CN111537089A - 一种航空轴承内圈温度实时测量装置 - Google Patents
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Abstract
一种航空轴承内圈温度实时测量装置，属于航空轴承内圈温度实时测量技术领域。解决了现有轴承内圈温度测量方法，存在测量结果或信号传输稳定性差的问题。本发明驱动电机带动空心轴转动；空心轴的侧壁开有至少两个凹槽，每个凹槽内设有一个温度传感器，所述温度传感器与待测航空轴承内圈接触，用于检测待测航空轴承内圈的温度；空心轴上还套设有至少两个导电环，每个导电环通过导线与一个温度传感器连接；导电环外侧设有一个电刷，通过电刷与数据采集模块连接；上位机用于对不同测温度传感器采集的温度信号进行显示，并绘制航空轴承在不同转速和载荷情况下，不同温度采集点轴承内圈的温度场，获取轴承内圈实时温度场图形。本发明适用于轴承内圈温度测量。
Description
技术领域
本发明属于航空轴承内圈温度实时测量技术领域。
背景技术
轴承温度是评价轴承运行状态的重要指标。传统的接触式轴承测温方法，一般通过测试轴承外圈获取轴承的运行状态。随着轴承的性能不断提高，轴承内、外圈间的温度差别显著，因此，内圈温度的监测显得极为重要。轴承在高速旋转过程时，温度主要集中在内圈上。然而，轴承内圈温度过高，将大幅度地降低材料的硬度及疲劳性能，是导致轴承失效的主要原因。
目前，轴承内圈温度测量方法相对较少，主要有红外测温法，无线遥测法及光纤测温法。红外测温法是基于黑体辐射原理，是较为常见的测温方法，但受轴承腔中油雾环境的干扰，测试结果具有一定的不确定性，导致测量结果的稳定性差。无线遥测法在高转速时，当受油污环境干扰时，且在密闭的轴承腔内，传输温度信号，存在信号传输不稳定的缺点。光纤测温法存在温度标定困难，及成本高的缺点。
发明内容
本发明为了解决现有轴承内圈温度测量方法，存在测量结果或信号传输稳定性差的问题，提出了一种航空轴承内圈温度实时测量装置。
本发明所述一种航空轴承内圈温度实时测量装置，包括驱动电机1、温度传感器5、空心轴8、导电环9、电刷11和数据采集模块13；
驱动电机1设置在空心轴8的一端，带动空心轴8转动；
所述空心轴8的侧壁开有至少两个凹槽6，所述凹槽6两两相对设置；且位于同一圆周面上；所述至少两个凹槽6均位于空心轴8的中部；
每个凹槽6内设有一个温度传感器5，所述温度传感器5与待测航空轴承内圈接触，用于检测待测航空轴承内圈的温度；每个凹槽6底部开有第一通孔，
空心轴8上还套设有至少两个导电环9，空心轴8还开有至少两个第二通孔，所述每个第二通孔的位置与一个导电环的位置对应；
每个温度传感器5均通过导线7与一个导电环9连接，所述导线7的两端分别穿过第一通孔和第二通孔；
每个导电环9外侧设有一个电刷11，所述电刷11的刷体与导电环9接触连接，电刷11还与数据采集模块13连接；
所述数据采集模块13用于对温度传感器5采集的温度信号进行转换，获得数字信号。
进一步地，还包括上位机15，所述上位机15的信号输入端连接数据采集模块13的数字信号输出端；
所述上位机15用于对接收的温度信号进行显示，并绘制航空轴承在不同转速和载荷情况下，不同温度采集点轴承内圈的温度场，获取轴承内圈实时温度场图形。
进一步地，还包括两个支撑轴承2，所述两个支撑轴承2套设在空心轴8上，且位于待测航空轴承的两侧。
进一步地，还包括保护壳10，所述保护壳10套设在空心轴8上，且位于两个导电环9的外侧，所述保护壳10的侧面固定在支撑轴承2的外套上，电刷11固定在保护壳10上。
进一步地，还包括软质材料层，所述软性材料层填充在温度传感器5与空心轴8之间。
进一步地，软质材料层为耐高温绝热胶。
进一步地，导线7位于空心轴8内。
本发明采用的轴承内圈测温方式是基于信号转换方法，将温度传感器嵌入轴承内圈贴合处，传感器的探头直接与轴承内圈接触，所感知的轴承内圈温度信号通过导电圈和电刷传输到数据采集模块，最终传输至上位机中，进行分析。本发明中的测试装置结构简单，测量结果稳定可靠。避免了测温过程中的导线缠绕的问题，直接测量轴承内圈的温度信号，有效的提高了测量的准确性和稳定性。
附图说明
图1是本发明所述装置的结构示意图。
具体实施方式
具体实施方式一、结合图1说明本实施方式，本实施方式所述一种航空轴承内圈温度实时测量装置，包括驱动电机1、温度传感器5、空心轴8、导电环9、电刷11和数据采集模块13；
驱动电机1设置在空心轴8的一端，带动空心轴8转动；
所述空心轴8的侧壁开有至少两个凹槽6，所述凹槽6两两相对设置；且位于同一圆周面上；所述至少两个凹槽6均位于空心轴8的中部；
每个凹槽6内设有一个温度传感器5，所述温度传感器5与待测航空轴承内圈接触，用于检测待测航空轴承内圈的温度；每个凹槽6底部开有第一通孔，
空心轴8上还套设有至少两个导电环9，空心轴8还开有至少两个第二通孔，所述每个第二通孔的位置与一个导电环的位置对应；
每个温度传感器5均通过导线7与一个导电环9连接，所述导线7的两端分别穿过第一通孔和第二通孔；
每个导电环9外侧设有一个电刷11，所述电刷11的刷体与导电环9接触连接，电刷11还与数据采集模块13连接；
所述数据采集模块13用于对温度传感器5采集的温度信号进行转换，获得数字信号。
本实施方式中，在空心轴8对称处设有凹槽6，并在凹槽6内部设有中心孔，凹槽内嵌入温度传感器5，填充软质材料，固定温度传感器5，并使温度传感器5与航空轴承内圈紧密贴合，与温度传感器5连接导线7，将温度信号传输至信号到导电环9，通过数据采集模块13，采集轴承内圈温度信号，并传输到上位机中15。
导电环9安装时，在空心轴8上开设凹槽，导电环卡设在凹型槽内，此导电环9与温度传感器5导线连接5，实现将温度传感器5感知的温度信息，传输至导电环9，通过设定的电刷11与导电环接触9，实现随空心轴旋转的温度信号，转换为静态信号输出。有效的避免了防止传统有线测温方法，导线缠绕的问题。
进一步地，还包括上位机15，所述上位机15的信号输入端连接数据采集模块13的数字信号输出端；
所述上位机15用于对接收的温度信号进行显示，并绘制航空轴承在不同转速和载荷情况下，不同温度采集点轴承内圈的温度场，获取轴承内圈实时温度场图形。
本实施方式采用上位机对航空轴承不同转速和载荷情况下，不同温度采集点轴承内圈的温度场进行绘制并显示，能够清楚的获得航空轴承内圈的温度及其变化。
进一步地，还包括两个支撑轴承2，所述两个支撑轴承2套设在空心轴8上，且位于待测航空轴承的两侧。
本实施方式所述的支承轴承实现将空心轴8撑起。
进一步地，还包括保护壳10，所述保护壳10套设在空心轴8上，且位于两个导电环9的外侧，所述保护壳10的侧面固定在支撑轴承2的外套上，电刷11固定在保护壳10上。
本实施方式所述的保护壳10有效的防止外界灰尘等对信号传输造成的影响，同时保护电刷与导电环之间接触良好，所述导电环可以通过固定件固定在保护壳内，保证与导电环的接触。
进一步地，还包括软质材料层，所述软性材料层填充在温度传感器5与空心轴8之间。
进一步地，软质材料层为耐高温绝热胶。
本实施方式所述的软质材料为耐高温绝热胶。绝热胶不但起到了绝缘的作用，同时可保证使温度传感器与轴承内圈接触。
进一步地，导线7位于空心轴8内。
本实施方式所述的导线通过传感器安装凹槽内的通孔和导电环内侧的通孔将温度传感器和导电环连接。
具体实施例，使用本发明航空轴承内圈温度实时测量装置测量航空轴承内轴温度的具体方法为：
步骤一、在空心轴8的侧壁上开设两个矩形凹槽和两个环形凹槽；并在每个凹槽内开设通向空心轴8内部的通孔；
步骤二、将温度传感器5安装在所述矩形凹槽内，将导电环9安装在环形凹槽内，并采用两根导线对将两个温度传感器5分别连接在两个导电环9上；
步骤三、在设置温度传感器的矩形凹槽内嵌入软性物质，使温度传感器与轴承内圈接触；安装待测航空轴承；
步骤四、使电刷11与导电环9接触；
步骤五、电刷11的导线端与数据采集模块13连接；
步骤六、数据采集模块13通过信号传输线14与上位机15连接；
步骤七、将保护罩10安装在导电环的外侧；
步骤八、轴承在驱动装置1的带动下，随空心轴8转动时，温度传感器5、与温度传感器连接的导线7、导线环9随轴8一同旋转，温度传感器5所感知的轴承内圈温度信号，经温度传感器导线7、送至导电环9，经电刷11及数据采集模块13，将温度信号传输至上位机15。
虽然在本文中参照了特定的实施方式来描述本发明，但是应该理解的是，这些实施例仅仅是本发明的原理和应用的示例。因此应该理解的是，可以对示例性的实施例进行许多修改，并且可以设计出其他的布置，只要不偏离所附权利要求所限定的本发明的精神和范围。应该理解的是，可以通过不同于原始权利要求所描述的方式来结合不同的从属权利要求和本文中所述的特征。还可以理解的是，结合单独实施例所描述的特征可以使用在其他所述实施例中。
Claims (7)
1.一种航空轴承内圈温度实时测量装置，其特征在于，包括驱动电机(1)、温度传感器(5)、空心轴(8)、导电环(9)、电刷(11)和数据采集模块(13)；
驱动电机(1)设置在空心轴(8)的一端，带动空心轴(8)转动；
所述空心轴(8)的侧壁开有至少两个凹槽(6)，所述凹槽(6)两两相对设置；且位于同一圆周面上；所述至少两个凹槽(6)均位于空心轴(8)的中部；
每个凹槽(6)内设有一个温度传感器(5)，所述温度传感器(5)与待测航空轴承内圈接触，用于检测待测航空轴承内圈的温度；每个凹槽(6)底部开有第一通孔，
空心轴(8)上还套设有至少两个导电环(9)，空心轴(8)还开有至少两个第二通孔，所述每个第二通孔的位置与一个导电环的位置对应；
每个温度传感器(5)均通过导线(7)与一个导电环(9)连接，所述导线(7)的两端分别穿过第一通孔和第二通孔；
每个导电环(9)外侧设有一个电刷(11)，所述电刷(11)的刷体与导电环(9)接触连接，电刷(11)还与数据采集模块(13)连接；
所述数据采集模块(13)用于对温度传感器(5)采集的温度信号进行转换，获得数字信号。
2.根据权利要求1所述的一种航空轴承内圈温度实时测量装置，其特征在于，还包括上位机(15)，所述上位机(15)的信号输入端连接数据采集模块(13)的数字信号输出端；
所述上位机(15)用于对接收的温度信号进行显示，并绘制航空轴承在不同转速和载荷情况下，不同温度采集点轴承内圈的温度场，获取轴承内圈实时温度场图形。
3.根据权利要求1或2所述的一种航空轴承内圈温度实时测量装置，其特征在于，还包括两个支撑轴承(2)，所述两个支撑轴承(2)套设在空心轴(8)上，且位于待测航空轴承的两侧。
4.根据权利要求1或2所述的一种航空轴承内圈温度实时测量装置，其特征在于，还包括保护壳(10)，所述保护壳(10)套设在空心轴(8)上，且位于两个导电环(9)的外侧，所述保护壳(10)的侧面固定在支撑轴承(2)的外套上，电刷(11)固定在保护壳(10)上。
5.根据权利要求1或2所述的一种航空轴承内圈温度实时测量装置，其特征在于，还包括软质材料层，所述软性材料层填充在温度传感器(5)与空心轴(8)之间。
6.根据权利要求5所述的一种航空轴承内圈温度实时测量装置，其特征在于，软质材料层为耐高温绝热胶。
7.根据权利要求1或2所述的一种航空轴承内圈温度实时测量装置，其特征在于，导线(7)位于空心轴(8)内。
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