的长度，适应第一测量段4和第二测量段5之间较小的距离。

而在第一测量段4和第二测量段5之间的距离较大时，则可以将第三测量段6与第一测量段4的连接位置调节至距离第二测量段5较近的位置，和/或将第三测量段6与第二测量段5的连接位置调节至距离第一测量段4较近的位置，从而增大暴露于第一测量段4和第二测量段5之间的第三测量段6的长度，适应第一测量段4和第二测量段5之间较大的距离。

为了实现第三测量段6与第一测量段4的连接位置以及第三测量段6与第二测量段5的连接位置可调，可以对第三测量段6与第一测量段4的连接方式以及第三测量段6与第二测量段5的连接方式进行结构改造，具体可实施的方案有多种选择。

比如，如图4所示，在一些实施例中，第三测量段6包括第一螺纹连接部61和第二螺纹连接部62，第一螺纹连接部61与第一测量段4通过螺纹连接，第二螺纹连接部62与第二测量段5通过螺纹连接。

第一螺纹连接部61与第一测量段4以及第二螺纹连接部62与第二测量段5均通过螺纹进行连接，通过调节螺纹旋入长度，可以调节第三测量段6与第一测量段4的连接位置以及第三测量段6与第二测量段5的连接位置，从而使第三测量段6适应第一测量段4和第二测量段5之间的距离。

在其他实施例中，第三测量段6与第一测量段4以及第三测量段6与第二测量段5之间也可以采用销轴进行连接，第三测量段6、第一测量段4和第二测量段5上可以设置多个连接孔，通过调节对齐的连接孔的位置，可以实现调节第三测量段6与第一测量段4的连接位置以及第三测量段6与第二测量段5的连接位置的目的，进而使第三测量段6适应第一测量段4和第二测量段5之间的距离。

在一些实施例中，第三测量段6包括限位部63，限位部63用于限制第三测量段6沿轴向力方向的运动。

通过设置限位部63限制第三测量段6沿轴向力方向的运动，可以防止测量装置在待测件工作过程中发生轴向移动，影响测量结果。

如图4至6所示，限位部63包括限位挡环，该限位挡环设置在第一螺纹连接部61的靠近第二螺纹连接部62的一端。这样设置的好处是，在连接第三测量段6时，可以优先将第一螺纹连接部61全部旋入第一测量段4的第一连接孔45中，同时通过限位部63对第三测量段6进行轴向限位，然后再根据第一测量段4和第二测量段5之间的距离大小确定第二螺纹连接部62旋入第二测量段5的第二连接孔55内的长度。

限位部63对第三测量段6的安装具有指引作用，可以提高装配的方便性。限位部63还可以保持第三测量段6在测量过程中的稳定性，防止由于第三测量段6的运动而造成测量误差。

在一些实施例中，第一测量段4和第二测量段5的长度被设置为能够使第三测量段6位于在第一辅助件1与待测件之间形成的第一间隙中或者位于在第二辅助件2与待测件之间形成的第二间隙中。

这样设置的好处是，可以将第三测量段6设置于第一间隙或第二间隙中，使得第三测量段6可以暴露于待测件、第一辅助件1和第二辅助件2之外，便于实时观察第三测量段6上的应变传感器的测量状态。

如图4所示，第三测量段6包括第三测量段本体64，第三测量段本体64呈薄板状结构，其横截面积小于整体为圆柱形的第一测量段4，也小于整体为圆柱形的第二测量段5的横截面积。

第三测量段本体64的一端连接第一螺纹连接部61，另一端连接第二螺纹连接部62。限位部63设置在第一螺纹连接部61和第三测量段本体64之间。

第一螺纹连接部61和第二螺纹连接部62均为圆柱形形状。限位部63的横截面为六角形形状。

第一螺纹连接部61、第二螺纹连接部62、限位部63和第三测量段本体64可以一体成型。

第一测量段4包括第一测量段本体42和第一连接头43，第一连接头43连接于第一测量段本体42的靠近第二测量段5的一端，第一防转槽41设置于第一测量段本体42上，并且第一防转槽41自第一测量段本体42的远离第二测量段5的一端向靠近第一连接头43的方向延伸。第一测量段本体42的远离第二测量段5的一端端面上还设有第一凹槽44，通过设置第一凹槽44，可以便于采用装配工具对第一测量段4进行安装。第一连接头43的横截面积呈六角形形状。如图6所示，第一连接孔45自第一连接头43的端面向内延伸至第一测量段本体42内部。

第二测量段5包括第二测量段本体52和第二连接头53，第二连接头53连接于第二测量段本体52的靠近第一测量段4的一端，第二防转槽51设置于第二测量段本体52上，并且第二防转槽51自第二测量段本体52的远离第一测量段4的一端向靠近第二连接头53的方向延伸。第二测量段本体52的远离第一测量段4的一端端面上还设有第二凹槽54，通过设置第二凹槽54，可以便于采用装配工具对第二测量段5进行安装。第二连接头53的横截面积呈六角形形状。如图6所示，第二连接孔55自第二连接头53的端面向内延伸至第二测量段本体52内部。

在一些实施例中，轴向力测量装置还包括第一限位件71，第一限位件71设置于待测件与第一辅助件1之间，以使待测件与第一辅助件1之间形成第一间隙；和/或，轴向力测量装置还包括第二限位件72，第二限位件72设置在待测件与第二辅助件2之间，以使待测件与第二辅助件2之间形成第二间隙。

通过设置第一限位件71和第二限位件72，可以在待测件与第一辅助件1之间形成第一间隙，并在待测件与第二辅助件2之间形成第二间隙，进而便于将第三测量段6设置于第一间隙或第二间隙中，方便实时对安装于第三测量段6上的应变传感器的测量状态进行监控。

第一限位件71和第二限位件72可以采用套筒，套筒套设在螺栓的螺杆外周。

如图3所示，第一螺栓31的螺杆的外周位于待测件与第一辅助件1之间的部分套设有第一限位件71，位于待测件与第二辅助件2之间的部分套设有第二限位件72。第二螺栓33的螺杆的外周位于待测件与第一辅助件1之间的部分套设有第一限位件71，位于待测件与第二辅助件2之间的部分套设有第二限位件72。

在一些实施例中，轴向力测量装置还包括第一防转件81和第一连接件82，第一测量段4包括第一防转槽41，第一防转件81插入第一防转槽41中，第一防转件81通过第一连接件82连接于第一辅助件1；和/或，轴向力测量装置还包括第二防转件83和第二连接件84，第二测量段5包括第二防转槽51，第二防转件83插入第二防转槽51中，第二防转件83通过第二连接件84连接于第二辅助件2。

通过设置第一防转件81、第一连接件82和第一防转槽41，可以防止第一测量段4在测量过程中相对于待测件发生旋转，影响测量结果；通过设置第二防转件83、第二连接件84和第二防转槽51，可以防止第二测量段5在测量过程中相对于待测件发生旋转，影响测量结果。

轴向力测量装置还包括第三螺母91和第四螺母92，第三螺母91连接于第一测量段4的远离第二测量段5的一端，第四螺母92连接于第二测量段5的远离第一测量段4的一端，通过第三螺母91和第四螺母92，可以限制第一测量段4和第二测量段5的轴向位置。

第一测量段4插设在第一辅助件1的安装孔内，第二测量段5插设在第二辅助件2的安装孔内，通过第三螺母91和第四螺母92，可以防止第一测量段4脱离第一辅助件1以及第二测量段5脱离第二辅助件2。

第三螺母91与第一辅助件1之间设有第一垫片93，第四螺母92与第二辅助件2之间设有第二垫片94。第一防转件81可以穿过第一垫片93插入第一防转槽41中。第二防转件83可以穿过第二垫片94插入第二防转槽51中。

在一些实施例中，应变传感器包括四个应变片100，其中两个应变片100分别粘贴于第三测量段6的两侧，另外两个应变片100分别粘贴于第一测量段4的两侧或者分别粘贴于第二测量段5的两侧。四个应变片100可以组成全桥，达到温度自补偿的效果。

下面对本发明轴向力测量装置一个实施例的工作过程进行说明：

如图1所示，待测件包括航空发动机的机匣，机匣包括第一机匣连接部10和第二机匣连接部20，第一机匣连接部10和第二机匣连接部20分别设有多个连接孔，在测量之前，第一机匣连接部10和第二机匣连接部20的多个连接孔处分别通过螺栓进行连接。

在需要测量机匣所受到的轴向力大小时，可以选择其中一个螺栓连接处作为测量点。选定测量点之后，根据机匣安装边的厚度、螺栓孔大小以及应变传感器的尺寸大小确定测量组件的尺寸参数。

然后，如图2和图3所示，将第一机匣连接部10和第二机匣连接部20的多个连接孔处的短螺栓全部拆掉，换成长螺栓，并通过增加套筒，使各处连接孔处的螺栓夹持长度与测量组件被夹持的长度保持一致，以使各处螺栓的轴向刚度保持一致；

比如，通过第一螺栓31连接第一辅助件1、第一机匣连接部10、第二机匣连接部20和第二辅助件2，第一机匣连接部10和第二机匣连接部20相互接触，第一辅助件1和第一机匣连接部10之间设有第一限位件71(比如套筒)，第二机匣连接部20与第二辅助件2之间设有第二限位件72(比如套筒)，第一螺栓31的螺帽位于第二辅助件2的远离第二限位件72的一侧，第一螺母32连接于第一辅助件1的远离第一限位件71的一侧，第一螺母32通过预设预紧力将第一辅助件1、第一机匣连接部10、第二机匣连接部20和第二辅助件2连接在一起。

第二螺栓33连接第一辅助件1、第一机匣连接部10、第二机匣连接部20和第二辅助件2，第一机匣连接部10和第二机匣连接部20相互接触，第一辅助件1和第一机匣连接部10之间设有第一限位件71(比如套筒)，第二机匣连接部20与第二辅助件2之间设有第二限位件72(比如套筒)，第二螺栓33的螺帽位于第二辅助件2的远离第二限位件72的一侧，第二螺母34连接于第一辅助件1的远离第一限位件71的一侧，第二螺母34通过预设预紧力将第一辅助件1、第一机匣连接部10、第二机匣连接部20和第二辅助件2连接在一起。

其他连接孔处的连接方式与上述连接方式相同，这里不再详述。

然后，在测量点处，将第一测量段4插入第一辅助件1的安装孔内，并通过第三螺母91进行轴向限位，第三螺母91与第一辅助件1之间还可以设置第一垫片93，第一防转件81穿过第一垫片93插入第一测量段4的第一防转槽41内，第一防转件81通过第一连接件82固定于第一辅助件1上。将第二测量段5插入第二辅助件2的安装孔内，并通过第四螺母92进行轴向限位，第四螺母92与第二辅助件2之间还可以设置第二垫片94，第二防转件83穿过第二垫片94插入第二测量段5的第二防转槽51内，第二防转件83通过第二连接件84固定于第二辅助件2上。第三螺母91和第四螺母92的预紧力小于第一螺母32和第二螺母34的预紧力。

然后，如图4所示，将第三测量段6的第一螺纹连接部61旋入第一测量段4的第一连接孔45内，直至第三测量段6上的限位部63与第一测量段4的端面接触，然后将第三测量段6的第二螺纹连接部62旋入第二测量段5的第二连接孔55内，第二螺纹连接部62的旋入长度可以根据第一测量段4与第二测量段5之间的距离大小而定。在测量之前，第三螺母91的预紧力应该能够使第一垫片93与第一辅助件1相互接触，第四螺母92的预紧力应该能够使第二垫片94与第二辅助件2相互接触，以防止航空发动机运行时测量组件会受到冲击、振动等因素影响而发生旋转。

接着，如图5和图6所示，在测量组件的标识位置粘贴4个应变片，组成全桥，达到温度自补偿的效果，然后利用拉伸机对测量组件进行标定，得到不同温度下第三测量段6的伸长量与应变的关系；

当机匣安装边承受轴向力时，测量位置两侧螺栓被拉长，中间被夹持的第三测量段6回弹，通过测量第三测量段6的温度以及应变，得到此时第三测量段6的伸长量，根据地第三测量段6的伸长量以及安装边螺栓轴向刚度，即可推导出此时机匣安装边受到的轴向力。

本发明提供的轴向力测量装置实施例结构简单、标定难度小、精度高、适用性好，第三测量段的两端分别与第一测量段和第二测量段可拆卸地连接，第三测量段可以作为独立的零件重复利用，而且可适配于不同长度和不同直径大小的第一测量段和第二测量段，因此大大提高了测量装置的重复利用性与适用性；第三测量段的两端均设有螺纹连接段，可以实现第三测量段在长度方向上安装位置的自由调节，即使被测量机匣法兰厚度发生变化，也无需替换测量组件；第一测量段和第二测量段的长度不同，可以使第三测量段暴露在辅助件与被测机匣法兰中间，方便应变传感器安装，也方便对应变传感器的监控。

基于上述的轴向力测量装置，本发明还提出一种航空发动机，该航空发动机包括上述的轴向力测量装置。

航空发动机还包括机匣，机匣为待测件，轴向力测量装置用于检测机匣所受到的轴向力。

航空发动机中的其他部件也可以作为待测件，通过本发明提供的轴向力测量装置测量对应部件所受到的轴向力。

上述各个实施例中轴向力测量装置所具有的积极技术效果同样适用于航空发动机，这里不再赘述。

除了航空发动机之外，本发明提供的轴向力测量装置实施例也可以应用于其他机械设备的组成部件的轴向力的测量。

最后应当说明的是：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：在不脱离本发明原理的前提下，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，这些修改和等同替换均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。

Claims (10)

1.一种轴向力测量装置，用于测量待测件所受到的轴向力，其特征在于，包括：

第一辅助件(1)、第二辅助件(2)，沿所述轴向力的方向分别设置于所述待测件的两侧；

连接组件(3)，连接所述第一辅助件(1)、所述待测件和所述第二辅助件(2)；

第一测量段(4)，与所述第一辅助件(1)连接；

第二测量段(5)，与所述第二辅助件(2)连接；

第三测量段(6)，可拆卸地连接于所述第一测量段(4)和所述第二测量段(5)之间，且所述第三测量段(6)的横截面积小于所述第一测量段(4)的横截面积和所述第二测量段(5)的横截面积；和

应变传感器，安装在所述第三测量段(6)并被配置为测量所述第三测量段(6)所受到的轴向力。

2.根据权利要求1所述的轴向力测量装置，其特征在于，所述第三测量段(6)与所述第一测量段(4)的连接位置可调，以使所述第三测量段(6)能够适应所述第一测量段(4)和所述第二测量段(5)之间的距离；和/或，所述第三测量段(6)与所述第二测量段(5)的连接位置可调，以使所述第三测量段(6)能够适应所述第一测量段(4)和所述第二测量段(5)之间的距离。

3.根据权利要求1所述的轴向力测量装置，其特征在于，所述第三测量段(6)包括第一螺纹连接部(61)和第二螺纹连接部(62)，所述第一螺纹连接部(61)与所述第一测量段(4)通过螺纹连接，所述第二螺纹连接部(62)与所述第二测量段(5)通过螺纹连接。

4.根据权利要求1所述的轴向力测量装置，其特征在于，所述第三测量段(6)包括限位部(63)，所述限位部(63)用于限制所述第三测量段(6)沿所述轴向力方向的运动。

5.根据权利要求1所述的轴向力测量装置，其特征在于，所述第一测量段(4)和所述第二测量段(5)的长度被设置为能够使所述第三测量段(6)位于在所述第一辅助件(1)与所述待测件之间形成的第一间隙中或者位于在所述第二辅助件(2)与所述待测件之间形成的第二间隙中。

6.根据权利要求1所述的轴向力测量装置，其特征在于，还包括第一限位件(71)，所述第一限位件(71)设置于所述待测件与所述第一辅助件(1)之间，以使所述待测件与所述第一辅助件(1)之间形成第一间隙；和/或，还包括第二限位件(72)，所述第二限位件(72)设置在所述待测件与所述第二辅助件(2)之间，以使所述待测件与所述第二辅助件(2)之间形成第二间隙。

7.根据权利要求1所述的轴向力测量装置，其特征在于，还包括第一防转件(81)和第一连接件(82)，所述第一测量段(4)包括第一防转槽(41)，所述第一防转件(81)插入所述第一防转槽(41)中，所述第一防转件(81)通过所述第一连接件(82)连接于所述第一辅助件(1)；和/或，还包括第二防转件(83)和第二连接件(84)，所述第二测量段(5)包括第二防转槽(51)，所述第二防转件(83)插入所述第二防转槽(51)中，所述第二防转件(83)通过所述第二连接件(84)连接于所述第二辅助件(2)。

8.根据权利要求1所述的轴向力测量装置，其特征在于，所述连接组件(3)包括第一螺栓(31)、第一螺母(32)、第二螺栓(33)和第二螺母(34)，所述第一螺栓(31)和所述第二螺栓(33)分别穿过所述第一辅助件(1)、所述待测件和所述第二辅助件(2)，所述第一螺母(32)与所述第一螺栓(31)连接，所述第二螺母(34)与所述第二螺栓(33)连接。

9.根据权利要求1所述的轴向力测量装置，其特征在于，所述应变传感器包括四个应变片(100)，其中两个所述应变片(100)分别粘贴于所述第三测量段(6)的两侧，另外两个所述应变片(100)分别粘贴于所述第一测量段(4)的两侧或者分别粘贴于所述第二测量段(5)的两侧。

10.一种航空发动机，其特征在于，包括机匣和如权利要求1～9任一项所述的轴向力测量装置，所述机匣为所述待测件，所述轴向力测量装置用于检测所述机匣所受到的轴向力。

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