一种飞机发动机叶片固有频率测量装置及其测量方法与流程

1.本发明涉及发动机叶片测量技术领域，尤其涉及一种飞机发动机叶片固有频率测量装置及其测量方法。


背景技术：

2.发动机大概分活塞和喷气式。活塞比较早期，它的叶片主要是用来产生力，就是叶片高速旋转产生推力或者升力(直升机)。喷气式较新，它的叶片不产生推力，譬如涡轮风扇发动机，风扇(叶片)旋转时将空气吸入发动机涵道里，部分空气进入内涵道经过压气机进入燃烧室和燃气混合进行燃烧，另外大部分空气进入外涵道，然后高速喷出产生推力，叶片的振动频率会对叶片的使用造成影响，若振动频率因为共振产生断裂失效，严重影响发动机的使用，造成事故。因此次航空发动机的叶片在检验时需要对振动频率进行检测，防止共振现象的发生。但是由于其独特的构造，不能够通过常规的固定装置进行定位，目前也缺乏相应的检测工装，导致航空发动机叶片检验较为不便，从而降低了航空发动机的测量效率。


技术实现要素：

3.本发明的目的在于：为了解决上述问题，而提出的一种飞机发动机叶片固有频率测量装置及其测量方法。
4.为了实现上述目的，本发明采用了如下技术方案：
5.一种飞机发动机叶片固有频率测量装置，包括基座，所述基座上设置有检测机构和固定机构，所述检测机构包括振动频率传感器，所述固定机构包括安装座，所述安装座的前端面设置有两个对称分布的移动座，所述移动座上具有限位凹槽，所述限位凹槽的内部安装有第一弧形块，所述第一弧形块上具有两个对称分布的弧形限位槽一，两个所述弧形限位槽一的内部设置有第二弧形块，所述第二弧形块上具有两个对称分布的弧形限位槽二，两个所述弧形限位槽二的内部安装有第三弧形块，所述第三弧形块上设置有两个对称分布的弧形橡胶块，所述基座的前端还设置有定位槽，所述定位槽的内部设置有压紧件，所述基座的后端面设置有驱动移动座移动的动力机构。
6.优选地，所述检测机构还包括固定支座，所述固定支座的底部容置于开设在基座上的导向槽的内部，所述固定支座的前端面连接有安装在机座上的液压伸缩杆，所述固定支座的上端面设置有立杆，所述立杆的外部套设置有移动块，所述移动块上设置有用于固定振动频率传感器的安装支架，所述移动块的侧壁旋合连接有定位螺柱。
7.优选地，所述安装座的前端面还具有凸起部，所述移动座的后端面设置有与凸起部相适配的滑动卡槽。
8.优选地，所述第一弧形块、第二弧形块、第三弧形块的弧面两侧边角处分别具有与限位凹槽、弧形限位槽一、弧形限位槽二相适配的弧形卡槽。
9.优选地，所述弧形橡胶块上具有内凹槽，所述内凹槽的两侧形成凸起夹爪。
10.优选地，所述压紧件包括压紧板，所述压紧板的后端面设置有贯穿安装座的调节
丝杆，所述调节丝杆的端部设置有手盘，所述调节丝杆的外部旋合连接有固定在安装座上的限位丝套。
11.优选地，所述动力机构包括动力座，所述动力座的后端部容置于开设在安装座上的限位滑槽内，所述动力座的前端面两侧设置有延伸部，所述延伸部通过转动轴连接有驱动齿轮，其中一侧的所述转动轴连接有驱动电机，所述驱动齿轮的一侧啮合连接有固定在安装座上的驱动齿条，所述动力座的前端面设置有两个对称分布的固定销，所述固定销上转动连接有驱动臂，所述驱动臂的另一端转动连接有连接杆，所述连接杆的另一端与移动座固定连接。
12.优选地，所述安装座上具有供两个连接杆穿过的预留槽。
13.一种飞机发动机叶片固有频率测量方法，包括以下步骤：
14.s1.将待测量的发动机叶片放置于定位槽内，并启动驱动电机；
15.s2.驱动电机运行，带动两个移动座向安装座的中心处移动，从而使第三弧形块从两侧对发动机叶片进行压紧，然后转动手盘，使得压紧板从内部对发动机叶片压紧；
16.s3.再将移动块调整至合适高度，旋紧定位螺柱，将振动频率传感器固定在设定高度，然后操控液压伸缩杆伸长，推动振动频率传感器移动至与发动机叶片相贴合；
17.s4.最后将整个基座放置在振动台上，进行振动试验，获取振动频率传感器与发动机叶片的相对振动位移幅值，然后利用相对振动位移的关系式，即可得出发动机叶片的振动位移波形，即达到对发动机叶片振动频率的测量目的。
18.综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
19.1、本技术中，驱动齿轮驱动两个移动座向安装座的中心处移动，移动座带动第一弧形块、第二弧形块、第三弧形块和弧形橡胶块从两侧对发动机叶片进行柔性压紧，再通过转动调节丝杆带动压紧板从内部对发动机叶片进行压紧，从而将发动机叶片稳定固定在安装座上，有利于提高发动机叶片的检测效率。
20.2、本技术中，压紧过程中第一弧形块在限位凹槽的内部进行滑动，第二弧形块在弧形限位槽一的内部进行滑动，第三弧形块在弧形限位槽二的内部进行滑动，经过多重滑动，使得弧形橡胶块与发动机叶片不同曲率的端面均可贴合压紧，提高了适用范围。
附图说明
21.图1示出了根据本发明实施例提供的一种飞机发动机叶片固有频率测量装置的立体结构示意图；
22.图2示出了根据本发明实施例提供的一种飞机发动机叶片固有频率测量装置的基座和安装座结构示意图；
23.图3示出了根据本发明实施例提供的一种飞机发动机叶片固有频率测量装置的后视结构示意图；
24.图4示出了根据本发明实施例提供的一种飞机发动机叶片固有频率测量装置的第一弧形块、第二弧形块、第三弧形块和弧形橡胶块爆炸结构示意图；
25.图5示出了根据本发明实施例提供的一种飞机发动机叶片固有频率测量装置的图3中a部放大结构示意图；
26.图6示出了根据本发明实施例提供的一种飞机发动机叶片固有频率测量装置的图
3中b部放大结构示意图。
27.图例说明：
28.1、基座；2、安装座；201、凸起部；202、定位槽；203、预留槽；204、导向槽；205、限位滑槽；3、移动座；301、限位凹槽；4、第一弧形块；401、弧形限位槽一；5、第二弧形块；501、弧形限位槽二；6、第三弧形块；7、弧形橡胶块；701、内凹槽；8、压紧板；9、调节丝杆；10、限位丝套；11、手盘；12、液压伸缩杆；13、固定支座；14、立杆；15、移动块；16、定位螺柱；17、安装支架；18、振动频率传感器；19、连接杆；20、动力座；21、固定销；22、驱动臂；23、驱动齿条；24、驱动齿轮；25、驱动电机。
具体实施方式
29.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
30.请参阅图1-6，本发明提供一种技术方案：
31.一种飞机发动机叶片固有频率测量装置，包括基座1，基座1上设置有检测机构和固定机构，检测机构包括振动频率传感器18，固定机构包括安装座2，安装座2的前端面设置有两个对称分布的移动座3，移动座3上具有限位凹槽301，限位凹槽301的内部安装有第一弧形块4，第一弧形块4上具有两个对称分布的弧形限位槽一401，两个弧形限位槽一401的内部设置有第二弧形块5，第二弧形块5上具有两个对称分布的弧形限位槽二501，两个弧形限位槽二501的内部安装有第三弧形块6，第三弧形块6上设置有两个对称分布的弧形橡胶块7，基座1的前端还设置有定位槽202，定位槽202的内部设置有压紧件，基座1的后端面设置有驱动移动座3移动的动力机构。
32.具体的，如图1所示，检测机构还包括固定支座13，固定支座13的底部容置于开设在基座1上的导向槽204的内部，固定支座13的前端面连接有安装在机座1上的液压伸缩杆12，固定支座13的上端面设置有立杆14，立杆14的外部套设置有移动块15，移动块15上设置有用于固定振动频率传感器18的安装支架17，移动块15的侧壁旋合连接有定位螺柱16，移动块15与立杆14滑动配合，使得移动块15可以移动至不同高度，通过旋紧定位螺柱16，使其端部与立杆14抵接，从而将移动块15固定轴在某一高度，液压伸缩杆12伸缩带动固定支座13在导向槽204的内部滑动，从而调节振动频率传感器18与发动机叶片之间的距离。
33.具体的，如图2所示，安装座2的前端面还具有凸起部201，移动座3的后端面设置有与凸起部201相适配的滑动卡槽，使得两个移动座3能够在安装座2的外部进行水平移动。
34.具体的，如图4所示，第一弧形块4、第二弧形块5、第三弧形块6的弧面两侧边角处分别具有与限位凹槽301、弧形限位槽一401、弧形限位槽二501相适配的弧形卡槽，使得第一弧形块4可在限位凹槽301的内部进行滑动，第二弧形块5可在弧形限位槽一401的内部进行滑动，第三弧形块6可在弧形限位槽二501的内部进行滑动。
35.具体的，如图4所示，弧形橡胶块7上具有内凹槽701，内凹槽701的两侧形成凸起夹爪，增大弧形橡胶块7与发动机叶片之间的摩擦力。
36.具体的，如图5所示，压紧件包括压紧板8，压紧板8的后端面设置有贯穿安装座2的
调节丝杆9，调节丝杆9的端部设置有手盘11，调节丝杆9的外部旋合连接有固定在安装座2上的限位丝套10，转动手盘11，使得手盘11带动调节丝杆9向内部旋进，调节丝杆9带动压紧板8在定位槽202的内部对发动机叶片进行再次压紧。
37.具体的，如图3和图6所示，动力机构包括动力座20，动力座20的后端部容置于开设在安装座2上的限位滑槽205内，动力座20的前端面两侧设置有延伸部，延伸部通过转动轴连接有驱动齿轮24，其中一侧的转动轴连接有驱动电机25，驱动齿轮24的一侧啮合连接有固定在安装座2上的驱动齿条23，动力座20的前端面设置有两个对称分布的固定销21，固定销21上转动连接有驱动臂22，驱动臂22的另一端转动连接有连接杆19，连接杆19的另一端与移动座3固定连接，驱动电机25通过转动轴带动驱动齿轮24转动，驱动齿轮24转动并在驱动齿条23的限制下向下移动，驱动齿轮24带动动力座20同步下移，动力座20带动固定销21下移，固定销21的下移带动两个驱动臂22之间的夹角逐渐变小，使得两个驱动臂22拉动两个连接杆19向安装座2的中心处移动，两个连接杆19带动移动座3同步移动，移动座3带动第一弧形块4、第二弧形块5、第三弧形块6和弧形橡胶块7从两侧对发动机叶片进行柔性压紧。
38.具体的，如图2所示，安装座2上具有供两个连接杆19穿过的预留槽203。
39.一种飞机发动机叶片固有频率测量方法，包括以下步骤：
40.s1.将待测量的发动机叶片放置于定位槽202内，并启动驱动电机25；
41.s2.驱动电机25运行，带动两个移动座3向安装座2的中心处移动，从而使第三弧形块6从两侧对发动机叶片进行压紧，然后转动手盘11，使得压紧板8从内部对发动机叶片压紧，驱动电机25通过转动轴带动驱动齿轮24转动，驱动齿轮24转动并在驱动齿条23的限制下向下移动，驱动齿轮24带动动力座20同步下移，动力座20带动固定销21下移，固定销21的下移带动两个驱动臂22之间的夹角逐渐变小，使得两个驱动臂22拉动两个连接杆19向安装座2的中心处移动，两个连接杆19带动移动座3同步移动，移动座3带动第一弧形块4、第二弧形块5、第三弧形块6和弧形橡胶块7从两侧对发动机叶片进行柔性压紧，压紧过程中第一弧形块4、第二弧形块5、第三弧形块6可根据发动机叶片的弧度进行自适应滑动压紧，再转动手盘11，使得手盘11带动调节丝杆9向内部旋进，调节丝杆9带动压紧板8在定位槽202的内部对发动机叶片进行再次压紧；
42.s3.再将移动块15调整至合适高度，旋紧定位螺柱16，将振动频率传感器18固定在设定高度，然后操控液压伸缩杆12伸长，推动振动频率传感器18移动至与发动机叶片相贴合，移动块15与立杆14滑动配合，使得移动块15可以移动至不同高度，通过旋紧定位螺柱16，使其端部与立杆14抵接，从而将移动块15固定轴在某一高度，液压伸缩杆12伸缩带动固定支座13在导向槽204的内部滑动，从而调节振动频率传感器18与发动机叶片之间的距离；
43.s4.最后将整个基座1放置在振动台上，进行振动试验，获取振动频率传感器18与发动机叶片的相对振动位移幅值，然后利用相对振动位移的关系式，即可得出发动机叶片的振动位移波形，即达到对发动机叶片振动频率的测量目的。
44.实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。