CN109470483B - 航空发动机高压转子摇转动力装置及摇转系统 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种航空发动机高压转子摇转动力装置及摇转系统，属于航空发动机检测技术领域。所述装置包括电机、一级转接轴及两个接近开关，一级转接轴设置在电机与高压转子的摇转口输入轴之间，并在其上沿轴向设置有两个凹槽组，任一所述凹槽组包括沿一级转接轴周向间隔设置的多个凹槽；两个接近开关与凹槽组的凹槽部分及对应的凸起部分之间的距离受电机转动而产生交替性变化，从而产生两个周期信号，由此判断可以判断出电机的转速及转向，实现了高压转子摇转速度平稳，具有换向、点动启停控制方便等优点。

Description

航空发动机高压转子摇转动力装置及摇转系统

技术领域

本申请属于航空发动机检测技术领域，特别涉及一种航空发动机高压转子摇转动力装置及摇转系统。

背景技术

航空发动机需定期进行原位检查高压转子(高压压气机、高压涡轮叶片)外观，检查时将孔探仪探头插入机匣上预置的检查孔后，摇转高压转子，检查各级转子全周所有叶片状态。

目前采用手工摇转高压转子，即摇转人员使用棘轮扳手对发动机的摇转口22传动轴扳拧，如图2所示，完成摇转操作，孔探检查人员操作孔探仪探头对准被检查叶片进行孔探检查并与摇转人员密切沟通，给出摇转指令，控制摇转状态。

上述方式具有以下缺点：

发动机高压转子摇转阻力扭矩大，速度不均匀，通过人蹲坐在发动机下方进行摇转操作，操作空间通常非常狭窄。孔探检查持续时间长，劳动强度大，容易造成摇转人员疲劳操作和操作失误。孔探检查需要摇转人员、孔探检查人员两人密切沟通，避免周围噪音干扰，人员消耗大，对需要两人配合水平要求高。

孔探检查时，尤其损伤叶片跟踪检查时，需要频繁变换高压转子转动状态，查找目标叶片困难，工作量大，不便于对损伤叶片定位、跟踪检查和管理。

目前检查方法为：如孔探检查，发现叶片有裂纹或疑似裂纹，只能对该叶片所在级数和叶片裂纹的大致形貌对该叶片进行记录，下次孔探检查时，随孔探检查人员更换、叶片表面形貌变化、新损伤叶片产生等因素影响，又很难查找定位到上次损伤叶片，需孔探仪探头操作人员和摇转人员相互配合，不停变换转动状态，产生大量反复无效操作甚至会错误定位目标叶片，不便于对损伤叶片定位、跟踪检查和管理。

发明内容

本申请的目的是提供航空发动机高压转子摇转动力装置及摇转系统，以解决上述至少一方面的问题。

本申请首先公开了一种航空发动机高压转子摇转动力装置，包括：

电机；

一级转接轴，一端与所述电机的输出轴键连接，另一端输出至所述航空发动机高压转子的摇转口输入轴上，所述一级转接轴沿轴向设置有两个凹槽组，任一所述凹槽组包括沿所述一级转接轴周向间隔设置的多个凹槽；

两个接近开关，其端部分别靠近所述两个凹槽组处的，当所述一级转接轴转动时，由一所述凹槽组的凹槽部分及对应的凸起部分与一所述接近开关的距离的交替性变化，产生第一周期信号，此时，另一所述凹槽组的凹槽部分及对应的凸起部分与另一所述接近开关的距离的交替性变化，产生第二周期信号，所述第一周期性信号与所述第二周期性信号具有相位差。

优选的是，所述相位差为90°。

优选的是，任一所述凹槽组的凹槽沿所述一级转接轴周向均匀布置，且所述凹槽环向宽度与由两个凹槽限定的凸起的环向宽度一致。

优选的是，所述一级转接轴与所述航空发动机高压转子的摇转口输入轴之间设置有二级行星减速器。

优选的是，所述二级行星减速器的输出轴上设置有螺纹槽，沿所述二级行星减速器的输出轴轴向依次延伸并相互键连接有第一输出轴、十字滑块、输出转接段以及花键轴，并通过所述花键轴连接至所述航空发动机高压转子的摇转口输入轴上，所述输出转接段上具有向其中心轴线方向延伸的凸台，拉紧螺钉的螺帽部分压接在所述凸台上，拉紧螺钉的螺杆依次穿过所述输出转接段、十字滑块、第一输出轴的中心通孔后，螺接在所述螺纹槽内。

优选的是，所述花键轴的端部具有沿周向设置的凸缘，所述输出转接段具有外螺纹，通过螺帽将所述输出转接段与所述花键轴轴向固定，所述螺帽的端部压接在所述凸缘上。

优选的是，采用安全销作为所述输出转接段与所述花键轴的连接键，所述安全销被设置成用于在所述发动机高压转子转动过载时剪断。

优选的是，所述电机及所述一级转接轴设置在壳体内，所述壳体侧部开口，所述两个接近开关的信号导线自所述开口处连接至控制终端，并在所述开口处设置有防水接头。

优选的是，所述壳体通过螺钉连接所述航空发动机高压转子的摇转口。

本申请第二方面提供了一种航空发动机高压转子摇转系统，包括如上所述的摇转动力装置，还包括：

终端，用于接收用户控制指令；

控制模块，连接所述终端以及摇转动力装置，其包括：

摇转角度计数模块，用于根据所述两个接近开关的输出信号确定电机的转动方向及转速；

显示模块，用于显示发动机高压转子的转动位置；

电机驱动单元，用于根据所述用户控制指令，控制所述电机的运转。

本申请解决了发动机孔探检查高压转子摇转操作中不方便的问题，研制的电动摇转装置具有摇转速度平稳，换向、点动启停控制，并集成角度计数系统便于对可疑故障叶片定位等功能，并且只需孔探仪检查人员一人就能实现孔探检查和摇转，只需一次零位基准校正后，满足各级叶片查看时各叶片的位置确认，从而替代人工摇转操作，节约人力降低了劳动强度，能减少大量反复的无效操作。

附图说明

图1是本申请航空发动机高压转子摇转动力装置的一优选实施例的结构示意图；

图2是现有技术中手工摇转高压转子示意图；

图3是本申请图1所示实施例的信号发生装置示意图；

图4是本申请图3所示实施例的俯视图；

图5是本申请图3所示实施例的信号波形图；

图6是是本申请航空发动机高压转子摇转系统框架图；

图7是摇转角度计数模块电路原理图；

图8是零位基准示意图；

图9是图8所示实施例的立体图。

其中，1-摇转动力装置，2-安装螺钉，3-十字滑块，4-拉紧螺钉，5-接近开关，6-防水接头，7-电机电缆，8-防护壳，9-电机，10-测速转接座，11-半圆键，12-信号发生装置，121-凹槽，122-凸起，13-一级转接轴，14-中心齿轮，15-二级行星减速器，16-平键，17-第一输出轴，18-安装座，19-安全销，20-花键轴，21-转接段；

22-摇转口，23-机匣，24-高压转子轴，25-高压转子；

31-控制模块；32-电机缆线，33-电源线，34-开关缆线，35-终端。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，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他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。

本申请航空发动机高压转子摇转动力装置及摇转系统，特别适用于发动机孔探检测，所谓孔探检测是指在发动机机匣上开孔，将孔探仪伸入到机匣内部，以观测机匣内的转子叶片是否受损等情况，此时，需要驱动机匣内部的高压转子转动，以便孔探仪能观测到高压转子的各个部分。

首先参考图2，现有技术中，高压转子25随高压转子轴24转动，需要在外部延伸一端机匣23，并在机匣口处的摇转口22部分，通过扳手等驱动其转轴转动，之后经过多个锥齿轮，将力矩传递给高压转子轴24，进而驱动高压转子轴24转动，以便进行检测。

如背景技术中描述的，上述方式存在多个缺点，为此，本申请第一方面提供了一种航空发动机高压转子摇转动力装置，通过电动摇转实现平稳、换向、点动启动控制灯操作，如图1所示，该摇转动力装置1包括：

电机9；

一级转接轴13，一端与所述电机9的输出轴键连接，另一端输出至所述航空发动机高压转子的摇转口输入轴上，所述一级转接轴13沿轴向设置有两个凹槽组，任一所述凹槽组包括沿所述一级转接轴13周向间隔设置的多个凹槽；

两个接近开关5，其端部分别靠近所述两个凹槽组处的，当所述一级转接轴13转动时，由一所述凹槽组的凹槽部分及对应的凸起部分与一所述接近开关的距离的交替性变化，产生第一周期信号，此时，另一所述凹槽组的凹槽部分及对应的凸起部分与另一所述接近开关的距离的交替性变化，产生第二周期信号，所述第一周期性信号与所述第二周期性信号具有相位差。

本实施例中，电机9优选采用一级直流电机，具有启动力矩大等优点。

本实施例中，如图1所示，电机9设置在防护壳8内，电机的输出轴键连接一级转接轴13，并通过测速转接座10包覆，测试转接座10与防护壳8通过螺钉连接，或一体设计，测试转接座10除了包覆一级转接轴外，还包覆信号接收装置，即接近开关5，该实施例中，一级转接轴13上可以直接设置凹槽，也可以在安装的信号发生装置12上设置凹槽，例如图3中，一级转接轴13的端部套设(固定)有信号发生装置12，其与接近开关5共同作用，产生能够对电机9的转速及转向识别的信号，参考图3-图5，图3及图4中，信号发生装置12采用导磁性良好的45号钢，上设有两相周期性凹槽，如图4中给出的3个凹槽121，相应的限定出了3个凸起122，信号发生装置转动时，上下两个接近开关与信号发生装置外表面距离周期性交替的变化，例如，当接近距离小于0.5mm，接近开关周期性接通、关断，在一些可选实施方式中，两路接近开关产生相位差90°两路信号CHA、CHB，如图5所示，通过两路信号，可以判断出电机的转速及转向，后续说明。

在一些可选实施方式中，任一所述凹槽组的凹槽沿所述一级转接轴13周向均匀布置，如图4及图5所示，且所述凹槽环向宽度与由两个凹槽限定的凸起的环向宽度一致。

在一些可选实施方式中，所述一级转接轴13与所述航空发动机高压转子的摇转口输入轴之间设置有二级行星减速器15。本实施例中，一级转接轴13的端部设置有中心齿轮14，以与二级行星减速器15的输入齿轮啮合，通过二级行星减速器15降低转速，提高扭矩力。

继续参考图1，在一些可选实施方式中，所述二级行星减速器15的输出轴上设置有螺纹槽，沿所述二级行星减速器15的输出轴轴向依次延伸并相互键连接有第一输出轴17、十字滑块3、输出转接段21以及花键轴20，并通过所述花键轴20连接至所述航空发动机高压转子的摇转口输入轴上，所述输出转接段21上具有向其中心轴线方向延伸的凸台，拉紧螺钉4的螺帽部分压接在所述凸台上，拉紧螺钉4的螺杆依次穿过所述输出转接段21、十字滑块3、第一输出轴17的中心通孔后，螺接在所述螺纹槽内。

可以理解的是，转动方向各连接件均可以通过花键或法兰盘连接，本实施例特别适用于花键连接，例如电机数轴轴与一级转接轴13通过半圆键11连接，二级行星减速器15的输出轴通过平键16与第一输出轴17连接，输出转接段21通过安全销19与花键轴20连接。而轴向方向第一输出轴17、十字滑块3以及输出转接段21则通过拉紧螺钉4进行连接，本实施例中，十字滑块3可补偿花键轴20与第一输出轴17之间的轴向误差，以及补偿与发动机摇转口的安装误差，上述结构件安装在壳体中，该壳体一端与行星减速器的壳体连接，另一端在花键轴20与发动机摇转口22配合时，通过安装螺钉2与发动机摇转口螺孔连接。

在一些可选实施方式中，所述花键轴20的端部具有沿周向设置的凸缘，所述输出转接段21具有外螺纹，通过螺帽将所述输出转接段21与所述花键轴20轴向固定，所述螺帽的端部压接在所述凸缘上，以在轴向上固定所述输出转接段21与花键轴20。

本实施例中，输出转接段21与花键轴20之间设有安全销19，过载时剪断，用于防止在发动机高压转子转动抱轴时的过度摇转导致对发动机造成损伤。

再次参考图1，在一些可选实施方式中，所述电机9及所述一级转接轴13设置在壳体内，即设置在测速转接座10内，该测速转接座10侧部开口，所述两个接近开关5的信号导线自所述开口处连接至电机电缆7，并输出值控制模块，其中，在所述开口处设置有防水接头6，以对电子设备或线缆进行防护。

本申请第二方面提供了一种航空发动机高压转子摇转系统，包括如上所述的摇转动力装置1，以及包括控制该摇转动力装置1运转的部分，具体包括：

终端35，用于接收用户控制指令；

控制模块31，连接所述终端35以及摇转动力装置1，其包括：

摇转角度计数模块，用于根据所述两个接近开关5的输出信号确定电机9的转动方向及转速；

显示模块，用于显示发动机高压转子的转动位置；

电机驱动单元，用于根据所述用户控制指令，控制所述电机9的运转。

本实施例中，如图6所示，摇转动力装置1通过电机缆线连接至控制模块31，终端35通过开关缆线34连接至控制模块，所述控制模块可以通过计算机软件实现，也可以制成实体电控箱结构，其通过电源线33供电。

本实施例中，终端35可以是手持开关，也可以是脚踏开关。

以电控盒及手持开关(手柄指令)为例，所述电控盒为摇转动力装置提供驱动电源，并接收控制手柄指令信号，对摇转动力装置转动状态进行控制，接收摇转动力装置信号发生模块脉冲信号，对摇转角度进行计数。电控盒上设有电源线接口、控制手柄控制线接口，分别与摇转动力装置和控制手柄连接，其中，控制手柄可以提供正转、反转、启动、停止、转速调节指令信号，该控制手柄可按孔探人员操作习惯更换为脚踏开关。

电控盒设有控制面板、摇转角度计数模块、74HC595显示模块、PTC自动加热模块、直流电源等。

控制面板上设有电源开关(带指示灯)、电源接口、控制手柄接口，摇转动力装置接口、面板按钮、数显模块等。

直流电源为PTC自动加热模块、电机驱动器、摇转角度计数模块、PTC数显模块提供电源

电机驱动器接收控制手柄的指令信号，对摇转动力装置转动状态(方向、启停)进行控制。出厂设置驱动器输出电流限制值，保证输出电流不会因发动机抱轴，电机过载，造成电流过大，从而保护电机和限制输出扭矩。

电控盒内部设有PTC加热自动温控系统，保证温度盒内温度不低于零下10摄氏度，从而满足了外场使用环境中的低温要求,防止低温环境摇转装置启动困难。

通过旋转调速电位器旋钮，调整输入电机平均电压，从而改变摇转速度，且在电机未堵转时，摇转速度不受负载变化影响。

摇转角度计数模块以STC89C52微控制器、采用LM2575T-5.0稳压集成电源。通过光耦TLP521-4接收信号发生模块输出的两路信号CHA、CHB后，并对CHA经74HC00N取反得到-CHA，CHA、CHB、-CHA三路信号至微控制器STC89C52。其中CHA信号至微控制器STC89C52外部中断INT0，-CHA信号至微控制器STC89C52外部中断INT1，CHB信号至微控制器STC89C52某一输入端口(P3.0)，如图7所示，当外部中断触发，微处理器进入外部中断程序，根据CHB信号的电平的高、低，判断转动方向，同时进行脉冲计数，软件部分以C51语言进行编程相应的C程序段如下：

void main()

{EA＝1；//打开总中断

EX0＝1；//打开外部中断0

IT0＝1；//外部中断0下降沿触发

EX1＝1；//打开外部中断1

IT1＝1；//外部中断1下降沿触发

}

void counter(void)interrupt 0using 0

{EX0＝0；//关闭外部中断0

if(dir)//根据CHB高、低电平，判断转向

{n++；}//正向计数加

else n--；//反向计数减

EX0＝1；//打开外部中断0

}

void counter1(void)interrupt 1using 1

{EX1＝0；//关闭外部中断1

if(dir)//判断CHB高、低电平，判断转向

{n--；}//反向计数减

else n++；//正向计数加

EX1＝1；//打开外部中断1

}

模块上设有与74HC595数显模块、面板按钮、电源插座，摇转角度计数模块电路原理图如图7所示。

信号发生装置每旋转1周产生n个电平跳变(上升沿、下降沿)，故摇转动力装置输出轴每旋转1周对应信号发生装置产生跳变为n/i(i为二级行星减速器减速比)，故角度计数误差为±(360i/n)°。

采用静态驱动模式74HC595数显模块，在数字不变得情况下，微控制器不需一直刷新，节约微控制器资源，接口简单，VCC正极，GND负极，SDI移位，移位时钟SCLK，锁存LOAD，仅需3根线与微控制器接口，节约微控制器资源。可在在数显实时显示旋转角度。

模块上还设有各路信号状态LED指示灯，便于工作状态监控、模块调试。

本申请提供的航空发动机高压转子摇转动力装置及摇转系统使用如下：

首先图8中，A1为进入视野的第一个锁紧块，A2为进入视野的第二个锁紧块，F为转子旋转方向，H为发动机后侧，Q为发动机前侧，S4为孔探仪，J3为第3级静叶，J4为第四级静叶，x1为第四级发动机转子的第一个叶片，对应的x2为第二个叶片，x3为第三个叶片，立体图见图9。

1)电源、电机和手持开关(脚踏开关)的航空插头连接电控箱。

2)供入AC220V交流电或DC24～36V后，电源指示灯AC或DC亮。

3)按下上电按钮(按钮灯亮)

4)当按下正转开关后，电机正转，松开后电机立即停转；当按下反转开关后，电机反转，松开后电机立即停转；

5)通过旋转调速电位器旋钮，调整输入电机平均电压，从而改变摇转速度，且在电机未堵转时,摇转速度不受负载变化影响。

6)摇转角度计数：将发动机孔探仪探头插入S4孔探仪孔，点动控制摇转高压转子，如图8所示，第4级高压转子连续出现两个锁紧块，并将发动机第二个锁紧块对准S4孔探仪孔，作为高压转子转动角度的零位基准。此时点击面板上“复位”按钮，数码管显示0，此后对各级孔探检查，摇转时，数码管实时显示高压转子相对零位基准转动角度(0～360)°，进而可确定任一叶片角度位置，后续对故障查找和监控时，可在对准零位基准后，摇转至指定角度，即可完成对故障叶片的重新定位，而无须反复摇转，逐片查找，便于对故障叶片查找和监控使用。

本发明高压转子摇转装置具有摇转速度平稳，换向、点动启停控制方便，只需孔探检查人员一人就能实现摇转和孔探检查，并通过集成角度计数系统便于对可疑故障叶片定位等功能，本方案节约了人员需求，降低了劳动强度，减少了大量反复无效操作，便于对损伤叶片定位、跟踪检查和管理。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.航空发动机高压转子摇转动力装置，其特征在于，包括：

电机(9)；

一级转接轴(13)，一端与所述电机(9)的输出轴键连接，另一端输出至所述航空发动机高压转子的摇转口输入轴上，所述一级转接轴(13)沿轴向设置有两个凹槽组，任一所述凹槽组包括沿所述一级转接轴(13)周向间隔设置的多个凹槽；

两个接近开关(5)，其端部分别靠近所述两个凹槽组处的，当所述一级转接轴(13)转动时，由一所述凹槽组的凹槽部分及对应的凸起部分与一所述接近开关的距离的交替性变化，产生第一周期信号，此时，另一所述凹槽组的凹槽部分及对应的凸起部分与另一所述接近开关的距离的交替性变化，产生第二周期信号，所述第一周期性信号与所述第二周期性信号具有相位差；

所述一级转接轴(13)与所述航空发动机高压转子的摇转口输入轴之间设置有二级行星减速器(15)；

所述二级行星减速器(15)的输出轴上设置有螺纹槽，沿所述二级行星减速器(15)的输出轴轴向依次延伸并相互键连接有第一输出轴(17)、十字滑块(3)、输出转接段(21)以及花键轴(20)，并通过所述花键轴(20)连接至所述航空发动机高压转子的摇转口输入轴上，所述输出转接段(21)上具有向其中心轴线方向延伸的凸台，拉紧螺钉(4)的螺帽部分压接在所述凸台上，拉紧螺钉(4)的螺杆依次穿过所述输出转接段(21)、十字滑块(3)、第一输出轴(17)的中心通孔后，螺接在所述螺纹槽内。

2.根据权利要求1所述的航空发动机高压转子摇转动力装置，其特征在于，所述相位差为90°。

3.根据权利要求1所述的航空发动机高压转子摇转动力装置，其特征在于，任一所述凹槽组的凹槽沿所述一级转接轴(13)周向均匀布置，且所述凹槽环向宽度与由两个凹槽限定的凸起的环向宽度一致。

4.根据权利要求1所述的航空发动机高压转子摇转动力装置，其特征在于，所述花键轴(20)的端部具有沿周向设置的凸缘，所述输出转接段(21)具有外螺纹，通过螺帽将所述输出转接段(21)与所述花键轴(20)轴向固定，所述螺帽的端部压接在所述凸缘上。

5.根据权利要求1所述的航空发动机高压转子摇转动力装置，其特征在于，采用安全销(19)作为所述输出转接段(21)与所述花键轴(20)的连接键，所述安全销(19)被设置成用于在所述发动机高压转子转动过载时剪断。

6.根据权利要求1所述的航空发动机高压转子摇转动力装置，其特征在于，所述电机(9)及所述一级转接轴(13)设置在壳体内，所述壳体侧部开口，所述两个接近开关(5)的信号导线自所述开口处连接至控制终端，并在所述开口处设置有防水接头(6)。

7.根据权利要求6所述的航空发动机高压转子摇转动力装置，其特征在于，所述壳体通过螺钉连接所述航空发动机高压转子的摇转口。

8.航空发动机高压转子摇转系统，其特征在于，包括如权利要求1-7任一项所述的摇转动力装置(1)，还包括：

终端(35)，用于接收用户控制指令；

控制模块(31)，连接所述终端(35)以及摇转动力装置(1)，其包括：

摇转角度计数模块，用于根据所述两个接近开关(5)的输出信号确定电机(9)的转动方向及转速；

显示模块，用于显示发动机高压转子的转动位置；

电机驱动单元，用于根据所述用户控制指令，控制所述电机(9)的运转。

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