航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度測量裝置及測量方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種測量裝置，具體涉及一種航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度測量裝置及測量方法。本發(fā)明技術(shù)方案為：該裝置包括主體驅(qū)動機構(gòu)、數(shù)顯測力機構(gòu)和尺寸測量機構(gòu)；主體驅(qū)動機構(gòu)包括主體、夾緊塊、轉(zhuǎn)輪、轉(zhuǎn)盤、螺紋頂桿、襯套和測力頂桿；數(shù)顯測力機構(gòu)包括數(shù)顯儀和測力計；尺寸測量機構(gòu)包括指示桿和標刻板。本發(fā)明還涉及一種測量方法，將上述裝置放入矢量噴口內(nèi)，將螺紋頂桿安裝在下承力點位置；轉(zhuǎn)動轉(zhuǎn)盤，測力頂桿接觸到上承力點，當作用力達到850N時，裝置原始理論高度為320mm，再加上此時標刻板上的長度標識線數(shù)值，即為矢量噴口承力狀態(tài)的高度。本發(fā)明能夠準確模擬航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)并精確測量矢量噴口的高度。
【專利說明】航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度測量裝置及測量方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種測量裝置，具體涉及一種航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度測量裝置及測量方法。

【背景技術(shù)】
[0002]發(fā)動機矢量噴口部件裝配完成后，通過液壓系統(tǒng)調(diào)整試驗裝置控制噴口張開的高度，在噴口內(nèi)部需模擬承受850N作用力時，噴口的高度具體數(shù)值，此項試驗測量結(jié)果最終將影響發(fā)動機的工作狀態(tài)及性能。如在承受850N作用力下，噴口張開高度不能達到設(shè)計要求時，需及時通過系統(tǒng)內(nèi)定壓活門彈簧的調(diào)整螺釘進行調(diào)整，從而實現(xiàn)發(fā)動機預(yù)定工作性能。基于上述原因我們需要對矢量噴口承力狀態(tài)下的高度尺寸進行精確測量，并且在批量生廣中，大幅提聞裝配部件的試驗效率與測量效率。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明提供一種航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度測量裝置及測量方法，能夠準確模擬航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)，并精確測量矢量噴口承力狀態(tài)下的高度。
[0004]本發(fā)明的技術(shù)方案如下:
[0005]一種航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度測量裝置，包括主體驅(qū)動機構(gòu)、數(shù)顯測力機構(gòu)和尺寸測量機構(gòu)；
[0006]所述主體驅(qū)動機構(gòu)包括主體、夾緊塊、轉(zhuǎn)輪、轉(zhuǎn)盤、螺紋頂桿、襯套和測力頂桿，所述夾緊塊設(shè)置環(huán)狀凹槽，所述轉(zhuǎn)輪設(shè)置環(huán)狀凸起，所述環(huán)狀凹槽與所述環(huán)狀凸起配合安裝在一起，所述夾緊塊與所述主體的一端固定連接在一起；所述轉(zhuǎn)輪設(shè)置內(nèi)螺紋，與所述螺紋頂桿的外螺紋配合安裝，所述轉(zhuǎn)盤固定安裝在所述轉(zhuǎn)輪上，所述轉(zhuǎn)輪與所述主體可以發(fā)生相對轉(zhuǎn)動；所述襯套設(shè)置在所述主體的另一端，所述測力頂桿放置在所述襯套內(nèi)；
[0007]所述數(shù)顯測力機構(gòu)包括數(shù)顯儀和測力計，所述測力計的測力端一和測力端二固定在所述主體上，所述測力端二與所述測力頂桿的端頭圓弧頂點接觸，所述數(shù)顯儀通過數(shù)據(jù)線與所述測力計連接；
[0008]所述尺寸測量機構(gòu)包括指示桿和標刻板,所述標刻板設(shè)置在所述主體上,所述標刻板上設(shè)置長度標識線，所述指示桿設(shè)置在所述螺紋頂桿上，所述指示桿的指示端位于所述長度標識線的上方。
[0009]所述的航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度測量裝置，其優(yōu)選方案為，所述標刻板的長度標識線為O?70mm，當所述裝置兩端尺寸為320mm時，所述指示桿的指示端指在長度標識線Omm處。
[0010]所述的航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度測量裝置，其優(yōu)選方案為，所述裝置還包括加長頂桿，所述加長頂桿前端設(shè)置螺桿尾端設(shè)置螺紋孔，所述螺紋頂桿和測力頂桿設(shè)置螺紋孔，所述加長頂桿與所述螺紋頂桿和測力頂桿之間及所述加長頂桿之間可以通過螺紋連接。
[0011]所述的航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度測量裝置，其特征在于，所述加長頂桿有長度為60mm、110mm和160_三種類型。
[0012]所述的航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度測量裝置，其優(yōu)選方案為，所述裝置還包括螺釘頭，可以安裝在所述加長頂桿的尾端。
[0013]所述的航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度測量裝置，其優(yōu)選方案為，所述數(shù)顯測力機構(gòu)為山度儀器SH-1K，測量范圍為300N-1200N。
[0014]本發(fā)明還涉及一種航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度的測量方法，包括如下步驟，
[0015](I)將上述的航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度測量裝置放入航空發(fā)動機矢量噴口內(nèi)，將所述螺紋頂桿安裝在矢量噴口的下承力點位置；
[0016](2)轉(zhuǎn)動所述轉(zhuǎn)盤，所述轉(zhuǎn)輪相對所述螺紋頂桿轉(zhuǎn)動，所述轉(zhuǎn)輪頂著所述主體沿著所述螺紋頂桿的軸向運動，當所述主體另一端的所述測力頂桿接觸到矢量噴口的上承力點時，所述測力計開始工作，所述數(shù)顯儀顯示所述裝置承受的作用力；
[0017](3)繼續(xù)轉(zhuǎn)動所述轉(zhuǎn)盤，隨著所述主體的升高，所述裝置承受的作用力增大，當所述數(shù)顯儀顯示作用力達到預(yù)定數(shù)值850N時，觀察所述指示桿的指示端指在所述標刻板上的長度標識線數(shù)值，所述裝置原始理論高度為320mm，再加上此時標刻板上的長度標識線數(shù)值，即為矢量噴口承力狀態(tài)的高度。
[0018]所述的航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度的測量方法，其優(yōu)選方案為，矢量噴口承力狀態(tài)高度測量范圍在381?435mm時，將長度為60mm的加長頂桿安裝在所述測力頂桿上；矢量噴口承力狀態(tài)高度測量范圍在431?485mm時，將長度為IlOmm的加長頂桿安裝在所述測力頂桿上；矢量噴口承力狀態(tài)高度測量范圍在481?535mm時，將長度為160mm的加長頂桿安裝在所述測力頂桿上；矢量噴口承力狀態(tài)高度測量范圍在491?560mm時，將長度為60mm的加長頂桿安裝在所述測力頂桿上，將長度為IlOmm的加長頂桿安裝在所述螺紋頂桿上；矢量噴口承力狀態(tài)高度測量范圍在541?610mm時，將長度為60mm的加長頂桿安裝在所述測力頂桿上，將長度為160mm的加長頂桿安裝在所述螺紋頂桿上；矢量噴口承力狀態(tài)高度測量范圍在591?659mm時，將長度為IlOmm的加長頂桿安裝在所述測力頂桿上，將長度為160mm的加長頂桿安裝在所述螺紋頂桿上。
[0019]本發(fā)明的有益效果如下:
[0020]1、本發(fā)明的裝置，能夠準確的模擬矢量噴口承力狀態(tài)，并能夠精確測量矢量噴口承力狀態(tài)下的聞度，提聞了航空發(fā)動機批量裝配試驗工作效率，提聞了航空發(fā)動機制造質(zhì)量。
[0021]2、本發(fā)明的裝置配置多種類型加長頂桿，可適用于不同型號航空發(fā)動機的矢量噴口高度尺寸檢測，具有實際應(yīng)用價值，適合批生產(chǎn)中使用，有效的縮短航空發(fā)動機制造周期。
[0022]3、本發(fā)明的裝置通過數(shù)顯測力機構(gòu)直接顯示承受的作用力數(shù)值，有效控制作用力大小，并且采用數(shù)顯測力機構(gòu)，實現(xiàn)測量裝置的數(shù)字化，大幅提高了裝置的測量精度。
[0023]4、本發(fā)明的裝置結(jié)構(gòu)小巧，操作便捷，符合人體工程學(xué)原理，有效降低了現(xiàn)場操作人員的工作強度，降低了發(fā)動機制造成本。
[0024]5、本發(fā)明的裝置測量精度滿足技術(shù)要求，大大提高了航空發(fā)動機的裝配質(zhì)量和測量效率，在測量結(jié)果上可反映出矢量噴口承力狀態(tài)高度的真實尺寸，有助于對航空發(fā)動機質(zhì)量的掌控。
[0025]6、本發(fā)明的裝置應(yīng)用于裝配現(xiàn)場檢測，測量結(jié)果穩(wěn)定，數(shù)據(jù)準確，此裝置的設(shè)計與現(xiàn)場使用經(jīng)驗，填補了矢量噴口承力測量方面的技術(shù)空白。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0026]圖1為航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度測量裝置主視圖；
[0027]圖2為航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度測量裝置側(cè)視圖；
[0028]圖3為航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度測量裝置動作過程示意圖；
[0029]圖4為航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度測量裝置安裝在矢量噴口的位置示意圖。

【具體實施方式】
[0030]如圖1、2所示,一種航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度測量裝置,包括主體驅(qū)動機構(gòu)、數(shù)顯測力機構(gòu)和尺寸測量機構(gòu)；
[0031]主體驅(qū)動機構(gòu)包括主體1、夾緊塊2、轉(zhuǎn)輪3、轉(zhuǎn)盤4、螺紋頂桿5、襯套7和測力頂桿6，夾緊塊2設(shè)置環(huán)狀凹槽，轉(zhuǎn)輪3設(shè)置環(huán)狀凸起，環(huán)狀凹槽與環(huán)狀凸起配合安裝在一起，夾緊塊2與主體I的一端固定連接在一起；轉(zhuǎn)輪3設(shè)置內(nèi)螺紋，與螺紋頂桿5的外螺紋配合安裝，轉(zhuǎn)盤4固定安裝在轉(zhuǎn)輪3上，轉(zhuǎn)輪3與主體I可以發(fā)生相對轉(zhuǎn)動；襯套7設(shè)置在主體I的另一端，測力頂桿6放置在襯套7內(nèi)；
[0032]數(shù)顯測力機構(gòu)為山度儀器SH-1K，測量范圍為300N-1200N，包括數(shù)顯儀9和測力計10，測力計10的測力端一 11和測力端二 12固定在主體I上，測力端二 12與測力頂桿6的端頭圓弧頂點接觸，數(shù)顯儀9通過數(shù)據(jù)線與測力計10連接；
[0033]尺寸測量機構(gòu)包括指不桿和標刻板，標刻板13設(shè)置在主體I上，標刻板13上設(shè)置長度標識線，指示桿8設(shè)置在螺紋頂桿5上，指示桿8的指示端位于長度標識線的上方，標刻板13的長度標識線為O?70mm，當航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度測量裝置兩端尺寸為320_時,指示桿8的指示端指在長度標識線0_處。航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度測量裝置還包括長度為60mm、110mm和160mm三種類型加長頂桿。
[0034]如圖3、4所示,本發(fā)明還涉及一種航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度的測量方法，包括如下步驟，
[0035](I)將上述的航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度測量裝置放入航空發(fā)動機矢量噴口內(nèi)，將螺紋頂桿5安裝在矢量噴口的下承力點14位置；
[0036](2)轉(zhuǎn)動轉(zhuǎn)盤4，轉(zhuǎn)輪3相對螺紋頂桿5轉(zhuǎn)動，轉(zhuǎn)輪3頂著主體I沿著螺紋頂桿5的軸向向上運動，當主體I另一端的測力頂桿6接觸到矢量噴口的上承力點15時，測力計10開始工作，數(shù)顯儀9顯示所述裝置承受的作用力；
[0037](3)繼續(xù)轉(zhuǎn)動轉(zhuǎn)盤4，隨著主體I的升高，所述裝置承受的作用力增大，當數(shù)顯儀9顯示作用力達到預(yù)定數(shù)值850N時，觀察指示桿8的指示端指在標刻板13上的長度標識線數(shù)值，所述裝置原始理論高度為320mm，再加上此時標刻板13上的長度標識線數(shù)值，即為矢量噴口承力狀態(tài)的高度。
【權(quán)利要求】
1.航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度測量裝置，其特征在于，所述裝置包括主體驅(qū)動機構(gòu)、數(shù)顯測力機構(gòu)和尺寸測量機構(gòu)； 所述主體驅(qū)動機構(gòu)包括主體、夾緊塊、轉(zhuǎn)輪、轉(zhuǎn)盤、螺紋頂桿、襯套和測力頂桿，所述夾緊塊設(shè)置環(huán)狀凹槽，所述轉(zhuǎn)輪設(shè)置環(huán)狀凸起，所述環(huán)狀凹槽與所述環(huán)狀凸起配合安裝在一起，所述夾緊塊與所述主體的一端固定連接在一起；所述轉(zhuǎn)輪設(shè)置內(nèi)螺紋，與所述螺紋頂桿的外螺紋配合安裝，所述轉(zhuǎn)盤固定安裝在所述轉(zhuǎn)輪上，所述轉(zhuǎn)輪與所述主體可以發(fā)生相對轉(zhuǎn)動；所述襯套設(shè)置在所述主體的另一端，所述測力頂桿放置在所述襯套內(nèi)； 所述數(shù)顯測力機構(gòu)包括數(shù)顯儀和測力計，所述測力計的測力端一和測力端二固定在所述主體上，所述測力端二與所述測力頂桿的端頭圓弧頂點接觸，所述數(shù)顯儀通過數(shù)據(jù)線與所述測力計連接； 所述尺寸測量機構(gòu)包括指示桿和標刻板，所述標刻板設(shè)置在所述主體上，所述標刻板上設(shè)置長度標識線，所述指示桿設(shè)置在所述螺紋頂桿上，所述指示桿的指示端位于所述長度標識線的上方。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度測量裝置，其特征在于，所述標刻板的長度標識線為O?70mm，當所述裝置兩端尺寸為320mm時，所述指示桿的指示端指在長度標識線Omm處。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度測量裝置，其特征在于，所述裝置還包括加長頂桿，所述加長頂桿前端設(shè)置螺桿尾端設(shè)置螺紋孔，所述螺紋頂桿和測力頂桿設(shè)置螺紋孔，所述加長頂桿與所述螺紋頂桿和測力頂桿之間及所述加長頂桿之間可以通過螺紋連接。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度測量裝置，其特征在于，所述加長頂桿有長度為60mm、I 1mm和160mm三種類型。
5.根據(jù)權(quán)利要求3所述的航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度測量裝置，其特征在于，所述裝置還包括螺釘頭，可以安裝在所述加長頂桿的尾端。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度測量裝置，其特征在于，所述數(shù)顯測力機構(gòu)為山度儀器SH-1K，測量范圍為300N-1200N。
7.一種航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度的測量方法，其特征在于，所述方法包括如下步驟， (1)將如權(quán)利要求1?6所述的航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度測量裝置放入航空發(fā)動機矢量噴口內(nèi)，將所述螺紋頂桿安裝在矢量噴口的下承力點位置； (2)轉(zhuǎn)動所述轉(zhuǎn)盤，所述轉(zhuǎn)輪相對所述螺紋頂桿轉(zhuǎn)動，所述轉(zhuǎn)輪頂著所述主體沿著所述螺紋頂桿的軸向運動，當所述主體另一端的所述測力頂桿接觸到矢量噴口的上承力點時，所述測力計開始工作，所述數(shù)顯儀顯示所述裝置承受的作用力； (3)繼續(xù)轉(zhuǎn)動所述轉(zhuǎn)盤，隨著所述主體的升高，所述裝置承受的作用力增大，當所述數(shù)顯儀顯示作用力達到預(yù)定數(shù)值850N時，觀察所述指示桿的指示端指在所述標刻板上的長度標識線數(shù)值，所述裝置原始理論高度為320mm，再加上此時標刻板上的長度標識線數(shù)值，即為矢量噴口承力狀態(tài)的高度。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的航空發(fā)動機矢量噴口承力狀態(tài)高度的測量方法，其特征在于，矢量噴口承力狀態(tài)高度測量范圍在381?435mm時，將長度為60mm的加長頂桿安裝在所述測力頂桿上；矢量噴口承力狀態(tài)高度測量范圍在431?485mm時，將長度為IlOmm的加長頂桿安裝在所述測力頂桿上；矢量噴口承力狀態(tài)聞度測量范圍在481?535mm時,將長度為160mm的加長頂桿安裝在所述測力頂桿上；矢量噴口承力狀態(tài)高度測量范圍在491?560mm時,將長度為60mm的加長頂桿安裝在所述測力頂桿上,將長度為IlOmm的加長頂桿安裝在所述螺紋頂桿上；矢量噴口承力狀態(tài)高度測量范圍在541?610mm時，將長度為60mm的加長頂桿安裝在所述測力頂桿上，將長度為160mm的加長頂桿安裝在所述螺紋頂桿上；矢量噴口承力狀態(tài)高度測量范圍在591?659mm時，將長度為IlOmm的加長頂桿安裝在所述測力頂桿上，將長度為160mm的加長頂桿安裝在所述螺紋頂桿上。
【文檔編號】G01B5/02GK104315956SQ201410624177
【公開日】2015年1月28日 申請日期:2014年11月7日 優(yōu)先權(quán)日:2014年11月7日
【發(fā)明者】謝慶飛, 彭會文, 唐曉東, 曾慶國, 左一 申請人:沈陽黎明航空發(fā)動機(集團)有限責(zé)任公司