CN111121671A - 一种航空发动机内孔同轴度误差检测装置 - Google Patents

Abstract

本申请提供一种航空发动机内孔同轴度误差检测装置，所述装置包括底座1、立柱2、连接板3、托盘4、光电传感器5、自准直仪6以及自定心机构，本发明能够实现涡轮发动机总体装配过程中轴承孔同轴度的在线检测，通过自定心机构能够实现确定待测孔截面中心和固定的功能，棱镜能够反映待测孔中心，自准直仪与光电传感器的结合能够准确测量自准直仪出射激光与回射激光的偏移量，通过坐标变换、最小二乘拟合的方式可以得出发动机最终的孔系同轴度误差。本装置整体结构紧凑简明，自定心结构由力矩电机驱动控制，易于操作。

Description

一种航空发动机内孔同轴度误差检测装置

技术领域

本发明涉及在线检测技术领域，具体涉及一种航空发动机内孔同轴度误差检测装置。

背景技术

现代航空飞行器中广泛采用涡轮发动机为内燃机以获取动力，涡轮发动机转静子碰摩、转子不平衡量过大以及支承轴承松动等都是发动机振动的诱发因素。由于发动机机匣内转子轴孔孔系同轴度误差不合格而导致的转静子碰摩，是发动机发生振动故障的一种主要原因。因此同轴度大小是影响发动机质量的一个重要指标，减小同轴度误差可以提高发动机的运行质量。

涡轮发动机的总体装配是产品生产线中的一个重要环节，装配质量的好坏将直接地影响到最终的产品质量和性能。在发动机的装配环节中，传统的人工机械检测方法效率较低，精度也不高，不能满足越来越高的质量要求，而装配过程中同轴度的在线检测更能保证产品的装配质量。

随着对发动机装配质量要求的不断提高，对其同轴度误差测量的要求也越来越高，检测方法的不断改进可以极大地提高检测精度。对于多孔大跨距零件装配同轴度的高精度测量，现有的测量方法需要多次改变测量基准，难以在同一基准的条件下实现精确测量。而且传统的同轴度测量方法测量多孔大跨距同轴度误差时，会存在评价基准选择、大距离量具制造、测试装置安装等实际困难，导致大跨距同轴度误差测量值精度受到影响。而由于定子装配后的待测轴孔位置较深，现有通用检测仪器无法测量装配后的轴孔同轴度，必须在试装后通过固定工装来测量，导致试装耗时长、生产率低。

发明内容

本发明的目的是：为实现涡轮发动机机匣主要支承轴承孔系的同轴度高精度检测，提供一种面向航空发动机装配同轴度误差在线检测装置。

本申请提供一种航空发动机内孔同轴度误差检测装置，所述装置包括底座1、立柱2、连接板3、托盘4、光电传感器5、自准直仪6以及自定心机构，其中：

所述立柱2安装在所述底座1的一端上，托盘4通过托盘支座安装在所述底座1的另一端上；所述立柱2的上端通过连接板3分别与自准直仪6和光电传感器5连接；自准直仪6和光电传感器5在托盘4的上方，所述托盘4用于承载发动机；

所述自定心机构放置在发动机待检测的内孔里，自定心机构包括联轴器11、力矩电机12、正反丝杠13、外壳14、定心支脚及定心锥体19；所述定心支脚包括定心圆柱15、第二钢珠16、套筒17、第一钢珠18；所述正反丝杠13设置在所述外壳14内，所述正反丝杠13的底部从所述外壳14穿出并通过联轴器11与所述力矩电机12连接；所述正反丝杠13上套接有定心锥体19，所述定心锥体19具有楔形结构的侧壁；所述外壳14设有横向的套筒17，所述套筒17设有锥形端口，在所述锥形端口内设有第二钢珠16，所述套筒17内设置有定心圆柱15，所述定心圆柱15的一端通过第一钢珠18与所述定心锥体19的侧壁接触，所述定心圆柱15的另一端与所述第二钢珠16接触；所述棱镜10安装在所述外壳14的顶部。

优选的，所述检测装置还包括水平位移台7、竖直位移台8和滑台9，其中：所述水平位移台7设置在所述立柱2的底部，所述连接板3与滑台9连接，所述滑台9通过所述竖直位移台8安装在所述立柱2上。

优选的，所述水平位移台7与所述竖直位移台8采用滚珠丝杠导轨式结构。

优选的，所述自定心机构在第一高度处周向等间距的设置有三个定心支脚；所述自定心机构在第二高度处周向等间距的设置有三个定心支脚；所述第一高度与第二高度不相等。

优选的，棱镜10包括角隅棱镜。

优选的，联轴器11包括波纹管联轴器。

优选的，光电传感器5包括电荷耦合器件CCD和位置敏感器件PSD。

优选的，所述棱镜10顶点与所述发动机待测孔轴线重合。

有益效果：本发明能够实现涡轮发动机总体装配过程中轴承孔同轴度的在线检测，通过自定心机构能够实现确定待测孔截面中心和固定的功能，棱镜能够反映待测孔中心，自准直仪与光电传感器的结合能够准确测量自准直仪出射激光与回射激光的偏移量，通过坐标变换、最小二乘拟合的方式可以得出发动机最终的孔系同轴度误差。本装置整体结构紧凑简明，自定心结构由力矩电机驱动控制，易于操作。

附图说明

图1为本发明实施例2的结构示意图；

图2为本发明实施例2中立柱处的结构示意图；

图3为本发明中自定心机构的结构示意图；

图4为本发明中自定心机构外壳内部的结构示意图；

图中：1－底座、2－立柱、3－连接板、4－托盘、5－光电传感器、6－自准直仪、7－水平位移台、8－竖直位移台、9－滑台、10－棱镜、11－联轴器、12－力矩电机、13－正反丝杠、14－外壳、15－定心圆柱、16－第二钢珠、17－套筒、18－第一钢珠、19－定心锥体。

具体实施方式

本发明涉及在线检测技术领域，具体涉及一种在线检测同轴度误差的装置。一种航空发动机内孔同轴度误差在线检测装置，包括：托盘、光电传感器、自准直仪、棱镜以及自定心机构；自定心机构包括：力矩电机、正反丝杠及外壳；正反丝杠上套接有定心锥体，外壳设有横向的套筒，套筒内设置有第一钢珠、第二钢珠及定心圆柱；检测时，发动机夹持在托盘上，正反丝杠旋转令第二钢珠从套筒的锥形端口向外探出与发动机待测轴承孔内壁接触，完成定心；棱镜顶点与发动机待测孔轴线重合；自准直仪与光电传感器设置在棱镜的正上方；自准直仪发出基准激光束，经棱镜反射后，由光电传感器接收。本发明能够实现涡轮发动机总体装配过程中轴承孔同轴度的在线检测。

本发明的技术方案是：一种面向航空发动机装配同轴度误差在线检测装置，包括：托盘、光电传感器、自准直仪、棱镜以及自定心机构；

托盘具有良好的承载能力，在检测过程中为发动机提供一个稳定的装夹环境；

自准直仪用于提供稳定可靠的激光束，作为检测的基准；

棱镜用于反射自准直仪发出的激光束，反映孔心位置；

光电传感器用于采集棱镜所返射的激光束光学信号，并转换为电信号；

自定心机构包括：力矩电机、正反丝杠以及外壳；正反丝杠设置在外壳内，正反丝杠的底部从外壳穿出并通过联轴器与力矩电机连接；正反丝杠上套接有定心锥体，定心锥体具有楔形结构的侧壁；外壳设有横向的套筒，套筒设有锥形端口，在锥形端口内设有第二钢珠，套筒内设置有定心圆柱，定心圆柱的一端通过第一钢珠与定心锥体的侧壁接触，定心圆柱的另一端与第二钢珠接触；

棱镜安装在外壳的顶部，托盘设置在棱镜的上方；

检测时，发动机夹持在托盘上，正反丝杠旋转令定心锥体的侧壁推动第一钢珠、定心圆柱，第二钢珠由套筒的锥形端口向外探出与发动机待测轴承孔内壁接触，完成定心；棱镜顶点与发动机待测孔轴线重合；自准直仪与光电传感器相结合，设置在棱镜的正上方；自准直仪发出基准激光束，经棱镜反射后，由光电传感器接收。

由光电传感器接收后经数据处理得出的距离值为基准激光与定心轴线距离的两倍；整合光电传感器测量数据和孔心高度坐标到同一绝对坐标系中，通过坐标变换、最小二乘拟合的方式可以得出发动机最终的孔系同轴度误差。

进一步的，检测装置还包括：底座、立柱、连接板、水平位移台以及竖直位移台；

底座为整个测量装置的承载基础，立柱与自定心机构安装在底座上；

立柱作为支撑件，与底座连接构成整个装置的基础和框架；立柱的底部设有水平位移台，连接板与滑台连接，滑台通过竖直位移台安装在立柱上；自准直仪与光电传感器安装在连接板上；

水平位移台与竖直位移台用于调整自准直仪、光电传感器与待检测发动机的相对位置。

实施例1：

一种航空发动机内孔同轴度误差在线检测装置，包括：托盘4、光电传感器5、自准直仪6、棱镜10以及自定心机构；

托盘4具有良好的承载能力，在检测过程中为发动机提供一个稳定的装夹环境；

自准直仪6用于提供稳定可靠的激光束，作为检测的基准；

棱镜10用于反射自准直仪6发出的激光束，反映孔心位置；

光电传感器5用于采集棱镜10所返射的激光束光学信号，并转换为电信号；

参见附图3、4，自定心机构包括：力矩电机12、正反丝杠13以及外壳14；正反丝杠13设置在外壳14内，正反丝杠13的底部从外壳14穿出并通过联轴器11与力矩电机12连接；正反丝杠13上套接有定心锥体19，定心锥体19具有楔形结构的侧壁；外壳14设有横向的套筒17，套筒17设有锥形端口，在锥形端口内设有第二钢珠16，套筒17内设置有定心圆柱15，定心圆柱15的一端通过第一钢珠18与定心锥体19的侧壁接触，定心圆柱15的另一端与第二钢珠16接触；本例中，自定心机构设有两组套筒17；每组套筒17在同一周向上的数量为3个，等间距分布；

棱镜10安装在外壳14的顶部，托盘4设置在棱镜10的上方；

检测时，发动机夹持在托盘4上，正反丝杠13旋转令定心锥体19的侧壁推动第一钢珠18、进而推动定心圆柱15向外延伸移动并推动第二钢珠16，第二钢珠16由套筒17的锥形端口向外探出与发动机待测轴承孔内壁接触，完成定心；棱镜10顶点与发动机待测孔轴线重合；自准直仪6与光电传感器5相结合，设置在棱镜10的正上方；自准直仪6发出基准激光束，经棱镜10反射后，由光电传感器5接收。

由光电传感器5接收后经数据处理得出的距离值为基准激光与定心轴线距离的两倍；整合光电传感器5测量数据和孔心高度坐标到同一绝对坐标系中，通过坐标变换、最小二乘拟合的方式可以得出发动机最终的孔系同轴度误差。

实施例2

参见附图1、2，在实施例1的基础上，检测装置还包括：底座1、立柱2、连接板3、水平位移台7以及竖直位移台8；

底座1为整个测量装置的承载基础，立柱2与自定心机构安装在底座1上；

立柱2作为支撑件，与底座1连接构成整个装置的基础和框架；立柱设计功能和应满足的基本要求：应具有符合架构稳定性的刚度质量比和较高的刚度、应具有较好的动态特性(包括较大的动刚度和阻尼)、热稳定性好且可能产生的热变形对同轴度检测精度的影响较小、安装简便并具有稳定可靠的结构工艺性；

立柱2的底部设有水平位移台7，连接板3与滑台9连接，滑台9通过竖直位移台8安装在立柱2上；自准直仪6与光电传感器5安装在连接板3上；

水平位移台7与竖直位移台8用于调整自准直仪6、光电传感器5与待检测发动机的相对位置；本例中，具体的，水平位移台7与竖直位移台8采用滚珠丝杠导轨式结构。

虽然，上文中已经用一般性说明及具体实施例对本发明作了详尽的描述，但在本发明基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员而言是显而易见的。因此，在不偏离本发明精神的基础上所做的这些修改或改进，均属于本发明要求保护的范围。

Claims (8)

1.一种航空发动机内孔同轴度误差检测装置，其特征在于，所述装置包括底座(1)、立柱(2)、连接板(3)、托盘(4)、光电传感器(5)、自准直仪(6)以及自定心机构，其中：

所述立柱(2)安装在所述底座(1)的一端上，托盘(4)通过托盘支座安装在所述底座(1)的另一端上；所述立柱(2)的上端通过连接板(3)分别与自准直仪(6)和光电传感器(5)连接；自准直仪(6)和光电传感器(5)在托盘(4)的上方，所述托盘(4)用于承载发动机；

所述自定心机构放置在发动机待检测的内孔里，自定心机构包括联轴器(11)、力矩电机(12)、正反丝杠(13)、外壳(14)、定心支脚及定心锥体(19)；所述定心支脚包括定心圆柱(15)、第二钢珠(16)、套筒(17)、第一钢珠(18)；所述正反丝杠(13)设置在所述外壳(14)内，所述正反丝杠(13)的底部从所述外壳(14)穿出并通过联轴器(11)与所述力矩电机(12)连接；所述正反丝杠(13)上套接有定心锥体(19)，所述定心锥体(19)具有楔形结构的侧壁；所述外壳(14)设有横向的套筒(17)，所述套筒(17)设有锥形端口，在所述锥形端口内设有第二钢珠(16)，所述套筒(17)内设置有定心圆柱(15)，所述定心圆柱(15)的一端通过第一钢珠(18)与所述定心锥体(19)的侧壁接触，所述定心圆柱(15)的另一端与所述第二钢珠(16)接触；所述棱镜(10)安装在所述外壳(14)的顶部。

2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述检测装置还包括水平位移台(7)、竖直位移台(8)和滑台(9)，其中：所述水平位移台(7)设置在所述立柱(2)的底部，所述连接板(3)与滑台(9)连接，所述滑台(9)通过所述竖直位移台(8)安装在所述立柱(2)上。

3.根据权利要求2所述的装置，其特征在于，所述水平位移台(7)与所述竖直位移台(8)采用滚珠丝杠导轨式结构。

4.根据权利要求1至3任一项所述的装置，其特征在于，所述自定心机构在第一高度处周向等间距的设置有三个定心支脚；所述自定心机构在第二高度处周向等间距的设置有三个定心支脚；所述第一高度与第二高度不相等。

5.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，棱镜(10)包括角隅棱镜。

6.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，联轴器(11)包括波纹管联轴器。

7.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，光电传感器(5)包括电荷耦合器件CCD和位置敏感器件PSD。

8.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述棱镜(10)顶点与所述发动机待测孔轴线重合。

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