轉角測量裝置的制作方法
本發明涉及一種航空發動機在試車臺試驗中所用到的測量裝置，尤其涉及一種對航空發動機沿相互垂直的三個坐標軸轉動微小角度進行測量的轉角測量裝置。
背景技術：
航空發動機試車一般位于大型流道試驗臺內并采用桁架結構支撐發動機，尤其是渦槳、渦扇類發動機一般還是懸臂桁架結構。在試車過程中，發動機受到氣流反力產生的扭矩會經過機匣傳遞到其支撐結構上，故發動機機匣截面以及支撐結構將發生一定的相對平移和偏轉。現有技術1中一般多是在發動機機匣某截面處設置一個定位塊，然后沿某個方向且距離定位塊d處設置一個觸發按鈕，如果按鈕被觸發則說明發動機定位塊最大移動距離達到了當前位置，再通過設置的距離d與軸向半徑r的關系
在所述背景技術部分公開的上述信息僅用于加強對本發明的背景的理解，因此它可以包括不構成對本領域普通技術人員已知的現有技術的信息。
技術實現要素：
本發明的目的在于克服上述現有技術的不足，提供一種精確測量發動機機匣上任意截面位置相對靜止地面繞x，y，z三軸轉角的轉角測量裝置。
本發明的額外方面和優點將部分地在下面的描述中闡述，并且部分地將從描述中變得顯然，或者可以通過本發明的實踐而習得。
根據本發明的一個方面，一種轉角測量裝置，用于測量航空發動機在試車臺實驗中截面沿相互垂直的xyz軸的轉動角度，其中x軸為水平軸，y軸為豎直軸，z軸為水平軸并與所述航空發動機的軸線重合，其特征在于，所述轉角測量包括轉接模塊、正交反射模塊、兩組發射接收模塊以及兩組實時監控模塊；轉接模塊固定連接于所述航空發動機的待測的截面；正交反射模塊包括與所述轉接模塊連接的安裝臺以及可拆卸地安裝于所述安裝臺上的正交反射鏡，所述正交反射鏡具有兩個與x軸和y軸分別垂直的鏡面；所述發射接收模塊包括測量激光器、接收框和接收網格，所述接收網格固定于所述接收框，所述測量激光器設置于所述接收網格，兩個所述接收框分別平行于兩個所述鏡面，所述測量激光器用于向與接收框平行的鏡面發射激光；兩組實時監控模塊分別設置于其中一個所述接收網格，接收所述鏡面反射的激光并輸出激光的坐標。
根據本發明的一實施方式，所述實時監控模塊包括設置于接收網格并能夠感應激光的激光接收屏幕。
根據本發明的一實施方式，所述實時監控模塊包括設置于接收網格的坐標紙以及監控所述坐標紙的攝像機。
根據本發明的一實施方式，所述安裝臺包括轉動調節桿以及xy俯仰調節架，所述轉動調節桿包括外套及內桿，所述外套固定于所述轉接模塊，所述內桿能夠在外套內進行伸縮并固定于外套，且內桿與xy俯仰調節架相連并帶動xy俯仰調節架繞z軸轉動；所述xy俯仰調節架包括調節架底板、彈簧、固定滾珠以及兩個微調螺釘；所述調節架底板與內桿連接；所述彈簧連接正交反射鏡與調節架底板；所述固定滾珠設置在正交反射鏡與調節架底板之間；兩個所述微調螺釘設在調節架底板上并與所述正交反射鏡接觸。
根據本發明的一實施方式，所述正交反射模塊還包括校準反射鏡及校準激光器，所述校準反射鏡包括與z軸平行并與水平面呈45度的半反半透鏡，所述校準激光器位于校準平面的上方并豎直向下向半反半透鏡發射激光，所述半反半透鏡使激光分成兩束并分別射向兩個所述接收網格。
根據本發明的一實施方式，兩個所述發射接收模塊分別安裝于墻壁和地面上。
由上述技術方案可知，本發明的優點和積極效果在于：
本發明轉角測量裝置，通過光點的距離計算待測截面繞某方向轉動角度，采用光杠桿原理將轉角放大成兩倍，且投射距離和光點移動位移大，因此可以忽略發動機平動位移帶來的誤差影響，還進一步提高了測量角度靈敏度，提高了準確度。
附圖說明
通過參照附圖詳細描述其示例實施方式，本發明的上述和其它特征及優點將變得更加明顯。
圖1是本發明一實施方式的轉角測量裝置的示意圖；
圖2是圖1的轉角測量裝置在校準時的示意圖；
圖3是本發明工作原理圖；
圖4是圖1中的安裝臺的示意圖。
具體實施方式
現在將參考附圖更全面地描述示例實施方式。然而，示例實施方式能夠以多種形式實施，且不應被理解為限于在此闡述的實施方式；相反，提供這些實施方式使得本發明將全面和完整，并將示例實施方式的構思全面地傳達給本領域的技術人員。圖中相同的附圖標記表示相同或類似的結構，因而將省略它們的詳細描述。
參見圖1至圖4，本發明公開了一種轉角測量裝置，用于測量航空發動機00在試車臺實驗中截面沿相互垂直的xyz軸的轉動角度，其中x軸為水平軸，y軸為豎直軸，z軸為水平軸并與所述航空發動機的軸線重合。本轉角測量裝置包括轉接模塊10、正交反射模塊20、兩組發射接收模塊30以及兩組實時監控模塊40。其中，在圖中僅顯示一組發射接收模塊30和實時監控模塊40。
轉接模塊10固定連接于航空發動機的待測的截面，該轉接模塊10根據發動機機匣的待測截面的形狀而定，一般通過若干處合適的剛性連接至機匣，該轉接模塊10的質量一般不大，但是要求連接牢固。
正交反射模塊20包括與轉接模塊10連接的安裝臺以及可拆卸地安裝于安裝臺上的正交反射鏡23，正交反射鏡23具有兩個與x軸和y軸分別垂直的鏡面。該正交反射鏡與安裝臺的連接方式并不限定，只要能夠固定連接即可。在本實施方式中，該正交反射鏡23與安裝臺之間是可以調節的，以便對正交反射鏡23的角度進行微調。具體而言，在本實施方式中，該安裝臺包括轉動調節桿21及xy俯仰調節架22，轉動調節桿包括外套及內桿，所述外套固定于所述轉接模塊10，所述內桿能夠在外套內進行伸縮并固定于外套，且內桿與xy俯仰調節架22相連并帶動xy俯仰調節架繞z軸轉動。內桿與外套之間進行固定的具體結構并不限制，可以用緊定螺釘、卡爪、齒輪、蝸輪等機構。
xy俯仰調節架22包括調節架底板221、彈簧224、固定滾珠223以及兩個微調螺釘222。調節架底板與內桿連接；所述彈簧連接正交反射鏡與調節架底板；所述固定滾珠設置在正交反射鏡與調節架底板之間；兩個所述微調螺釘設在調節架底板上并與所述正交反射鏡接觸。微調螺釘222與固定滾珠223
所述發射接收模塊30包括測量激光器31、接收框32和接收網格33，所述接收網格33固定于所述接收框32，所述測量激光器31設置于所述接收網格33，兩個所述接收框32分別平行于正交反射鏡的兩個所述鏡面，所述測量激光器31用于向與接收框32平行的鏡面發射激光。在本實施方式中，兩個發射接收模塊分別安裝在墻壁和地面上。接收框32的四角可固定螺釘，并用螺釘調整對正正交反射模塊20。接收網格33由于是網格結構的，因而能夠有利于安裝激光接收屏幕。
兩組實時監控模塊40分別設置于其中一個所述接收網格，接收所述鏡面反射的激光并輸出激光的坐標，實時監控模塊的具體結構并不限制。在本實施方式中，實時監控模塊40包括設置于接收網格33并能夠感應激光的激光接收屏幕41。該激光接收屏幕41能夠在感應到激光的位置后，直接輸出激光的坐標。該實時監控模塊40也可以包括設置于接收網格33的坐標紙以及監控所述坐標紙的攝像機，該攝像機拍攝的圖像中可以得到激光的光點在坐標紙中的位置坐標。
由圖2可知，本發明實施方式中，正交反射模塊還可以進一步包括校準反射鏡24及校準激光器25，所述校準反射鏡包括與z軸平行并與水平面呈45度的半反半透鏡，所述校準激光器25位于校準平面的上方并豎直向下向半反半透鏡發射激光，所述半反半透鏡使激光分成兩束并分別射向兩個所述接收網格。半反半透鏡可以在兩個接受網格上投射出光點，根據光路可逆原理，這兩個光點即為測量激光器的安裝位置。測量激光器的安裝位置作為原點，可以在實時監控模塊的激光接受屏幕或者坐標紙等結構上確定坐標系。坐標系確定后，將校準反射鏡24取下并更換為正交反射鏡23。
下面以繞著z軸的轉動角度為例，來說明本轉角測量裝置的使用過程。
航空發動機試車時，待測截面會帶動正交反射鏡23分別繞x、y、z軸發生轉動，轉角設為α、β、γ，同時也會沿x、y、z軸發生平動位移，位移大小為u、v、w。如圖3所示，正交反射鏡23隨待測截面繞z軸(發動機中心軸)轉動角度γ，此時正交反射鏡23亦發生偏轉角度γ，而反射光束ⅱ的轉角為2γ，在激光接收屏幕41的光點朝y方向移動距離y。同時正交反射鏡23沿-x軸方向平移位移為u(或者沿-y軸平移位移v)，則反射光束ⅱ’朝y方向移動距離y1(或者沿-y軸平移引起的距離y1’)。其中，l為激光接收屏幕41到正交反射鏡23的距離，遠遠大于截面的平移位移u、v。通過實時監控模塊40測量反射光束的移動距離y可知：
y＝l·tan2γ≈l·2γ(1)
y1＝u·tan2γ≈u·2γ(2)
y1′＝v·tanγ·tan2γ≈v·γ·2γ(3)
由于γ,u,v均為小量，而l＞＞u，v，所以y＞＞y1，y1′，計算轉角時，可以忽略y1，y1′的造成的誤差影響，直接通過式(1)得到待測截面繞z軸轉角γ。其余轉角α、β也可通過類似關系得到。
本發明通過光點的距離計算待測截面繞某方向轉動角度，采用光杠桿原理將轉角放大成兩倍，且投射距離l和光點移動位移y大，因此可以忽略發動機平動位移帶來的誤差影響，還進一步提高了測量角度靈敏度，提高了準確度。本申請的技術方案避免了現有技術中的
以上具體地示出和描述了本發明的示例性實施方式。應該理解，本發明不限于所公開的實施方式，相反，本發明意圖涵蓋包含在所附權利要求的精神和范圍內的各種修改和等效布置。
- 還沒有人留言評論。精彩留言會獲得點贊！