CN116429402A - 航空发动机静叶调节机构多参数测试试验台及其测试方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供航空发动机静叶调节机构多参数测试试验台及其测试方法，包括工作台、驱动装置、测试装置、气动力加载装置，测试装置具有柔性金属材料制备的摇臂，摇臂轴连接滑轮小车与曲面滑轨配合，摇臂轴的空间运动轨迹依靠第一滑轮小车与第一曲面滑轨、第二滑轮小车和第二曲面滑轨紧密配合完成，模拟真实压气机静叶调节机构中摇臂的销轴的空间运动，使摇臂可以发生扭转变形，摇臂轴与叶片轴连接。本发明集多项试验检测功能于一体，解决了现有试验设备无法模拟真实运动副和传动结构以及无法模拟复杂工作环境等多参数影响的问题，实现了多项试验研究，降低了试验成本，缩短了试验周期。

Description

航空发动机静叶调节机构多参数测试试验台及其测试方法

技术领域

本发明涉及航空发动机试验技术领域，具体而言，尤其涉及航空发动机静叶调节机构多参数测试试验台及其测试方法。

背景技术

航空发动机静叶调节机构是航空发动机压气机的重要组成部分，是位于压气机机匣上的多级连杆机构，其作用是调节压气机各级静子叶片的角度，从而改变进气方向，改善发动机的喘振问题。

航空发动机静叶调节机构结构复杂，受初始加工、装配精度，以及运行期间摩擦磨损的影响，各运动副之间易产生间隙，加上各级连杆之间复杂的摩擦阻力，均会对调节机构的运动平顺性以及受力产生明显影响，易发生卡滞等故障，成为亟待解决的问题。因此，开展航空发动机静叶调节机构试验研究对提高航空发动机压气机性能具有重大意义。

现有的航空发动机静叶调节机构试验设备未能模拟其真实的运动副和连接结构，未能模拟其所受气动载荷、温度等复杂工作环境等多参数影响，无法满足试验要求。

例如专利申请号为202122306730.2的中国专利申请，其虽然公开了一种静子叶片调节机构、压气机以及压气机试验结构的制作方法，但与现有技术静叶调节机构差异较大，无法满足现有技术试验的要求。例如专利申请号为202210250995.1的中国专利申请，其虽然公开了一种单级静叶调节机构动力学特性模拟试验台，但该专利申请中未考虑关键连接件柔性的影响，未考虑气动载荷和温度等工作环境对阻滞力的影响。例如专利申请号为202011269167.X的中国专利申请，其虽然公开了一种考虑温度影响的静叶调节机构应力应变试验台，但该专利申请中未考虑气动载荷对叶片轴的影响，未能模拟真实运动副和连接结构。例如专利申请号为202011271048.8的中国专利申请，其虽然公开了压气机静子叶片调节机构运动副摩擦磨损试验台，但该专利申请中的简化模型无法模拟真实机构连接关系，且未考虑气动载荷和温度等工作环境的变化。

发明内容

本发明采用的技术手段如下：

航空发动机静叶调节机构多参数测试试验台，包括：工作台，所述工作台上设置有测试装置，所述测试装置包括固定在所述工作台上的外环板，且所述外环板的两侧分别固定有与其平行设置的内环板和滑轨支座；

叶片轴的两端分别穿过所述外环板和所述内环板，且于穿过处分别设置有外环衬套和内环衬套；

所述外环板和所述内环板相对设置的侧壁上分别固定有两个第一涡流传感器和两个第二涡流传感器，且两个所述第一电涡流传感器正交布置，其正交交点位于所述叶片轴的轴线上，两个所述第二电涡流传感器正交布置，其正交交点位于所述叶片轴的轴线上，所述第一电涡流传感器和所述第二电涡流传感器用于测量所述叶片轴的径向位移；

所述外环板和所述内环板相对设置的侧壁上分别固定有陶瓷加热片；

所述内环板远离所述外环板的一侧具有与所述叶片轴的端部连接的叶片轴角度传感器，所述叶片轴角度传感器用于测量所述叶片轴的旋转角度；

所述外环板与所述滑轨支座相对设置的两个侧壁上分别固定有第一曲面滑轨和第二曲面滑轨，所述第一曲面滑轨和所述第二曲面滑轨上分别设置有与其滑动配合的第一滑轮小车和第二滑轮小车，且所述第一滑轮小车和所述第二滑轮小车之间通过摇臂轴连接；所述摇臂轴与位于其下方的所述叶片轴之间通过摇臂连接；

所述工作台上还设有驱动装置和气动力加载装置，所述驱动装置与所述摇臂轴连接，用于带动所述摇臂轴及其两端的所述第一滑轮小车和所述第二滑轮小车在所述第一曲面滑轨和所述第二曲面滑轨内往复运动，所述气动力加载装置与所述叶片轴固定连接，用于对所述叶片轴施加径向力或轴向力。

进一步地，所述气动力加载装置包括轴向加载装置和径向加载装置，所述轴向加载装置和所述径向加载装置均包括：定滑轮支架、定滑轮、拉力传感器、砝码、钢丝绳，所述定滑轮通过所述定滑轮支架固定设于所述工作台上，水平设置的所述钢丝绳一端固定连接于所述叶片轴，另一端通过所述定滑轮变向后竖直向下延伸通过所述拉力传感器固定有所述砝码，所述砝码用于对所述叶片轴施加拉力，所述径向加载装置的所述钢丝绳通过径向力拉环与所述叶片轴连接，且此钢丝绳的水平部分的延伸方向垂直于所述叶片轴的轴线方向，所述轴向加载装置的所述钢丝绳与所述叶片轴的端部连接，且此钢丝绳的水平部分的延伸方向与所述叶片轴的轴线重合。

进一步地，所述驱动装置包括驱动电机，所述驱动电机通过电机支架固定设于所述工作台上，所述驱动电机输出端通过第一联轴器与电机连接轴连接，所述电机连接轴穿过固定在所述工作台上的第一驱动支撑座，并连接有曲柄摇杆机构，且所述曲柄摇杆机构与驱动连接轴连接，所述曲柄摇杆机构用于将所述驱动电机的连续转动转变为所述驱动连接轴的往复转动，所述驱动连接轴连接于主轴，所述主轴通过球头连杆机构连接于所述摇臂轴，所述球头连杆机构用于带动所述摇臂轴往复摆动，所述电机连接轴、驱动连接轴与所述主轴的轴线方向均与所述叶片轴轴线方向平行。

进一步地，所述主轴一端穿过固定在所述工作台上的主轴轴承座，并与主轴角度编码器连接，所述主轴角度编码器用于测量所述主轴的旋转角度，所述主轴另一端通过第三联轴器与扭矩传感器输出端连接，所述扭矩传感器用于测量所述主轴的扭矩，所述扭矩传感器输入端通过第二联轴器与所述驱动连接轴连接。

进一步地，所述曲柄连杆机构包括曲柄、连杆、摇杆，所述曲柄一端与所述电机连接轴固定连接，所述曲柄另一端与所述连杆的一端铰接，所述连杆的另一端与所述摇杆的一端铰接，所述摇杆另一端与所述驱动连接轴固定连接；

所述球头连杆机构包括球头连杆，所述球头连杆一端通过第二关节轴承连接于所述摇臂轴，所述球头连杆另一端连接于第一关节轴承，所述第一关节轴承通过主轴曲柄销钉连接于固定在所述主轴上的主轴曲柄。

本发明还公开了一种航空发动机静叶调节机构阻滞力测试试验方法，方法如下步骤：S1：启动试验台，控制所述驱动电机以恒定转速输出，待其工作稳定后，采集所述扭矩传感器的驱动力扭矩值即为阻滞力初值；

S2：改变所述内环衬套和所述外环衬套与所述叶片轴之间的间隙值、改变所述内环衬套和所述外环衬套的衬套材料、改变所述摇臂的厚度、通过所述陶瓷加热片改变工作温度、通过气动力加载装置改变所述叶片轴的轴向和径向载荷；

S3：采集不同条件下的驱动力扭矩值；

S4：与阻滞力初值作差即可求出阻滞力的变化值，进而得到不同参数下阻滞力的变化规律。

本发明还公开了一种航空发动机静叶调节机构关节间隙与接触刚度测试方法，方法如下步骤：S1：启动试验台，待其工作稳定后，采集所述第一电涡流传感器和所述第二电涡流传感器的数值得到所述叶片轴的轴心轨迹，使用应变片测量所述叶片轴的接触力；

S2：改变所述内环衬套和所述外环衬套与所述叶片轴之间的间隙值大小、通过所述陶瓷加热片改变工作温度、通过气动力加载装置改变所述叶片轴轴向和径向载荷；

S3：对比所述叶片轴心轨迹与接触力的变化，与标准状况的接触刚度做对比，得到不同参数下的模型和接触刚度的正确性。

本发明还公开了一种航空发动机静叶调节机构磨损试验方法，方法如下步骤：S1：清洗所述内环衬套和所述外环衬套，使用天平测量试验前的质量；

S2：启动试验台，正常工作一段时间后，拆下所述内环衬套和所述外环衬套并清洗，再次使用天平测量质量；

S3：计算两次测量的质量差即为所述内环衬套和所述外环衬套的磨损量。

本发明还公开了一种航空发动机静叶调节机构叶片转角误差试验方法，方法如下步骤：S1：启动试验台，待其工作稳定后，采集所述主轴角度编码器和所述叶片轴角度编码器的数值；

S2：采集多个所述主轴角度编码器和所述叶片轴角度编码器的数值，分别得到数值与时间的关系，进行运动学建模验证和误差分析研究。

较现有技术相比，本发明具有以下优点：

1、本发明集多项试验检测功能于一体，解决了现有试验设备无法模拟真实运动副和传动结构以及无法模拟复杂工作环境等多参数影响的问题，实现了多项试验研究，降低了试验成本，缩短了试验周期。

2、本发明与现有航空发动机静叶调节机构试验台相比，简化了静叶调节机构的结构形式，保留了关键运动副和连接关系，考虑了气动力加载和温度等工作条件，可以反映真实的静叶调节机构运动情况。

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做以简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图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获得其他的附图。

图1为本具体实施中航空发动机静叶调节机构多参数测试试验台的结构示意图。

图2为本具体实施中曲柄连杆机构结构示意图。

图3为本具体实施中主轴处结构示意图。

图4为本具体实施中球头连杆机构结构示意图。

图5为本具体实施中测试装置轴视图。

图6为本具体实施中测试装置主视图。

图7为本具体实施中测试装置的剖视图。

图8为图7中A部放大图。

图9为本具体实施中曲面滑轨和滑轮小车的结构示意图。

图中：Ⅰ、测试装置；Ⅱ、驱动装置；Ⅲ、气动力加载装置；1、工作台；2、定滑轮；3、驱动电机；4、电机支架；5、第一联轴器；6、电机连接轴；7、第一驱动轴承座；8、曲柄；9、连杆；10、摇杆；11、驱动连接轴；12、第二驱动轴承座；13、第二联轴器；14、扭矩传感器；15、扭矩传感器支座；16、第三联轴器；17、主轴；18、主轴轴承座；19、主轴曲柄；20、主轴曲柄销钉；21、第一关节轴承；22、主轴角度编码器；23、球头连杆；24、第二关节轴承；25、摇臂轴；26、摇臂；27、第一滑轮小车；28、第一曲面滑轨；29、第二滑轮小车；30、第二曲面滑轨；31、叶片轴；32、外环衬套；33、内环衬套；34、径向力拉环；35、第二电涡流支架；36、第二电涡流传感器；37、第一电涡流支架；38、第一电涡流传感器；39、叶片轴角度编码器；40、内环板；41、外环板；42、滑轨支座；43、陶瓷加热片；44、定滑轮支架；45、拉力传感器；46、砝码，47、钢丝绳。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，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。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本发明的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当清楚，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员己知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

在本发明的描述中，需要理解的是，方位词如“前、后、上、下、左、右”、“横向、竖向、垂直、水平”和“顶、底”等所指示的方位或位置关系通常是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，在未作相反说明的情况下，这些方位词并不指示和暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位或者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：方位词“内、外”是指相对于各部件本身的轮廓的内外。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其位器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

实施例1：

如图1～9所示，航空发动机静叶调节机构多参数测试试验台，包括工作台1，所述工作台1上设置有测试装置Ⅰ、驱动装置Ⅱ和气动力加载装置Ⅲ；如图5～7所示，所述测试装置Ⅰ包括固定在所述工作台1上的外环板41，且所述外环板41的两侧分别固定有与其平行设置的内环板40和滑轨支座42；叶片轴31的两端分别穿过所述外环板41和所述内环板40，且于穿过处分别设置有外环衬套32和内环衬套33；所述外环板41和所述内环板40相对设置的侧壁上分别通过第一电涡流支架37和第二电涡流支架37固定有两个第一涡流传感器38和两个第二涡流传感器36，且两个所述第一电涡流传感器38正交布置，其正交交点位于所述叶片轴31的轴线上，两个所述第二电涡流传感器36正交布置，其正交交点位于所述叶片轴31的轴线上；所述第一电涡流传感器38和所述第二电涡流传感器36用于测量所述叶片轴31的径向位移，所述外环板41和所述内环板40相对设置的侧壁上分别固定有陶瓷加热片43，所述陶瓷加热片43用于给所述叶片轴31升温；所述内环板40远离所述外环板41的一侧具有与所述叶片轴31的端部连接的叶片轴角度传感器39，所述叶片轴角度传感器39用于测量所述叶片轴31的旋转角度；所述外环板41与所述滑轨支座42相对设置的两个侧壁上分别固定有第一曲面滑轨28和第二曲面滑轨30，所述第一曲面滑轨28和所述第二曲面滑轨30上分别设置有与其滑动配合的第一滑轮小车27和第二滑轮小车29，且所述第一滑轮小车27和所述第二滑轮小车29之间通过摇臂轴25连接；所述摇臂轴25与位于其下方的所述叶片轴31之间通过摇臂26连接，所述摇臂26为柔性金属材料；

如图9所示，所述第一曲面滑轨28和第二曲面滑轨30整体形状成圆弧状，所述第一滑轨28与所述第二滑轨30形成互补式结构，所述第一滑轮小车27的车轮的轴线垂直于所述第一曲面滑轨28底部，所述第二滑轮小车29的车轮的轴线垂直于所述第二曲面滑轨30底部，所述摇臂轴25的空间运动轨迹依靠所述第一滑轮小车27与所述第一曲面滑轨28、所述第二滑轮小车29和所述第二曲面滑轨30紧密配合完成，模拟真实压气机静叶调节机构中摇臂的销轴的空间运动，使所述摇臂26可以发生扭转变形。

所述驱动装置Ⅱ与所述摇臂轴25连接，用于带动所述摇臂轴25及其两端的所述第一滑轮小车27和所述第二滑轮小车29在所述第一曲面滑轨28和所述第二曲面滑轨30内往复运动，所述气动力加载装置Ⅲ与所述叶片轴31固定连接，用于对所述叶片轴31施加径向力或轴向力。

如图1所示，所述气动力加载装置Ⅲ包括轴向加载装置和径向加载装置，所述轴向加载装置和所述径向加载装置均包括：定滑轮支架44、定滑轮2、拉力传感器45、砝码46、钢丝绳47，所述定滑轮2通过所述定滑轮支架44固定设于所述工作台1上，水平设置的所述钢丝绳47一端固定连接于所述叶片轴31，另一端通过定滑轮2变向后竖直向下延伸通过所述拉力传感器45固定有砝码46，所述砝码46用于对所述叶片轴31施加拉力，径向加载装置的钢丝绳47通过径向力拉环34与所述叶片轴31连接，且所述钢丝绳47的水平部分的延伸方向垂直于所述叶片轴31的轴线方向，所述轴向加载装置的钢丝绳47与所述叶片轴31的端部连接，且此钢丝绳47的水平部分的延伸方向与所述叶片轴31的轴线重合。

如图2～4所示，所述驱动装置Ⅱ包括驱动电机3，所述驱动电机3通过电机支架4固定设于所述工作台1上，所述驱动电机3输出端通过第一联轴器5与电机连接轴6连接，所述电机连接轴6穿过固定在所述工作台1上的第一驱动支撑座7，并连接有曲柄摇杆机构，且所述曲柄摇杆机构与驱动连接轴11连接，所述曲柄摇杆机构用于将所述驱动电机3的连续转动转变为所述驱动连接轴11的往复转动，所述曲柄连杆机构包括曲柄8、连杆9、摇杆10，所述曲柄8一端与所述电机连接轴6固定连接，所述曲柄8另一端与所述连杆9铰接，所述连杆9一端与所述摇杆10铰接，所述摇杆10一端与所述驱动连接轴11固定连接。所述曲柄8、摇杆10和连杆9长度相互适配，所述曲柄摇杆机构的行程速比系数k＝1，摇杆10的往返摆动平均速度相同，所述驱动连接轴11穿过第二驱动支撑座12连接于主轴17，所述第二驱动支撑座12固定设于所述工作台1上，用于支撑所述驱动连接轴11，所述主轴17通过球头连杆机构连接于所述摇臂轴25，所述球头连杆机构用于带动所述摇臂轴25往复摆动，所述球头连杆机构包括球头连杆23，所述球头连杆23一端通过第二关节轴承24连接于所述摇臂轴25，所述球头连杆23另一端连接于第一关节轴承21，所述第一关节轴承21通过主轴曲柄销钉20连接于主轴曲柄19，所述电机连接轴6、驱动连接轴11与所述主轴17的轴线方向均与所述叶片轴31轴线方向平行，所述主轴17一端穿过固定在所述工作台1上的主轴轴承座18，并与主轴角度编码器22连接，所述主轴角度编码器22用于测量所述主轴17的旋转角度，所述主轴17另一端通过第三联轴器16与扭矩传感器14输出端连接，所述扭矩传感器14通过扭矩传感器支座15固定设于所述工作台1上，所述扭矩传感器14用于测量所述主轴17的扭矩，所述扭矩传感器14输入端通过第二联轴器13与所述驱动连接轴11连接。

本申请模拟真实航空发动机中的压气机静叶调节机构中的一级，针对其结构形式和受力情况进行简化，保留关键运动副，设计RSSCR传动链，具体为：主轴曲柄19随主轴17转动，形成旋转副R；球头连杆23两端为第一关节轴承21、第二关节轴承24，形成两个球副SS；摇臂26一端可以绕摇臂轴25旋转，同时可沿其径向移动，形成圆柱副C；摇臂26另一端带动叶片轴31沿其轴向旋转，形成旋转副R。

本发明工作原理：通过驱动电机3提供动力，带动曲柄摇杆机构运动，曲柄摇杆机构将驱动电机3的连续转动转换为驱动连接轴11的往复摆动，从而驱动主轴17带动球头连杆23往复摆动，球头连杆23通过带动摇臂轴25、摇臂26、叶片轴31往复摆动，通过使第一滑动小车27和第二滑动小车29分别在第一曲面滑轨28和第二曲面滑轨30内沿一定的轨迹运动模拟真实压气机静叶调节机构中摇臂的销轴的空间运动，摇臂轴25的空间运动轨迹依靠第一滑轮小车27和第一曲面滑轨28、第二滑轮小车29和第二曲面滑轨30的紧密配合保证，使摇臂26可以发生扭转变形，从而改变叶片轴31的运动轨迹，在此过程中，测量叶片轴31的阻滞力、摩擦磨损量和角度偏移量。

实施例2：

如图1～9所示，一种航空发动机静叶调节机构阻滞力测试试验方法，其基于实施例1中所公开的试验台，方法如下步骤：启动试验台，控制所述驱动电机3以恒定转速输出，待其工作稳定后，采集所述扭矩传感器14的驱动力扭矩值即为阻滞力初值；

S2：改变所述内环衬套33和所述外环衬套32与所述叶片轴31之间的间隙值、改变所述内环衬套33和所述外环衬套32的衬套材料、改变所述摇臂26的厚度、通过所述陶瓷加热片43改变工作温度、通过气动力加载装置Ⅲ改变所述叶片轴31的轴向和径向载荷；

S3：采集不同条件下的驱动力扭矩值；

S4：与阻滞力初值作差即可求出阻滞力的变化值，进而得到不同参数下阻滞力的变化规律。

实施例3：

如图1～9所示，一种航空发动机静叶调节机构关节间隙与接触刚度测试方法，其基于实施例1中所公开的试验台，方法如下步骤：S1：启动试验台，待其工作稳定后，采集所述第一电涡流传感器38和所述第二电涡流传感器36的数值得到所述叶片轴31的轴心轨迹，使用应变片测量所述叶片轴31的接触力；

S2：改变所述内环衬套33和所述外环衬套32与所述叶片轴31之间的间隙值大小、通过所述陶瓷加热片43改变工作温度、通过气动力加载装置Ⅲ改变所述叶片轴31轴向和径向载荷；

S3：对比所述叶片轴31心轨迹与接触力的变化，与标准状况的接触刚度做对比，得到不同参数下的模型和接触刚度的正确性。

实施例4：

如图1～9所示，一种航空发动机静叶调节机构磨损试验方法，其基于实施例1中所公开的试验台，方法如下步骤：S1：清洗所述内环衬套33和所述外环衬套32，使用天平测量试验前的质量；

S2：启动试验台，正常工作一段时间后，拆下所述内环衬套33和所述外环衬套32并清洗，再次使用天平测量质量；

S3：计算两次测量的质量差即为所述内环衬套33和所述外环衬套32的磨损量。

实施例5：

如图1～9所示，一种航空发动机静叶调节机构叶片转角误差试验方法，其基于实施例1中所公开的试验台，方法如下步骤：S1：启动试验台，待其工作稳定后，采集所述主轴角度编码器22和所述叶片轴角度编码器39的数值；

S2：采集多个所述主轴角度编码器和所述叶片轴角度编码器的数值，分别得到数值与时间的关系，进行运动学建模验证和误差分析研究。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (9)

1.航空发动机静叶调节机构多参数测试试验台，其特征在于，包括工作台，所述工作台上设置有测试装置，所述测试装置包括固定在所述工作台上的外环板，且所述外环板的两侧分别固定有与其平行设置的内环板和滑轨支座；

叶片轴的两端分别穿过所述外环板和所述内环板，且于穿过处分别设置有外环衬套和内环衬套；

所述外环板和所述内环板相对设置的侧壁上分别固定有两个第一涡流传感器和两个第二涡流传感器，且两个所述第一电涡流传感器正交布置，其正交交点位于所述叶片轴的轴线上，两个所述第二电涡流传感器正交布置，其正交交点位于所述叶片轴的轴线上；所述第一电涡流传感器和所述第二电涡流传感器用于测量所述叶片轴的径向位移；

所述外环板和所述内环板相对设置的侧壁上分别固定有陶瓷加热片；

所述内环板远离所述外环板的一侧具有与所述叶片轴的端部连接的叶片轴角度传感器，所述叶片轴角度传感器用于测量所述叶片轴的旋转角度；

所述外环板与所述滑轨支座相对设置的两个侧壁上分别固定有第一曲面滑轨和第二曲面滑轨，所述第一曲面滑轨和所述第二曲面滑轨上分别设置有与其滑动配合的第一滑轮小车和第二滑轮小车，且所述第一滑轮小车和所述第二滑轮小车之间通过摇臂轴连接；所述摇臂轴与位于其下方的所述叶片轴之间通过摇臂连接；

所述工作台上还设有驱动装置和气动力加载装置，所述驱动装置与所述摇臂轴连接，用于带动所述摇臂轴及其两端的所述第一滑轮小车和所述第二滑轮小车在所述第一曲面滑轨和所述第二曲面滑轨内往复运动，所述气动力加载装置与所述叶片轴固定连接，用于对所述叶片轴施加径向力或轴向力。

2.根据权利要求1所述的航空发动机静叶调节机构多参数测试试验台，其特征在于，所述气动力加载装置包括轴向加载装置和径向加载装置，所述轴向加载装置和所述径向加载装置均包括：定滑轮支架、定滑轮、拉力传感器、砝码、钢丝绳，所述定滑轮通过所述定滑轮支架固定设于所述工作台上，水平设置的所述钢丝绳一端固定连接于所述叶片轴，另一端通过所述定滑轮变向后竖直向下延伸通过所述拉力传感器固定有所述砝码，所述砝码用于对所述叶片轴施加拉力，所述径向加载装置的所述钢丝绳通过径向力拉环与所述叶片轴连接，且此钢丝绳的水平部分的延伸方向垂直于所述叶片轴的轴线方向，所述轴向加载装置的所述钢丝绳与所述叶片轴的端部连接，且此钢丝绳的水平部分的延伸方向与所述叶片轴的轴线重合。

3.根据权利要求1所述的航空发动机静叶调节机构多参数测试试验台，其特征在于，所述驱动装置包括驱动电机，所述驱动电机通过电机支架固定设于所述工作台上，所述驱动电机输出端通过第一联轴器与电机连接轴连接，所述电机连接轴穿过固定在所述工作台上的第一驱动支撑座，并连接有曲柄摇杆机构，且所述曲柄摇杆机构与驱动连接轴连接，所述曲柄摇杆机构用于将所述驱动电机的连续转动转变为所述驱动连接轴的往复转动，所述驱动连接轴连接于主轴，所述主轴通过球头连杆机构连接于所述摇臂轴，所述电机连接轴、驱动连接轴与所述主轴的轴线方向均与所述叶片轴轴线方向平行。

4.根据权利要求3所述的航空发动机静叶调节机构多参数测试试验台，其特征在于，所述主轴一端穿过固定在所述工作台上的主轴轴承座，并与主轴角度编码器连接，所述主轴角度编码器用于测量所述主轴的旋转角度，所述主轴另一端通过第三联轴器与扭矩传感器输出端连接，所述扭矩传感器用于测量所述主轴的扭矩，所述扭矩传感器输入端通过第二联轴器与所述驱动连接轴连接。

5.根据权利要求3所述的航空发动机静叶调节机构多参数测试试验台，其特征在于，所述曲柄连杆机构包括曲柄、连杆、摇杆，所述曲柄一端与所述电机连接轴固定连接，所述曲柄另一端与所述连杆的一端铰接，所述连杆的另一端与所述摇杆的一端铰接，所述摇杆另一端与所述驱动连接轴固定连接；

所述球头连杆机构包括球头连杆，所述球头连杆一端通过第二关节轴承连接于所述摇臂轴，所述球头连杆另一端连接于第一关节轴承，所述第一关节轴承通过主轴曲柄销钉连接于固定在所述主轴上的主轴曲柄。

6.航空发动机静叶调节机构阻滞力测试试验方法，其特征在于，基于权利要求4～5任一权利要求所述的航空发动机静叶调节机构多参数测试试验台，方法如下步骤：

S1：启动试验台，控制所述驱动电机以恒定转速输出，待其工作稳定后，采集所述扭矩传感器的驱动力扭矩值即为阻滞力初值；

S2：改变所述内环衬套和所述外环衬套与所述叶片轴之间的间隙值、改变所述内环衬套和所述外环衬套的衬套材料、改变所述摇臂的厚度、通过所述陶瓷加热片改变工作温度、通过气动力加载装置改变所述叶片轴的轴向和径向载荷；

S3：采集不同条件下的驱动力扭矩值；

S4：与阻滞力初值作差即可求出阻滞力的变化值，进而得到不同参数下阻滞力的变化规律。

7.航空发动机静叶调节机构关节间隙与接触刚度测试方法，其特征在于，基于权利要求1-5任一权利要求所述的航空发动机静叶调节机构多参数测试试验台，方法如下步骤：

S1：启动试验台，待其工作稳定后，采集所述第一电涡流传感器和所述第二电涡流传感器的数值得到所述叶片轴的轴心轨迹，使用应变片测量所述叶片轴的接触力；

S2：改变所述内环衬套和所述外环衬套与所述叶片轴之间的间隙值大小、通过所述陶瓷加热片改变工作温度、通过气动力加载装置改变所述叶片轴轴向和径向载荷；

S3：对比所述叶片轴心轨迹与接触力的变化，与标准状况的接触刚度做对比，得到不同参数下的模型和接触刚度的正确性。

8.航空发动机静叶调节机构磨损试验方法，其特征在于，基于权利要求1～5任一权利要求所述的航空发动机静叶调节机构多参数测试试验台，方法如下步骤：

S1：清洗所述内环衬套和所述外环衬套，使用天平测量试验前的质量；

S2：启动试验台，正常工作一段时间后，拆下所述内环衬套和所述外环衬套并清洗，再次使用天平测量质量；

S3：计算两次测量的质量差即为所述内环衬套和所述外环衬套的磨损量。

9.航空发动机静叶调节机构叶片转角误差试验方法，其特征在于，基于权利要求4-5任一权利要求所述的航空发动机静叶调节机构多参数测试试验台，方法如下步骤：

S1：启动试验台，待其工作稳定后，采集所述主轴角度编码器和所述叶片轴角度编码器的数值；

S2：采集多个所述主轴角度编码器和所述叶片轴角度编码器的数值，分别得到数值与时间的关系，进行运动学建模验证和误差分析研究。

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