一种测量航空发动机导向器喉道面积的装置制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种测量航空发动机导向器喉道面积的装置，属于航空发动机检测领域，涉及航空发动机涡轮导向器喉道面积测量。该装置主要包括底板9、定位心轴12、N个测量截面宽度的杠杆组件、1个测量截面高度的杠杆、2N个位移传感器和定位部件。本发明专利技术创造的优点是：采用符合六点定位原理的定位系统，使测量装置工作过程定位准确，测量结果稳定可靠，重复精度高。使用N组杠杆组件集成结构，一次定位可实现一个通道的多个截面的宽度和截面高度的同时测量，消除了采用多套测具测量的定位误差，减少了多次操作造成的人为测量误差的累积，同时使操作过程简单，工作效率大幅提高。

【技术实现步骤摘要】
【专利摘要】本专利技术公开了一种测量航空发动机导向器喉道面积的装置，属于航空发动机检测领域，涉及航空发动机涡轮导向器喉道面积测量。该装置主要包括底板9、定位心轴12、N个测量截面宽度的杠杆组件、1个测量截面高度的杠杆、2N个位移传感器和定位部件。本专利技术创造的优点是：采用符合六点定位原理的定位系统，使测量装置工作过程定位准确，测量结果稳定可靠，重复精度高。使用N组杠杆组件集成结构，一次定位可实现一个通道的多个截面的宽度和截面高度的同时测量，消除了采用多套测具测量的定位误差，减少了多次操作造成的人为测量误差的累积，同时使操作过程简单，工作效率大幅提高。【专利说明】一种测量航空发动机导向器喉道面积的装置
本专利技术创造属于航空发动机检测领域，涉及航空发动机涡轮导向器喉道面积测量。
技术介绍
航空发动机一级导向器喉道面积是影响发动机性能的重要参数。因为导向器结构复杂，其喉道面积的测量成为发动机制造及装配过程中的关键。目前，航空发动机导向器喉道为近似梯形形状，其面积通过测量发动机导向器喉道不同截面的宽度和高度后间接计算得到。现有的航空发动机导向器喉道面积测量装置多采用机械卡钳式测具。测量一个导向器需要多套测具和多套标准件，工作时分别测量出每一个通道的不同截面的宽度和高度进行计算。这种装置在测量过程中，每套测具都需要独立的定位和测量，因此，其定位误差和人为的测量误差会多次累积，造成测量不准确；同时，多套测具也造成测量过程繁琐、效率低下。
技术实现思路
本专利技术创造的目的是提供一种高效可靠的航空发动机导向器喉道面积测量装置，完成每组叶片的各个通道以及导向器总面积的快速精确测量。本专利技术创造的目的是通过下述的技术方案实现的:一种测量航空发动机导向器喉道面积的装置，主要包括底板9、定位心轴12、N个测量截面宽度的杠杆组件、I个测量截面高度的杠杆、2N个位移传感器和定位部件；所述定位心轴12通过连接板10置于底板9上；所述测量截面宽度的杠杆组件有一个钝角子杠杆和一个锐角子杠杆组成，所述钝角子杠杆和锐角子杠杆上均有绕定位心轴12回转的孔，且两个子杠杆回转孔处有相互贴合的台阶凹面；所述钝角子杠杆的其中一臂内侧有球头测量销I 13进行喉道叶背点测量，球头测量销I 13的球心在钝角子杠杆的贴合台阶凹面上；所述锐角子杠杆的其中一臂端头有圆柱测量销II 14进行喉道叶片排气边测量，圆柱测量销II 14的轴线在锐角子杠杆的的贴合台阶凹面上；所述锐角子杠杆两臂形成的角度与Y相等，Y为发动机导向器喉道面与导向器端面间夹角；所述钝角子杠杆两臂形成角度与Y相补；所述锐角子杠杆与钝角子杠杆不具有测量销的两臂在弹簧作用下处于同一直线上；相邻测量截面宽度的杠杆组件之间有衬套6 ；同时，锐角子杠杆与钝角子杠杆不具有测量销的两臂分别与固定在底板9上的位移传感器8的测头顶靠；所述测量截面高度的杠杆5绕连接板10上的另一心轴转动，其一臂内侧有球头测量销，另一臂与固定在底板9上的位移传感器8的测头顶靠，同时该臂与底板9之间有弹 所述定位部件包括连接板10和垂直安装于连接板10底面上的两个定位销II 11，所述两个定位销II 11之间的连线与定位心轴12轴线平行，同时，一个测量截面宽度的杠杆组件的钝角子杠杆固定，测量时，将所述测量航空发动机导向器喉道面积的装置的连接板10的底面与两个定位销II 11所形成的直角定位面放置到待测航空发动机涡轮导向器某一叶片的排气边上，两个定位销II 11、固定的钝角子杠杆以及连接板10的底面形成测量导向器喉道宽度方向上定位；连接板10上还有定位销I 7形成高度方向上定位。本专利技术创造的优点是:采用符合六点定位原理的定位系统，使测量装置工作过程定位准确，测量结果稳定可靠，重复精度高。使用N组杠杆组件集成结构，一次定位可实现一个通道的多个截面的宽度和截面高度的同时测量，消除了采用多套测具测量的定位误差，减少了多次操作造成的人为测量误差的累积，同时使操作过程简单，工作效率大幅提闻。【专利附图】【附图说明】;图1是实施例中测量某航空发动机低压涡轮一级导向器喉道面积的示意图； 阅图2是图1的A-A剖视图，是实施例中导向器一个通道的测点及定位点布局示意图; 图3是实施例中航空发动机导向器喉道面积的测量装置的机械结构示意图；图4是图3的左视图；图5是实施例中测量宽度杠杆示意图；图6是图5的俯视图；图中，1-截面宽度杠杆组件I，2-截面宽度杠杆组件II，3-截面宽度杠杆组件III，4-截面宽度杠杆组件IV，5-截面高度杠杆组件，6-衬套，7-定位销I，8-传感器，9-底板，10-连接板，11-定位销II，12-定位心轴，13-测量销I，14-测量销II。【具体实施方式】:本实施例中提供一种某航空发动机低压涡轮一级导向器喉道面积的测量装置。参阅图1，点B、C表示喉道宽度测量点，W为所测宽度。参阅图2，在实际测量中，喉道宽度通过n-n、p-p、m-m、q-q4个截面进行，喉道高度则通过G、D为测量点，H为所测高度。图3是测量装置机械图。图中件1、2、3、4分别是测量n_n、p-p、m_m、q-q四个截面的杠杆组件，安装在定位心轴12上。定位心轴12安装在连接板10上，连接板10通过螺钉与矩形底板9连接。每个截面由两个杠杆组成，测量同一截面的两个点。图4为其中一个截面的工作示意图。件5为测量截面高度的杠杆组件。件11是安装在连接板10上的2个定位销II，测量装置通过件10、件11进行定位。为实现零件准确定位，将I?4杠杆组件中安装测量销I 13的任一个杠杆固定，做为一个定位点。件7是测量截面高度方向的定位销I。测量时通过1、2、3、4、5杠杆组件将测量数据传递到安装在底板9上的位移传感器7，位移传感器7再将数据传递到计算机进行处理。件6是衬套，通过改变衬套厚度，可以调整1、2、3、4四个截面的杠杆组件的距离。图5是测量截面宽度杠杆示意图，图6是图5的俯视图。杠杆采用此结构，可以保证测量销I 13、测量销II 14所测量点位于同一截面。测量销II 14是圆柱形结构，用其母线在相应角度对叶片进行接触测量，解决了截面宽度测量时叶片排气边缘上的测点难以准确捕捉的问题。一种测量航空发动机导向器喉道面积的装置，主要包括底板9、定位心轴12、4个测量截面宽度的杠杆组件、I个测量截面高度的杠杆、8个位移传感器和定位部件；所述定位心轴12通过连接板10置于底板9上；所述测量截面宽度的杠杆组件有一个钝角子杠杆和一个锐角子杠杆组成，所述钝角子杠杆和锐角子杠杆上均有绕定位心轴12回转的孔，且两个子杠杆回转孔处有相互贴合的台阶凹面；所述钝角子杠杆的其中一臂内侧有球头测量销I 13进行喉道叶背点测量，球头测量销I 13的球心在钝角子杠杆的贴合台阶凹面上；所述锐角子杠杆的其中一臂端头有圆柱测量销II 14进行喉道叶片排气边测量，圆柱测量销II 14的轴线在锐角子杠杆的的贴合台阶凹面；所述锐角子杠杆两臂形成的角度为30度，其中，发动机导向器喉道面与导向器端面间夹角也为30度；所述钝角子杠杆两臂形成角度为150度；所述锐角子杠杆与钝角子杠杆不具有测量销的两臂在弹簧作用下处于同一直线上；相邻测量截面宽度的杠杆组件之间有衬套6 ；同时，锐角子杠杆与钝角子杠杆不具有测量销的两臂分本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种测量航空发动机导向器喉道面积的装置，主要包括底板（9）、定位心轴（12）、N个测量截面宽度的杠杆组件、1个测量截面高度的杠杆、2N个位移传感器和定位部件；所述定位心轴（12）通过连接板（10）置于底板（9）上；所述测量截面宽度的杠杆组件有一个钝角子杠杆和一个锐角子杠杆组成，所述钝角子杠杆和锐角子杠杆上均有绕定位心轴（12）回转的孔，且两个子杠杆回转孔处有相互贴合的台阶凹面；所述钝角子杠杆的其中一臂内侧有球头测量销Ⅰ（13）进行喉道叶背点测量，球头测量销Ⅰ（13）的球心在钝角子杠杆的贴合台阶凹面上；所述锐角子杠杆的其中一臂端头有圆柱测量销Ⅱ（14）进行喉道叶片排气边测量，圆柱测量销Ⅱ（14）的轴线在锐角子杠杆的的贴合台阶凹面上；所述锐角子杠杆两臂形成的角度与γ相等，γ为发动机导向器喉道面与导向器端面间夹角；所述钝角子杠杆两臂形成角度与γ相补；所述锐角子杠杆与钝角子杠杆不具有测量销的两臂在弹簧作用下处于同一直线上；相邻测量截面宽度的杠杆组件之间有衬套（6）；同时，锐角子杠杆与钝角子杠杆不具有测量销的两臂分别与固定在底板（9）上的位移传感器（8）的测头顶靠；所述测量截面高度的杠杆（5）绕连接板（10）上的另一心轴转动，其一臂内侧有球头测量销，另一臂与固定在底板（9）上的位移传感器（8）的测头顶靠，同时该臂与底板（9）之间有弹簧；所述定位部件包括连接板（10）和垂直安装于连接板（10）底面上的两个定位销Ⅱ（11），所述两个定位销Ⅱ（11）之间的连线与定位心轴（12）轴线平行，同时，一个测量截面宽度的杠杆组件的钝角子杠杆固定；连接板（10）上还有定位销Ⅰ（7）形成高度方向上定位。...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：杨金明，朱晓婵，白海滨，高锋利，岳建武，王俊，牛西贵，苏琳，张春峰，郭霞，陈建伟，池斌，
申请(专利权)人：西安航空动力股份有限公司，
类型：发明
国别省市：