一种航空螺旋桨性能测试装置及其使用方法

1.本发明涉及螺旋桨测试装置技术领域，具体而言，涉及一种航空螺旋桨性能测试装置及其使用方法。


背景技术：

2.航空螺旋桨是时控件，达到规定的使用寿命或者库存寿命后就必须进行维修。在飞机滑行及起飞阶段，螺旋桨桨叶很容易遭受到地面砂石等外来物的撞击，会在桨叶前缘、工作面等区域留下许多凹坑，为了消除应力集中和保证光滑的气动外形，需要在维修工作中，对桨叶进行打磨处理，且由于螺旋桨平衡至关重要，需要对维修后的螺旋桨进行平衡测试，进而采取配平等方式实现螺旋桨的平衡性。目前，航空螺旋桨维修行业，可实现对维修后的螺旋桨进行静平衡(即螺旋桨处于静止状态下)测试，维修人员根据静平衡测试结果，对螺旋桨进行配平，来确保螺旋桨重心在中心位置上。然而，螺旋桨的平稳运行并不只是由静平衡来决定的，由于每片桨叶的初始制造、使用或者维修打磨后，均会使得桨叶外形发生变化，在旋转之后所产生的气动力会不同，也会产生不平衡，动平衡(即螺旋桨处于运行状态下)对螺旋桨的平稳运行极其重要。
3.飞机运行过程中，除了螺旋桨的旋转外，还伴随着螺旋桨的变距(螺旋桨变距的目的是在一定范围内，都保持合适的迎角，使得螺旋桨具有较高的工作效率和使发动机转速保持稳定的工作状态。传统飞机螺旋桨主要依靠滑油压力进行变距，如图1和2所示，传统飞机螺旋桨前端安装有油缸1’(来自发动机2’的滑油经调速器3’后通过变距杆4’中心的滑油通道41’进出油缸1’)，油缸1’内部设有活塞5’，活塞5’一侧是来自发动机2’的滑油，另一侧设有弹簧6’。利用发动机2’不间断的滑油供给，再通过调速器3’对滑油供给量进行调节，当滑油供给增大时，滑油推动活塞5’向右运动，从而压缩弹簧6’，带动变距杆4’右移，螺旋桨开始变距；当滑油供给减小时，滑油压力不足以与弹簧6’抗衡，活塞5’向左运动，螺旋桨开始回到初始桨距位置，从而实现通过对油缸1’内滑油压力的控制以最终实现变距角度的控制。)，在进行动平衡测试时，需要同时考虑螺旋桨的旋转和变距，目前对动平衡性能的测试采取的措施只能是将螺旋桨装到飞机上进行测试，这就要求每个螺旋桨维修单位都要配一架飞机，而且不同型号的螺旋桨的安装法兰盘也不一样，可能需要用于动平衡性能测试的飞机数量不止一台，对于维修单位来说，是很难实现的。目前用于维修单位的动平衡性能测试设备尚处空白，并未实现对动平衡性能的测试，往往在静平衡性能测试并配平后直接装机使用，这样就会导致维修出厂的螺旋桨在某个特定转速下有“啸叫”等异常声音，螺旋桨在某转速范围内振动值超标，振动过大，极端情况下会造成发动机停机或者造成发动机或者机身结构的共振，使得发动机或机身结构产生共振损伤，产生安全隐患。
4.另外，由于在螺旋桨维修过程中，对桨叶进行了打磨，即使进行了配平，仍会存在气动外形破坏的现象，导致螺旋桨在使用过程中产生的气动力下降，维修出厂的螺旋桨气动力极有可能不能满足飞行要求，而目前市场上缺乏对气动力性能的测试装置；而且，在螺旋桨维修过程中，除了对桨叶进行打磨，对其它磨损及腐蚀区域也会进行打磨(包括内部变
距机构以及桨毂上的桨叶安装槽等)，会导致间隙的产生(如图3所示，间隙包括桨叶的前后间隙1”，即工作面至叶背方向的间隙；桨叶的进出间隙2”，即桨叶进出桨叶安装槽的间隙；径向间隙3”，即螺旋桨变距时的间隙；上下间隙4”，即桨叶前缘到后缘方向的间隙)，维修出厂的螺旋桨桨叶间隙极有可能不能满足飞行要求，造成飞行中桨叶振动过大，产生安全隐患，现有的桨叶间隙检查方式是在静态条件下，用手扳动桨叶，感觉有无间隙，误差较大且不能反映出动态真实的间隙值。
5.因此，本领域亟需一种航空螺旋桨性能测试装置，以实现对航空螺旋桨动平衡性能的测试，进一步地，实现航空螺旋桨气动力性能、螺旋桨桨叶间隙的测试。


技术实现要素：

6.本发明提供了一种航空螺旋桨性能测试装置，以解决目前缺乏对航空螺旋桨动平衡性能、航空螺旋桨气动力性能、航空螺旋桨桨叶间隙进行测试的装置的问题，实现对航空螺旋桨动平衡性能的准确测量，保证配平后航空螺旋桨在飞机运行中的平稳运行，避免维修出厂的航空螺旋桨“啸叫”、振动值超标、发动机停机、发动机或机身结构产生共振损伤等问题，提高安全性；实现对航空螺旋桨气动力性能的准确测量，作为维修出厂的航空螺旋桨能否满足气动力要求的依据，投入使用或返厂维修，提高安全性；实现对航空螺旋桨桨叶间隙的准确测量，作为维修出厂的航空螺旋桨能否满足飞行要求的依据，投入使用或返厂维修，提高安全性。
7.一方面，本发明提供了一种航空螺旋桨性能测试装置，包括机架和变距总成，所述变距总成包括动力机构和直线电机；所述动力机构包括动力输出轴，所述动力输出轴为中空结构，动力输出轴自机架下方穿过机架延伸到机架上方，动力输出轴可相对于机架转动，动力输出轴位于机架上方的部分设有螺旋桨安装位，动力输出轴的中空腔体内设有直线电机安装位；所述直线电机设置于所述直线电机安装位上；所述动力输出轴上设有可供气体进出的开口及与所述开口配合的开口密封件，所述开口位于螺旋桨安装位与直线电机安装位之间的动力输出轴上。
8.在本发明的一些实施方式中，所述直线电机为圆筒形直线电机，所述圆筒形直线电机的活动轴顶端设有直径与动力输出轴内径相匹配的活塞，所述活动轴可在圆筒形直线电机的驱动下带动活塞在螺旋桨安装位与直线电机安装位之间沿动力输出轴轴向伸缩。
9.在本发明的一些实施方式中，所述动力输出轴对应于直线电机的位置间隔套设有导电环，且动力输出轴与每一导电环连接处设有开孔，每一导电环通过导线穿过与其对应的开孔进入动力输出轴内并分别与直线电机的不同控制开关连接；任一所述导电环外设有与导电环接触的电刷，所述电刷通过弹簧连接在机架上，电刷下方设有与机架连接的电刷支撑架，任一所述电刷均通过导线连接有外部开关。
10.在本发明的一些实施方式中，所述动力输出轴的螺旋桨安装位上可拆卸的连接有法兰盘，通过更换不同型号的法兰盘实现任意型号螺旋桨在螺旋桨安装位的安装。
11.在本发明的一些实施方式中，所述航空螺旋桨性能测试装置还包括计算机和第一传感器，所述动力输出轴贯穿动力机构上下表面，动力机构位于机架下方，第一传感器设于位于机架下方的且远离螺旋桨安装位和动力机构的动力输出轴外壁上；所述螺旋桨安装位与直线电机安装位之间的动力输出轴内壁上设有第二传感器；所述计算机分别与第一传感
器、第二传感器电连接。
12.在本发明的一些实施方式中，所述航空螺旋桨性能测试装置还包括叶轮支撑架，所述叶轮支撑架包括竖向支撑架和自竖向支撑架顶端向动力输出轴轴心所在轴线延伸的横向支撑架，所述横向支撑架下方设有叶轮安装位，所述叶轮安装位位于动力输出轴正上方；所述横向支撑架靠近叶轮安装位的位置设有光电转速表；所述叶轮安装位上可拆卸的安装有可转动的叶轮。
13.在本发明的一些实施方式中，所述航空螺旋桨性能测试装置还包括至少一个固定架，所述固定架上设有高速相机固定位，所述高速相机固定位的位置与安装到螺旋桨安装位处的螺旋桨的桨叶叶尖位置相对应。
14.另一方面，本发明还提供了一种航空螺旋桨性能测试装置的使用方法，包括以下步骤：s1、将与待测试的螺旋桨法兰盘型号匹配的法兰盘安装到螺旋桨安装位上，并通过螺旋桨安装位上的法兰盘与螺旋桨法兰盘的连接实现螺旋桨的安装；s2、启动计算机，自开口向螺旋桨安装位与直线电机安装位之间的动力输出轴中通入气体，通过与计算机电连接的第二传感器实时监测气压至预设气压值后，停止通气并通过开口密封件密封开口；s3、启动动力机构以驱动动力输出轴转动，通过动力机构控制动力输出轴转速，进而带动螺旋桨以相同速度转动；s4、启动与电刷连接的外部开关中控制活动轴伸出的外部开关，使活动轴带动活塞沿动力输出轴轴向向靠近螺旋桨的方向移动，动力输出轴中的气体通过螺旋桨的滑油通道进入油缸，实现螺旋桨由小到大的变距过程；同时，通过与计算机电连接的第二传感器实时监测气压至预设气压阈值后，关闭已开启的外部开关并启动与电刷连接的外部开关中控制活动轴回缩的外部开关，使活动轴带动活塞沿动力输出轴轴向向远离螺旋桨的方向移动，动力输出轴中的气体通过螺旋桨的滑油通道离开油缸，实现螺旋桨由大到小的变距过程，直至气压降至预设气压值后，关闭外部开关；s5、在执行s4步骤的同时，计算机接收与计算机电连接的第一传感器发出的电信号，输出不平衡位置信息，完成动平衡性能测试。
15.在本发明的一些实施方式中，上述航空螺旋桨性能测试装置的使用方法，还包括在完成动平衡性能测试并根据不平衡位置进行配平后，进行气动力性能测试，包括以下步骤：选取与配平后的螺旋桨型号相同的全新螺旋桨，通过螺旋桨安装位上的法兰盘与全新螺旋桨法兰盘的连接实现全新螺旋桨的安装；在叶轮支撑架的横向支撑架下方的叶轮安装位上安装与全新螺旋桨直径相同的叶轮；启动动力机构以驱动动力输出轴转动，通过动力机构控制动力输出轴转速，进而带动全新螺旋桨以相同速度转动；通过光电转速表记录叶轮转速，以所述转速表征全新螺旋桨的气动力标准值；停止动力机构，将全新螺旋桨拆下，将配平后的螺旋桨安装到螺旋桨安装位上的法兰盘上；启动动力机构以驱动动力输出轴转动，通过动力机构控制动力输出轴转速，进而带动配平后的螺旋桨以与全新螺旋桨相同的速度转动；通过光电转速表记录叶轮转速以表征配平后的螺旋桨的气动力值；计算全新螺旋桨的气动力标准值与配平后的螺旋桨的气动力值的差值绝对值，判断所述差值绝对值是否小于预设气动力阈值，是则配平后的螺旋桨的气动力合格，否则配平后的螺旋桨的气动力不合格，配平后的螺旋桨报废或返厂维修。
16.在本发明的一些实施方式中，上述航空螺旋桨性能测试装置的使用方法，还包括在完成动平衡性能测试并根据不平衡位置进行配平后或进行气动力性能测试并判定气动力合格后，进行螺旋桨桨叶间隙测试，包括以下步骤：将待测螺旋桨安装到螺旋桨安装位上
的与待测螺旋桨法兰盘型号相同的法兰盘上；在螺旋桨的每一桨叶的叶尖处和叶根处分别涂抹不同颜色的反光材料或粘贴不同颜色的反光片；建立关于每一桨叶的坐标系；将高速相机安装到高速相机固定位，用手推动螺旋桨缓慢旋转或者启动动力机构使螺旋桨缓慢旋转一周并通过高速相机，拍摄得到坐标系下每一桨叶的叶尖初始位置c和叶根初始位置m；在螺旋桨未转动状态下，通过公式s
ob
＝|y
b-yo|计算得到螺旋桨中心o至第一传感器所在水平面与动力输出轴轴线交点b的距离s
ob
；启动动力机构以驱动动力输出轴以恒定速度转动，进而带动螺旋桨以相同速度转动，通过高速相机，拍摄得到坐标系下每一桨叶的叶尖最大偏离位置e和叶根最大偏离位置n，通过公式s
ec＝
|y
e-yc|计算得到叶尖初始位置c至叶尖最大偏离位置e的距离，记为每一桨叶的叶尖处的振幅a，通过公式s
nm＝
|y
n-ym|计算得到叶根初始位置m至叶根最大偏离位置n的距离，基于公式a
1＝
|y
e-s
nm
|计算得到每一桨叶的弯曲幅度a1；通过公式s
bb’＝
|xb’-xb|计算得到坐标系下螺旋桨转动过程中第一传感器处动力输出轴偏离第一传感器所在水平面与动力输出轴轴线交点b的距离s
bb’；在螺旋桨未转动状态下，测量螺旋桨中心o至每一桨叶的叶尖的距离s
oc
，在螺旋桨中心o至每一桨叶的叶尖处所在直线oc上自螺旋桨中心o量取长度等于s
ob
的距离，该点记为d，自d点向正上方量取长度等于s
bb’的距离，该点记为d’，连接od’并延长至与自c点向正上方所做延长线交于c’点，利用相似三角形计算s
cc’，记为螺旋桨振幅a2；基于公式：桨叶间隙＝a-a
1-a2，得到每一桨叶的桨叶间隙；判断所述桨叶间隙是否小于预设间隙阈值，是则桨叶间隙合格，否则桨叶间隙不合格，拆解螺旋桨后重调浆毂锁紧状态或更换新桨叶。
17.与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
18.(1)本发明航空螺旋桨性能测试装置在螺旋桨安装位安装螺旋桨后，通过开口向动力输出轴的中空腔体通气并通过开口密封件密封，动力输出轴的转动实现螺旋桨的转动，直线电机的动作带来中空腔体中气压变化，由于中空腔体与安装在螺旋桨安装位上的螺旋桨的滑油通道连通，中空腔体中的气体可在直线电机的动作下自中空腔体通过滑油通道进入螺旋桨顶部的油缸，进而通过气压实现变距，即本发明航空螺旋桨性能测试装置实现螺旋桨转动的同时还能实现螺旋桨变距，可实现对螺旋桨动平衡性能的准确测量，根据测量结果对不平衡位置进行配平后，保证配平后航空螺旋桨在飞机运行中的平稳运行，避免维修出厂的航空螺旋桨“啸叫”、振动值超标、发动机停机、发动机或机身结构产生共振损伤等问题，提高安全性。
19.(2)本发明航空螺旋桨性能测试装置的叶轮支撑架包括竖向支撑架和自竖向支撑架顶端向动力输出轴轴心所在轴线延伸的横向支撑架，横向支撑架下方设有叶轮安装位，叶轮安装位位于动力输出轴正上方，横向支撑架靠近叶轮安装位的位置设有光电转速表，叶轮安装位上可拆卸的安装有可转动的叶轮，使用时，将全新螺旋桨安装在螺旋桨安装位上，启动动力机构以驱动动力输出轴转动，通过全新螺旋桨转动带动叶轮转动，以叶轮转速表征全新螺旋桨的气动力标准值，再将全新螺旋桨替换为配平后的螺旋桨，同样通过配平后的螺旋桨转动带动叶轮转动，以叶轮转速表征配平后的螺旋桨的气动力值，通过气动力标准值与配平后的螺旋桨的气动力值的差值绝对值，判断差值绝对值是否小于预设气动力阈值，进而实现对航空螺旋桨气动力性能的准确测量，作为维修出厂的航空螺旋桨能否满足气动力要求的依据，投入使用或返厂维修，提高安全性。
20.(3)本发明通过在固定架上设有的高速相机固定位上安装高速相机，通过高速相
机对安装到螺旋桨安装位处的螺旋桨的桨叶叶尖和叶根位置等进行拍摄，同时通过螺旋桨中心o至第一传感器所在水平面与动力输出轴轴线交点b的距离s
ob
、第一传感器处动力输出轴的偏离、螺旋桨中心o至每一桨叶的叶尖的距离s
oc
等，借助相似三角形，得到桨叶间隙，判断桨叶间隙是否小于预设间隙阈值，进而实现对航空螺旋桨桨叶间隙的准确测量，作为维修出厂的航空螺旋桨能否满足飞行要求的依据，投入使用或返厂维修，提高安全性。
附图说明
21.为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对本发明实施例中所需要使用的附图进行说明。
22.图1为现有技术传统飞机螺旋桨及其供油系统的结构示意图；
23.图2为图1中传统飞机螺旋桨及其供油系统的部分结构的内部结构示意图；
24.图3为飞机螺旋桨的桨叶间隙类型结构示意图；
25.图4为本发明一种实施例的航空螺旋桨性能测试装置的结构示意图；
26.图5为图4中h部分的结构放大图；
27.图6为本发明一种实施例的航空螺旋桨性能测试装置测试桨叶间隙时叶尖振幅、叶根弯曲幅度、螺旋桨振幅示意简图。
具体实施方式
28.为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，以下将结合具体实施例对本发明涉及的各个方面进行详细说明，但这些具体实施例仅用于举例说明本发明，并不对本发明的保护范围和实质内容构成任何限定。
29.本实施例提供一种航空螺旋桨性能测试装置。如图4所示，本实施例的航空螺旋桨性能测试装置，包括机架1和变距总成。其中，变距总成包括动力机构2和直线电机3。动力机构2包括动力输出轴21，动力输出轴21为中空结构，动力输出轴21自机架1下方穿过机架1延伸到机架1上方，动力输出轴21可相对于机架1转动，动力输出轴21位于机架1上方的部分设有螺旋桨安装位，动力输出轴21的中空腔体内设有直线电机安装位212。在本实施例中，动力输出轴21与机架1之间可以设置轴承，以实现动力输出轴21相对于机架1的转动；动力机构2的具体结构不受限制，只要能够提供动力驱动动力输出轴21转动即可，例如，动力机构2可以为驱动电机，优选的，动力机构2的动力满足飞机飞行状态下螺旋桨实际转速，且可实现从零到飞机飞行状态下螺旋桨实际最大转速间的任意变速。在本实施例中，直线电机3设置于直线电机安装位212上，直线电机安装位212的具体结构不受限制，只要能够支撑直线电机3即可。动力输出轴2上设有可供气体进出的开口及与开口配合的开口密封件213，开口位于螺旋桨安装位与直线电机安装位212之间的动力输出轴上。
30.在本实施例中，直线电机3为圆筒形直线电机，圆筒形直线电机的活动轴31顶端设有直径与动力输出轴21内径相匹配的活塞32，活动轴31可在圆筒形直线电机的驱动下带动活塞32在螺旋桨安装位与直线电机安装位212之间沿动力输出轴21轴向伸缩。在本实施例中，直线电机3为现有常规圆筒形直线电机，在此不再赘述。
31.在本实施例中，如图4-5所示，动力输出轴21对应于直线电机3的位置间隔套设有导电环4，且动力输出轴21与每一导电环4连接处设有开孔214，每一导电环4通过导线16穿
过与其对应的开孔214进入动力输出轴21内并分别与直线电机3的不同控制开关连接。任一导电环4外设有与导电环4接触的电刷5，电刷5通过弹簧6连接在机架1上，电刷5下方设有与机架1连接的电刷支撑架7，任一电刷5均通过导线连接有外部开关。在本实施例中，优选地，导电环数量为3个，三个导电环间隔套设在动力输出轴21上，导电环4与动力输出轴21间接连接，导电环4与动力输出轴21之间设有绝缘套15，绝缘套15设有与开孔214位置、形状相同的绝缘套开孔；电刷的数量与导电环数量相同，也为3个，电刷形状不受限制，只要与导电环接触即可，例如，电刷可以为环形套设于导电环外的电刷，也可以为块状等；外部开关数量与电刷数量相同，也为3个；直线电机优选为三相直线电机，包括3个控制开关，分别与3个外部开关对应，三相直线电机为现有常规直线电机，在此不再赘述。
32.在本实施例中，动力输出轴21的螺旋桨安装位上可拆卸的连接有法兰盘211，通过更换不同型号的法兰盘实现任意型号螺旋桨在螺旋桨安装位的安装，便于通过同一航空螺旋桨性能测试装置实现对不同型号螺旋桨动平衡的测试。在本实施例中，螺旋桨安装位上法兰盘的可拆卸连接方式不受限制，例如，可以为螺纹螺母连接等。
33.在本实施例中，本实施例的航空螺旋桨性能测试装置还包括计算机和第一传感器8。动力输出轴21贯穿动力机构2上下表面，动力机构2位于机架1下方，第一传感器8设于位于机架1下方的且远离螺旋桨安装位和动力机构2的动力输出轴外壁上，便于第一传感器8准确监测动平衡测试过程中动力输出轴21的摆动量。在本实施例中，螺旋桨安装位与直线电机安装位之间的动力输出轴内壁上设有第二传感器9，可监测动平衡测试过程中直线电机3动作引起的螺旋桨安装位与直线电机安装位之间的动力输出轴的中空腔体中的气压变化，一方面通过气压变化感知螺旋桨变距程度，另一方面避免气压过大产生安全隐患。在本实施例中，优选地，第二传感器9的位置不妨碍直线电机的活动轴31顶端的活塞32的移动。在本实施例中，第一传感器8和第二传感器9优选为具备供电电池的传感器，或与直线电机相似，为通过外部开关经电刷、导电环供电的传感器，优选地，第一传感器8为震动传感器，第二传感器9为压力传感器。在本实施例中，计算机分别与第一传感器、第二传感器电连接。
34.在本实施例中，航空螺旋桨性能测试装置还包括叶轮支撑架10，叶轮支撑架10包括竖向支撑架101和自竖向支撑架101顶端向动力输出轴21轴心所在轴线延伸的横向支撑架102，横向支撑架102下方设有叶轮安装位103，叶轮安装位103位于动力输出轴21正上方；横向支撑架102靠近叶轮安装位103的位置设有光电转速表11；叶轮安装位103上可拆卸的安装有可转动的叶轮12。在本实施例中，叶轮安装位103位于动力输出轴21正上方，使得叶轮12位于螺旋桨正上方，便于实现气动力测试过程中，通过空气流量带动叶轮转动的间接测量方式，利用叶轮转速准确表征螺旋桨的气动力值，避免了通过在测试装置的机架1上靠近螺旋桨位置安装压力传感器感知气动力时受螺旋桨振动等因素的影响，使得气动力测试结果不准确的问题。在本实施例中，叶轮12以可拆卸的方式安装在叶轮安装位103上，方便待测螺旋桨直径发生变化时将叶轮安装位103上的叶轮更换为与待测螺旋桨直径相同的叶轮，以便准确表征螺旋桨的气动力值。在本实施例中，叶轮12与叶轮安装位103的可拆卸连接方式不受限制，只要能在实现可拆卸的同时允许叶轮转动即可。
35.在本实施例中，航空螺旋桨性能测试装置还包括至少一个固定架13，固定架13上设有高速相机固定位，高速相机固定位的位置与安装到螺旋桨安装位处的螺旋桨的桨叶叶尖位置相对应，方便桨叶间隙测试过程中，安装到高速相机固定位上的高速相机14能够准
确拍摄到螺旋桨的桨叶叶尖和叶根。在本实施例中，固定架的个数优选为4-8个，固定架围绕螺旋桨安装位四周设置。
36.本实施例还提供本实施例的航空螺旋桨性能测试装置的使用方法，其特征在于，包括以下步骤：
37.s1、将与待测试的螺旋桨法兰盘型号匹配的法兰盘安装到螺旋桨安装位上，并通过螺旋桨安装位上的法兰盘与螺旋桨法兰盘的连接实现螺旋桨的安装。
38.s2、启动计算机，自开口向螺旋桨安装位与直线电机安装位之间的动力输出轴中通入气体，通过与计算机电连接的第二传感器9实时监测气压至预设气压值后，停止通气并通过开口密封件213密封开口；在本实施例中，预设气压值不做限定，其可根据螺旋桨变距需求进行设置，例如预设气压值满足以下条件：使得动平衡测试过程中，在直线电机3动作下，通过螺旋桨安装位与直线电机安装位之间的动力输出轴的中空腔体、螺旋桨的滑油通道17、油缸18中的气压变化，实现螺旋桨最小角度至最大角度的变距，即实现全桨距范围内的动平衡测试。
39.s3、启动动力机构2以驱动动力输出轴21转动，通过动力机构2控制动力输出轴21转速，进而带动螺旋桨以相同速度转动；在本实施例中，动平衡测试过程中，动力机构2输出动力使螺旋桨以恒定速度转动或以任意形式的变速方式转动，例如，从零到飞机飞行状态下螺旋桨实际最大转速间的任意变速方式转动，进而实现全转速范围内的动平衡测试；以恒定速度转动则可针对特定转速下螺旋桨的异响等故障，模拟任意特定转速，重现异响等故障，通过动平衡测试对螺旋桨进行排查，得到不平衡信息后，配平消除故障。
40.s4、启动与电刷5连接的外部开关中控制活动轴31伸出的外部开关，使活动轴31带动活塞32沿动力输出轴21轴向向靠近螺旋桨的方向移动，动力输出轴21中的气体通过螺旋桨的滑油通道17进入油缸18，实现螺旋桨由小到大的变距过程；同时，通过与计算机电连接的第二传感器9实时监测气压至预设气压阈值后，关闭已开启的外部开关并启动与电刷5连接的外部开关中控制活动轴31回缩的外部开关，使活动轴31带动活塞32沿动力输出轴21轴向向远离螺旋桨的方向移动，动力输出轴21中的气体通过螺旋桨的滑油通道17离开油缸18，实现螺旋桨由大到小的变距过程，直至气压降至预设气压值后，关闭外部开关；在本实施例中，预设气压阈值根据螺旋桨变距需求进行设置，例如预设气压阈值为在动平衡测试过程中，在直线电机3动作下，实现螺旋桨最大角度变距时的气压值；在本实施例中，动平衡测试以螺旋桨由最小角度变距到最大角度变距，再由最大角度变距到最小角度变距为一个测试周期，测试结果更真实准确。
41.s5、在执行s4步骤的同时，计算机接收与计算机电连接的第一传感器8发出的电信号，输出不平衡位置信息，完成动平衡性能测试；在本实施例中，第一传感器、计算机之间的信号传输、不平衡位置信息的输出及基于不平衡位置信息进行配平的方式为现有技术，在此不再赘述。
42.本实施例的上述航空螺旋桨性能测试装置的使用方法，阐述了动平衡测试过程，采用气压变距，避免滑油变距带来的污染问题，可以保证维修出厂的螺旋桨内部无滑油，保证内部的清洁，即使交付后，用户长时间不装机使用，也不会产生滑油变质，避免了对螺旋桨腐蚀的隐患。
43.在本实施例中，本实施例的航空螺旋桨性能测试装置的使用方法，还包括在完成
动平衡性能测试并根据不平衡位置进行配平后，进行气动力性能测试，包括以下步骤：
44.①
选取与配平后的螺旋桨型号相同的全新螺旋桨，通过螺旋桨安装位上的法兰盘与全新螺旋桨法兰盘的连接实现全新螺旋桨的安装；在本实施例中，全新螺旋桨是指生产出厂后还未投入使用的各项指标均达标的螺旋桨。
45.②
在叶轮支撑架10的横向支撑架102下方的叶轮安装位103上安装与全新螺旋桨直径相同的叶轮。
46.③
启动动力机构2以驱动动力输出轴21转动，通过动力机构2控制动力输出轴21转速，进而带动全新螺旋桨以相同速度转动。
47.④
通过光电转速表11记录叶轮转速，以叶轮转速表征全新螺旋桨的气动力标准值；本实施例利用螺旋桨高速旋转产生的气流带动叶轮转动的间接测量方式，利用叶轮转速准确表征螺旋桨的气动力值，避免了通过在测试装置的机架1上靠近螺旋桨位置安装压力传感器感知气动力时受螺旋桨振动等因素的影响，使得气动力测试结果不准确的问题。
48.⑤
停止动力机构2，将全新螺旋桨拆下，将配平后的螺旋桨安装到螺旋桨安装位上的法兰盘上。
49.⑥
启动动力机构2以驱动动力输出轴21转动，通过动力机构2控制动力输出轴21的转速，进而带动配平后的螺旋桨以与全新螺旋桨相同的速度转动。
50.⑦
通过光电转速表11记录叶轮转速以表征配平后的螺旋桨的气动力值。
51.⑧
计算全新螺旋桨的气动力标准值与配平后的螺旋桨的气动力值的差值绝对值，判断差值绝对值是否小于预设气动力阈值，是则配平后的螺旋桨的气动力合格，否则配平后的螺旋桨的气动力不合格，配平后的螺旋桨报废或返厂维修；在本实施例中，预设气动力阈值不受限制，可根据行业经验人为设定。
52.在本实施例中，本实施例的航空螺旋桨性能测试装置的使用方法，还包括在完成动平衡性能测试并根据不平衡位置进行配平后或进行气动力性能测试并判定气动力合格后，进行螺旋桨桨叶间隙测试，如图4、6所示，包括以下步骤：
53.1)将待测螺旋桨安装到螺旋桨安装位上的与待测螺旋桨法兰盘型号相同的法兰盘上；
54.2)在螺旋桨的每一桨叶的叶尖处和叶根处分别涂抹不同颜色的反光材料或粘贴不同颜色的反光片；在本实施例中，任一桨叶上涂抹的反光材料颜色不同或粘贴的反光片的颜色不同，且同一桨叶的叶尖处和叶根处的反光材料颜色不同或粘贴的反光片的颜色不同，方便辨别。
55.3)建立关于每一桨叶的坐标系；在本实施例中，坐标系的建立方式不受限制，例如可以以螺旋桨中心o为原点建立坐标系。
56.4)将高速相机14安装到高速相机固定位，用手推动螺旋桨缓慢旋转或者启动动力机构使螺旋桨缓慢旋转一周并通过高速相机，拍摄得到坐标系下每一桨叶的叶尖初始位置c和叶根初始位置m；在本实施例中缓慢转动的定义为螺旋桨转速极低，指不引起螺旋桨产生振幅的速度或者转速接近零或静止状态；在本实施例中，坐标系可人工建立，高速相机拍摄后，人工确定坐标系下叶尖初始位置c和叶根初始位置m，或者，借助计算机辅助建立坐标系，通过计算机确定坐标系下叶尖初始位置c和叶根初始位置m。
57.5)在螺旋桨未转动状态下，通过公式s
ob
＝|y
b-yo|计算得到螺旋桨中心o至第一传
感器所在水平面与动力输出轴轴线交点b的距离s
ob
；在本实施例中，“yb、y
o”为坐标系下b点和o点的纵坐标。
58.6)启动动力机构2以驱动动力输出轴21以恒定速度转动，进而带动螺旋桨以相同速度转动，通过高速相机14，拍摄得到坐标系下每一桨叶的叶尖最大偏离位置e和叶根最大偏离位置n，通过公式s
ec＝
|y
e-yc|计算得到叶尖初始位置c至叶尖最大偏离位置e的距离，记为每一桨叶的叶尖处的振幅a，通过公式s
nm＝
|y
n-ym|计算得到叶根初始位置m至叶根最大偏离位置n的距离，基于公式a
1＝
|y
e-s
nm
|计算得到每一桨叶的弯曲幅度a1(即飞机运行中，桨叶受气流等作用，桨叶叶尖相对于桨叶叶根偏移产生的弯曲幅度)；“ye、yc、yn、y
m”为坐标系下e点、c点、n点和m点的纵坐标；在本实施例中，桨叶的叶尖最大偏离位置e和叶根最大偏离位置n与高速相机数量有关，指在所有高速相机拍摄到的同一桨叶的多个叶尖最大偏离位置e和叶根最大偏离位置n中的最大值，例如，当高速相机数量为8个时，同一桨叶会被8个高速相机拍摄到8个叶尖最大偏离位置e和8个叶根最大偏离位置n，取8个叶尖最大偏离位置e中的最大值作为最终的该桨叶的叶尖最大偏离位置e，取8个叶根最大偏离位置n中的最大值作为最终的该桨叶的叶根最大偏离位置n。
59.7)通过公式s
bb’＝
|xb’-xb|计算得到坐标系下螺旋桨转动过程中第一传感器处动力输出轴偏离第一传感器所在水平面与动力输出轴轴线交点b的距离s
bb’；在本实施例中，“x
b’、x
b”为坐标系下b’点和b点的横坐标；在本实施例中，螺旋桨转动过程中第一传感器处动力输出轴偏离第一传感器所在水平面与动力输出轴轴线交点b的距离为通过第一传感器测出并发送给计算机的来自动力输出轴的最大摆动量。
60.8)在螺旋桨未转动状态下，测量螺旋桨中心o至每一桨叶的叶尖的距离s
oc
，在螺旋桨中心o至每一桨叶的叶尖处所在直线oc上自螺旋桨中心o量取长度等于s
ob
的距离，该点记为d，自d点向正上方量取长度等于s
bb’的距离，该点记为d’，连接od’并延长至与自c点向正上方所做延长线交于c’点，利用相似三角形(
△
odd’∽
△
occ’)计算s
cc’，记为螺旋桨振幅a2。
61.9)基于公式：桨叶间隙＝a-a
1-a2，得到每一桨叶的桨叶间隙。
62.10)判断桨叶间隙是否小于预设间隙阈值，是则桨叶间隙合格，否则桨叶间隙不合格，拆解螺旋桨后重调浆毂锁紧状态或更换新桨叶；在本实施例中，预设间隙阈值不受限制，可根据行业经验人为设定。
63.本实施例的上述航空螺旋桨性能测试装置的使用方法，阐述了桨叶间隙测试过程，通过该方式测得的桨叶间隙，是基于动态条件下的结果，相比静态测量，结果更加真实。
64.在本实施例中，通过本实施例的航空螺旋桨性能测试装置进行气动力测试和桨叶间隙测试时，还可以配备动平衡测试过程中的变距过程，测试结果更准确真实。
65.在本实施例中，无论是通过本实施例的航空螺旋桨性能测试装置进行动平衡测试还是进行气动力测试、桨叶间隙测试时，均可将本实施例的航空螺旋桨性能测试装置应用在风洞中，可获得更加全面、更加准确的测试数据。
66.以上结合具体实施方式对本发明进行了说明，这些具体实施方式仅仅是示例性的，不能以此限定本发明的保护范围，本领域技术人员在不脱离本发明实质的前提下可以进行各种修改、变化或替换。因此，根据本发明所作的各种等同变化，仍属于本发明所涵盖的范围。

技术特征：
1.一种航空螺旋桨性能测试装置，其特征在于，包括机架和变距总成，所述变距总成包括动力机构和直线电机；所述动力机构包括动力输出轴，所述动力输出轴为中空结构，动力输出轴自机架下方穿过机架延伸到机架上方，动力输出轴可相对于机架转动，动力输出轴位于机架上方的部分设有螺旋桨安装位，动力输出轴的中空腔体内设有直线电机安装位；所述直线电机设置于所述直线电机安装位上；所述动力输出轴上设有可供气体进出的开口及与所述开口配合的开口密封件，所述开口位于螺旋桨安装位与直线电机安装位之间的动力输出轴上。2.如权利要求1所述的航空螺旋桨性能测试装置，其特征在于，所述直线电机为圆筒形直线电机，所述圆筒形直线电机的活动轴顶端设有直径与动力输出轴内径相匹配的活塞，所述活动轴可在圆筒形直线电机的驱动下带动活塞在螺旋桨安装位与直线电机安装位之间沿动力输出轴轴向伸缩。3.如权利要求2所述的航空螺旋桨性能测试装置，其特征在于，所述动力输出轴对应于直线电机的位置间隔套设有导电环，且动力输出轴与每一导电环连接处设有开孔，每一导电环通过导线穿过与其对应的开孔进入动力输出轴内并分别与直线电机的不同控制开关连接；任一所述导电环外设有与导电环接触的电刷，所述电刷通过弹簧连接在机架上，电刷下方设有与机架连接的电刷支撑架，任一所述电刷均通过导线连接有外部开关。4.如权利要求1所述的航空螺旋桨性能测试装置，其特征在于，所述动力输出轴的螺旋桨安装位上可拆卸的连接有法兰盘，通过更换不同型号的法兰盘实现任意型号螺旋桨在螺旋桨安装位的安装。5.如权利要求1所述的航空螺旋桨性能测试装置，其特征在于，所述航空螺旋桨性能测试装置还包括计算机和第一传感器，所述动力输出轴贯穿动力机构上下表面，动力机构位于机架下方，第一传感器设于位于机架下方的且远离螺旋桨安装位和动力机构的动力输出轴外壁上；所述螺旋桨安装位与直线电机安装位之间的动力输出轴内壁上设有第二传感器；所述计算机分别与第一传感器、第二传感器电连接。6.如权利要求1所述的航空螺旋桨性能测试装置，其特征在于，所述航空螺旋桨性能测试装置还包括叶轮支撑架，所述叶轮支撑架包括竖向支撑架和自竖向支撑架顶端向动力输出轴轴心所在轴线延伸的横向支撑架，所述横向支撑架下方设有叶轮安装位，所述叶轮安装位位于动力输出轴正上方；所述横向支撑架靠近叶轮安装位的位置设有光电转速表；所述叶轮安装位上可拆卸的安装有可转动的叶轮。7.如权利要求1所述的航空螺旋桨性能测试装置，其特征在于，所述航空螺旋桨性能测试装置还包括至少一个固定架，所述固定架上设有高速相机固定位，所述高速相机固定位的位置与安装到螺旋桨安装位处的螺旋桨的桨叶叶尖位置相对应。8.一种航空螺旋桨性能测试装置的使用方法，其特征在于，包括以下步骤：s1、将与待测试的螺旋桨法兰盘型号匹配的法兰盘安装到螺旋桨安装位上，并通过螺旋桨安装位上的法兰盘与螺旋桨法兰盘的连接实现螺旋桨的安装；
s2、启动计算机，自开口向螺旋桨安装位与直线电机安装位之间的动力输出轴中通入气体，通过与计算机电连接的第二传感器实时监测气压至预设气压值后，停止通气并通过开口密封件密封开口；s3、启动动力机构以驱动动力输出轴转动，通过动力机构控制动力输出轴转速，进而带动螺旋桨以相同速度转动；s4、启动与电刷连接的外部开关中控制活动轴伸出的外部开关，使活动轴带动活塞沿动力输出轴轴向向靠近螺旋桨的方向移动，动力输出轴中的气体通过螺旋桨的滑油通道进入油缸，实现螺旋桨由小到大的变距过程；同时，通过与计算机电连接的第二传感器实时监测气压至预设气压阈值后，关闭已开启的外部开关并启动与电刷连接的外部开关中控制活动轴回缩的外部开关，使活动轴带动活塞沿动力输出轴轴向向远离螺旋桨的方向移动，动力输出轴中的气体通过螺旋桨的滑油通道离开油缸，实现螺旋桨由大到小的变距过程，直至气压降至预设气压值后，关闭外部开关；s5、在执行s4步骤的同时，计算机接收与计算机电连接的第一传感器发出的电信号，输出不平衡位置信息，完成动平衡性能测试。9.如权利要求8所述的航空螺旋桨性能测试装置的使用方法，其特征在于，还包括在完成动平衡性能测试并根据不平衡位置进行配平后，进行气动力性能测试，包括以下步骤：选取与配平后的螺旋桨型号相同的全新螺旋桨，通过螺旋桨安装位上的法兰盘与全新螺旋桨法兰盘的连接实现全新螺旋桨的安装；在叶轮支撑架的横向支撑架下方的叶轮安装位上安装与全新螺旋桨直径相同的叶轮；启动动力机构以驱动动力输出轴转动，通过动力机构控制动力输出轴转速，进而带动全新螺旋桨以相同速度转动；通过光电转速表记录叶轮转速，以所述转速表征全新螺旋桨的气动力标准值；停止动力机构，将全新螺旋桨拆下，将配平后的螺旋桨安装到螺旋桨安装位上的法兰盘上；启动动力机构以驱动动力输出轴转动，通过动力机构控制动力输出轴转速，进而带动配平后的螺旋桨以与全新螺旋桨相同的速度转动；通过光电转速表记录叶轮转速以表征配平后的螺旋桨的气动力值；计算全新螺旋桨的气动力标准值与配平后的螺旋桨的气动力值的差值绝对值，判断所述差值绝对值是否小于预设气动力阈值，是则配平后的螺旋桨的气动力合格，否则配平后的螺旋桨的气动力不合格，配平后的螺旋桨报废或返厂维修。10.如权利要求8或9所述的航空螺旋桨性能测试装置的使用方法，其特征在于，还包括在完成动平衡性能测试并根据不平衡位置进行配平后或进行气动力性能测试并判定气动力合格后，进行螺旋桨桨叶间隙测试，包括以下步骤：将待测螺旋桨安装到螺旋桨安装位上的与待测螺旋桨法兰盘型号相同的法兰盘上；在螺旋桨的每一桨叶的叶尖处和叶根处分别涂抹不同颜色的反光材料或粘贴不同颜色的反光片；建立关于每一桨叶的坐标系；将高速相机安装到高速相机固定位，用手推动螺旋桨缓慢旋转或者启动动力机构使螺旋桨缓慢旋转一周并通过高速相机，拍摄得到坐标系下每一桨叶的叶尖初始位置c和叶根
初始位置m；在螺旋桨未转动状态下，通过公式s
ob
＝|y
b-y
o
|计算得到螺旋桨中心o至第一传感器所在水平面与动力输出轴轴线交点b的距离s
ob
；启动动力机构以驱动动力输出轴以恒定速度转动，进而带动螺旋桨以相同速度转动，通过高速相机，拍摄得到坐标系下每一桨叶的叶尖最大偏离位置e和叶根最大偏离位置n，通过公式s
ec＝
|y
e-y
c
|计算得到叶尖初始位置c至叶尖最大偏离位置e的距离，记为每一桨叶的叶尖处的振幅a，通过公式s
nm＝
|y
n-y
m
|计算得到叶根初始位置m至叶根最大偏离位置n的距离，基于公式a
1＝
|y
e-s
nm
|计算得到每一桨叶的弯曲幅度a1；通过公式s
bb’＝
|x
b
’-x
b
|计算得到坐标系下螺旋桨转动过程中第一传感器处动力输出轴偏离第一传感器所在水平面与动力输出轴轴线交点b的距离s
bb’；在螺旋桨未转动状态下，测量螺旋桨中心o至每一桨叶的叶尖的距离s
oc
，在螺旋桨中心o至每一桨叶的叶尖处所在直线oc上自螺旋桨中心o量取长度等于s
ob
的距离，该点记为d，自d点向正上方量取长度等于s
bb’的距离，该点记为d’，连接od’并延长至与自c点向正上方所做延长线交于c’点，利用相似三角形计算s
cc’，记为螺旋桨振幅a2；基于公式：桨叶间隙＝a-a
1-a2，得到每一桨叶的桨叶间隙；判断所述桨叶间隙是否小于预设间隙阈值，是则桨叶间隙合格，否则桨叶间隙不合格，拆解螺旋桨后重调浆毂锁紧状态或更换新桨叶。

技术总结
本发明提供一种航空螺旋桨性能测试装置及其使用方法，装置包括机架和变距总成，变距总成包括动力机构和直线电机；动力机构包括中空结构的动力输出轴，动力输出轴自机架下方穿过机架延伸到机架上方且可相对于机架转动，动力输出轴位于机架上方的部分设有螺旋桨安装位，动力输出轴的中空腔体设有直线电机安装位；直线电机设置于直线电机安装位上；动力输出轴上设有可供气体进出的开口及开口密封件，开口位于螺旋桨安装位与直线电机安装位之间。本发明安装螺旋桨后，通过开口向中空腔体通气并通过开口密封件密封，动力输出轴的转动及直线电机的动作实现螺旋桨的转动及气压变距，准确测量螺旋桨动平衡性能，配平后保证螺旋桨运行平稳性及安全性。行平稳性及安全性。行平稳性及安全性。


技术研发人员：樊占鹏 陈爽 辜兴磊 许浩 孙一 陈世章 廖健弘 毛瑞柯 杨梅 常川
受保护的技术使用者：中国民用航空飞行学院
技术研发日：2023.03.23
技术公布日：2023/5/5