[发明专利]航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置及测量方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种测量装置，具体涉及一种航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置及测量方法。

背景技术

发动机矢量喷口部件装配完成后，通过液压系统调整试验装置控制喷口张开的高度，在喷口内部需模拟承受850N作用力时，喷口的高度具体数值，此项试验测量结果最终将影响发动机的工作状态及性能。如在承受850N作用力下，喷口张开高度不能达到设计要求时，需及时通过系统内定压活门弹簧的调整螺钉进行调整，从而实现发动机预定工作性能。基于上述原因我们需要对矢量喷口承力状态下的高度尺寸进行精确测量，并且在批量生产中，大幅提高装配部件的试验效率与测量效率。

发明内容

本发明提供一种航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置及测量方法，能够准确模拟航空发动机矢量喷口承力状态，并精确测量矢量喷口承力状态下的高度。

本发明的技术方案如下：

一种航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置，包括主体驱动机构、数显测力机构和尺寸测量机构；

所述主体驱动机构包括主体、夹紧块、转轮、转盘、螺纹顶杆、衬套和测力顶杆，所述夹紧块设置环状凹槽，所述转轮设置环状凸起，所述环状凹槽与所述环状凸起配合安装在一起，所述夹紧块与所述主体的一端固定连接在一起；所述转轮设置内螺纹，与所述螺纹顶杆的外螺纹配合安装，所述转盘固定安装在所述转轮上，所述转轮与所述主体可以发生相对转动；所述衬套设置在所述主体的另一端，所述测力顶杆放置在所述衬套内；

所述数显测力机构包括数显仪和测力计，所述测力计的测力端一和测力端二固定在所述主体上，所述测力端二与所述测力顶杆的端头圆弧顶点接触，所述数显仪通过数据线与所述测力计连接；

所述尺寸测量机构包括指示杆和标刻板，所述标刻板设置在所述主体上，所述标刻板上设置长度标识线，所述指示杆设置在所述螺纹顶杆上，所述指示杆的指示端位于所述长度标识线的上方。

所述的航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置，其优选方案为，所述标刻板的长度标识线为0～70mm，当所述装置两端尺寸为320mm时，所述指示杆的指示端指在长度标识线0mm处。

所述的航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置，其优选方案为，所述装置还包括加长顶杆，所述加长顶杆前端设置螺杆尾端设置螺纹孔，所述螺纹顶杆和测力顶杆设置螺纹孔，所述加长顶杆与所述螺纹顶杆和测力顶杆之间及所述加长顶杆之间可以通过螺纹连接。

所述的航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置，其特征在于，所述加长顶杆有长度为60mm、110mm和160mm三种类型。

所述的航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置，其优选方案为，所述装置还包括螺钉头，可以安装在所述加长顶杆的尾端。

所述的航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置，其优选方案为，所述数显测力机构为山度仪器SH-1K，测量范围为300N-1200N。

本发明还涉及一种航空发动机矢量喷口承力状态高度的测量方法，包括如下步骤，

(1)将上述的航空发动机矢量喷口承力状态高度测量装置放入航空发动机矢量喷口内，将所述螺纹顶杆安装在矢量喷口的下承力点位置；

(2)转动所述转盘，所述转轮相对所述螺纹顶杆转动，所述转轮顶着所述主体沿着所述螺纹顶杆的轴向运动，当所述主体另一端的所述测力顶杆接触到矢量喷口的上承力点时，所述测力计开始工作，所述数显仪显示所述装置承受的作用力；

(3)继续转动所述转盘，随着所述主体的升高，所述装置承受的作用力增大，当所述数显仪显示作用力达到预定数值850N时，观察所述指示杆的指示端指在所述标刻板上的长度标识线数值，所述装置原始理论高度为320mm，再加上此时标刻板上的长度标识线数值，即为矢量喷口承力状态的高度。