【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于航空发动机压气机喘振边界测定试验领域，具体涉及一种航空发动机压气机喘振边界测定试验装置及试验方法。
技术介绍
1、压气机性能试验是航空发动机核心机试验的重要组成部分，尾喷管出口面积大小是影响发动机共同工作线偏离压气机喘振边界的主要因素之一。尾喷管出口面积变化时，引起涡轮膨胀比变化，共同工作线移动，尾喷管出口面积越小，共同工作线越靠近喘振边界。在航空发动机压气机性能试验中，一般采用较为普遍的试验方法是通过调节尾喷管出口截面面积大小的方式来改变发动机排气流量，进而达到测试压气机性能的试验目的。传统的尾喷管出口面积调节装置结构复杂，往往安装于尾喷管出口面积处其安装方式十分不便，且适配性低。
2、进而，泰山学者工程项目针对上述存在的弊端进行了相应配套资助，以开发一种适配范围更广、测试更加方便准确的航空发动机压气机喘振边界测定试验装置及配套的相应试验方法。
技术实现思路
1、本专利技术的一个或多个实施例的细节在以下附图和描述中提出，以使本申请的其他特征、目的和优点更加简明易懂。
2、本专利技术提供了一种航空发动机压气机喘振边界测定试验装置，采用外置式的设置方式实现了对压气机性能测试试验的目的，其使用范围广，可适配不同型号规格的发动机。
3、本专利技术公开了一种航空发动机压气机喘振边界测定试验装置，包括：
4、节流锥，所述节流锥的前端用于延伸至发动机尾喷管内圈中，所述节流锥的扩径部用于设置于发动机尾喷管内圈和发动机尾喷管外圈之间的发
5、驱动机构，与所述节流锥相连接，并用于驱动所述节流锥的扩径部在发动机尾喷管喷气环腔处运动，从而改变所述节流锥的扩径部与发动机尾喷管外圈之间的横截面积大小；
6、调节组件，设于所述节流锥和所述驱动机构之间，并用于调节所述节流锥的中心轴线使其与发动机尾喷管喷气环腔的中心轴线相重合。
7、在一些实施方式中，所述调节组件包括：
8、下支撑臂，其下端与所述节流锥的后端相连接；
9、上支撑臂，其下端与所述下支撑臂的上端相铰接；
10、水平调节机构，设于所述下支撑臂和所述上支撑臂之间，并用于进行水平方向的倾角调节及锁定；
11、垂直调节机构，设于所述上支撑臂和所述驱动机构之间，并用于进行垂直方向的高度调节及锁定。
12、在一些实施方式中，水平调节机构包括：
13、凸起部和凹槽部，设于所述下支撑臂和所述上支撑臂的铰接处，且二者卡嵌铰接；
14、旋转定位轴和旋转定位凹槽，分别设于所述凸起部和所述凹槽部上，且所述旋转定位轴旋转卡嵌于所述旋转定位凹槽内；
15、调整滑块和调整滑槽，分别设于所述凸起部和所述凹槽部上，且所述调整滑块沿所述调整滑槽的设置方向滑移卡嵌运动；
16、调节丝杆，螺纹贯穿连接于所述调整滑槽的两侧，且所述调节丝杆的内端与所述调整滑块相抵接。
17、在一些实施方式中，所述调整滑块和所述调整滑槽对称的设置于所述旋转定位凹槽的两侧。
18、在一些实施方式中，所述旋转定位凹槽为具有侧开口结构的卡槽。
19、在一些实施方式中，所述驱动机构包括：
20、固定支板；
21、驱动电机和滑移座，分别固定安装和滑移安装于所述固定支板上；
22、丝轴，设于所述驱动电机的驱动端并与所述滑移座螺纹连接。
23、在一些实施方式中，所述垂直调节机构为垫片，并设于所述滑移座和所述上支撑臂之间。
24、在一些实施方式中，还包括：
25、垫片调节插块和垫片调节槽，设于所述上支撑臂的上端；
26、所述垫片调节插块与所述滑移座上设有的垫片调节插孔相插接；
27、所述垫片调节槽处设有用于与所述滑移座螺纹连接的连接螺栓。
28、在一些实施方式中，所述节流锥的几何中心处设有连接槽；所述连接槽上设有用于支撑固定所述节流锥前端的第一支撑环和所述节流锥扩径部的第二支撑环；所述下支撑臂的下端设有用于与所述连接槽相插接的连接部和用于与所述节流锥固定连接的锁紧孔。
29、一种试验方法，包括：如上述实施方式中任一项所述的航空发动机压气机喘振边界测定试验装置；
30、通过仿真计算得到预期发动机尾喷管喷气环腔出口等效面积的最大值与最小值，并根据其预期的最大值和最小值得到节流锥的初始设定位置和极限设定位置；
31、通过调节组件确保节流锥的中心轴线与发动机尾喷管喷气环腔的中心轴线相重合，且节流锥的前段始终保持伸入发动机尾喷管内圈状态；在某一发动机转速下，通过驱动机构驱动节流锥使其从初始设定位置向极限设定位置运动，在运动过程中当压气机发生喘振，则节流锥立刻停止前进并快速退回至初始位置，根据节流锥实际前进的极限位置所对应的尾喷管喷气环腔出口等效面积，得到该转速下的实际喘振裕度，重复上述步骤测定发动机在其余转速下的压气机喘振裕度，以对航空发动机压气机喘振边界进行测定。
32、与现有技术相比，本专利技术的有益效果如下：
33、1、采用外置式的结构设置，不仅便于操作设置，同时可适配不同型号规格的发动机，为保证测试精度的准确性，采用直线驱动的方式并配合调节组件使节流锥与发动机尾喷管喷气环腔的中心轴线始终重合，从而通过节流锥的位移改变与发动机尾喷管喷气环腔之间的面积，并实现位移距离与尾喷口面积大小的一一对应，从而可以得到不同转速下的压气机喘振裕度，以对航空发动机压气机喘振边界进行测定。
34、2、水平调节机构的调节方式简单、可靠，多卡嵌滑槽连接的方式保证了调节过程中的运动导向，且均通过丝杆的调节方式进行位移上的调整，从而极大的确保了调节精度；垂直调节机构设置方式简单、有效，通过增加垫片的方式即可快速实现。
35、3、驱动结构采用往复式的丝杆结构进行驱动，其控制精度高，运行平稳，安全可靠性强。
36、4、节流锥整体采用可拆卸式结构设计，可以通过更换相应的工作型面及支撑结构来达到适配不同的发动机型号，同时其整体设计轻量化，结构稳定性强，可承受气流来流方向较大的冲击力作用。
37、附图说明
38、此处所说明的附图用来提供对本专利技术的进一步理解，构成本专利技术的一部分，本专利技术的示意性实施例及其说明用于解释本专利技术，并不构成对本专利技术的不当限定。
39、图1为本专利技术的立体结构示意图一。
40、图2为本专利技术的立体结构示意图二。
41、图3为本专利技术下支撑臂的立体结构示意图。
42、图4为本专利技术上支撑臂的立体结构示意图。
43、图5为本专利技术的主视图。
44、图6为本专利技术的试验气流走向示意图。
45、图7为本专利技术的试验结构示意图。
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1.一种航空发动机压气机喘振边界测定试验装置，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的航空发动机压气机喘振边界测定试验装置，其特征在于，所述调节组件包括：
3.根据权利要求2所述的航空发动机压气机喘振边界测定试验装置，其特征在于，水平调节机构包括：
4.根据权利要求3所述的航空发动机压气机喘振边界测定试验装置，其特征在于，所述调整滑块和所述调整滑槽对称的设置于所述旋转定位凹槽的两侧。
5.根据权利要求3所述的航空发动机压气机喘振边界测定试验装置，其特征在于，所述旋转定位凹槽为具有侧开口结构的卡槽。
6.根据权利要求2所述的航空发动机压气机喘振边界测定试验装置，其特征在于，所述驱动机构包括：
7.根据权利要求6所述的航空发动机压气机喘振边界测定试验装置，其特征在于，所述垂直调节机构为垫片，并设于所述滑移座和所述上支撑臂之间。
8.根据权利要求7所述的航空发动机压气机喘振边界测定试验装置，其特征在于，还包括：
9.根据权利要求2所述的航空发动机压气机喘振边界测定试验装置，其特征在于，所
10.一种试验方法，其特征在于，包括：如权利要求1-9中任一项所述的航空发动机压气机喘振边界测定试验装置；
...【技术特征摘要】
1.一种航空发动机压气机喘振边界测定试验装置，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的航空发动机压气机喘振边界测定试验装置，其特征在于，所述调节组件包括：
3.根据权利要求2所述的航空发动机压气机喘振边界测定试验装置，其特征在于，水平调节机构包括：
4.根据权利要求3所述的航空发动机压气机喘振边界测定试验装置，其特征在于，所述调整滑块和所述调整滑槽对称的设置于所述旋转定位凹槽的两侧。
5.根据权利要求3所述的航空发动机压气机喘振边界测定试验装置，其特征在于，所述旋转定位凹槽为具有侧开口结构的卡槽。
6.根据权利要求2所述的航空发动机压气机喘振边界测定试验装置，其特征在于，所述驱动机构包括：...
【专利技术属性】
技术研发人员：赵起，李德彬，王勋，张传杰，高有，张建利，于敏健，孙大伟，赵晋苇，滕佳苇，吴朋程，王晓安，郭玉超，刘睿，龚建波，杜强，杨金虎，阮昌龙，刘富强，徐纲，
申请(专利权)人：青岛航空技术研究院，
类型：发明
国别省市：
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