CN206131941U - 一种航空发动机的多联叶片的喉径规 - Google Patents
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Abstract
本实用新型提供了一种航空发动机的多联叶片的喉径规，其能解决卡尺测量多联叶片的喉径时，叶片表面容易产生划痕的技术问题。其包括连接杆、通端测量块和止端测量块；连接杆两端对称地设有插槽；通端测量块和止端测量块均为环状、并分别通过连接件转动地支撑于连接杆两端的插槽内，通端测量块的外径与待测位点的喉径下限值相等，止端测量块的外径与待测位点的喉径上限值相等。
Description
技术领域
本实用新型涉及航空发动机的零部件的检测装置领域，具体涉及一种航空发动机的多联叶片的喉径规。
背景技术
一种航空发动机的多联叶片，其结构如图1、图2所示，在多联叶片10加工成型后需检测相邻叶片的喉径。喉径的检测包括以下步骤：首先，需要根据检测需求，在叶片上画出检测线，如图1中A-A、A1-A1、B-B、B1-B1、C-C、C1-C1所示，以标识出测量位点；然后，通过检具测量喉径，即叶片11的排气边的端部圆弧面111与相邻叶片12的叶背圆弧面121之间的距离D。喉径测量的检具一般采用卡尺，测量时需要将卡尺塞装至测量部位，进而叶片表面容易产生划痕，影响多联叶片的外观质量；同时需读数后再判断喉径尺寸是否合格，导致测量效率较低。
实用新型内容
针对上述问题，本实用新型提供了一种航空发动机的多联叶片的喉径规，其能解决卡尺测量多联叶片的喉径时，叶片表面容易产生划痕的技术问题。
其技术方案是这样的，其包括连接杆、通端测量块和止端测量块；所述连接杆两端对称地设有插槽；所述通端测量块和止端测量块为环状、并通过连接件转动地支撑于连接杆两端的插槽内，所述通端测量块的外径与待测位点的喉径下限值相等，所述止端测量块的外径与待测位点的喉径上限值相等。
进一步的，所述通端测量块、止端测量块的外缘部位为沿直径增大方向厚度递减的锥形结构。
进一步的，所述外缘部位的顶面与两侧面分别通过圆弧面平滑连接。
进一步的，所述通端测量块和止端测量块的外缘部位的顶面为平面、宽度小于1毫米。
进一步的，所述连接件为销钉，所述销钉与插槽的侧壁螺纹连接、与通端测量块和止端测量块环状中心的穿孔滑动连接。
本实用新型的航空发动机的多联叶片的喉径规，通端测量块和止端测量块分别通过连接件能够转动地支撑于连接杆两端的插槽内，通端测量块和止端测量块与多联叶片接触为滚动摩擦，不易产生划痕，能够保证多联叶片的外观质量；通过通端测量块和止端测量块能够快速检测测量位点的喉径是否符合要求，检测效率高。
附图说明
图1为航空发动机的多联叶片的结构示意图。
图2为图1的F-F方向的剖面结构示意图。
图3为本实用新型的主视结构示意图。
图4为本实用新型的侧视结构示意图。
图5为本实用新型的通端测量块的结构示意图。
图6为本实用新型检测航空发动机的多联叶片的状态示意图。
附图标记：10-航空发动机的多联叶片；11-叶片；111-排气边的端部圆弧面；12-叶片；121-叶背圆弧面；D-喉径；21-通端测量块；211-通端测量块的外缘部位；212-顶面；213-圆弧面；214-侧面；215-侧面；22-止端测量块；221-止端测量块的外缘部位；23-连接杆；231-插槽；232-插槽；d-顶面的宽度。
具体实施方式
如图3~图5所示，其包括连接杆23、通端测量块21和止端测量块22；连接杆23两端对称地设有插槽；通端测量块21和止端测量块22为环状、并通过连接件够转动地支撑于连接杆23两端的插槽231、232内，通端测量块的外径与待测位点的喉径下限值相等，止端测量块的外径与待测位点的喉径上限值相等，具体的，连接件为销钉，销钉的杆体中间设有光轴部以及位于光轴部两侧的螺纹部，光轴部与通端测量块21、止端测量块22环状中心的穿孔滑动连接，螺纹部与插槽的侧壁螺纹连接。
通端测量块的外缘部位211、止端测量块的外缘部位221均为沿直径增大方向厚度递减的锥形结构，外缘部位211的顶面212为平面、并与两侧面214、215通过圆弧面213平滑连接，通端测量块21和止端测量块22的外缘部位的顶面为平面、宽度d小于1毫米，能够以减小外缘部位的顶面宽度，从而减小通端测量块、止端测量块与多联叶片的摩擦，减小划痕的产生。
检测过程说明：如图1、图6所示，10为航空发动机的多联叶片，20为喉径规，检测人员持握连接杆，通端测量块、止端测量块先后沿图1中的检测线A-A/A1-A1/B-B/B1-B1/C-C/C1-C1滚动至相邻叶片的喉径测量位点进行测量（其中划线A-A与剖面线F-F重合），并确保通端测量块、止端测量块的中心截面与测量位点出的截面重合，若通端测量块能够通过测量位点并且止端测量块不能通过测量位点，则该测量位点的喉径尺寸合格，反之则不合格。
若各处喉径测量位点的要求参数不一致，则制作多把喉径规。
Claims (5)
1.一种航空发动机的多联叶片的喉径规，其包括连接杆、通端测量块和止端测量块；所述连接杆两端对称地设有插槽；所述通端测量块和止端测量块均为环状、并分别通过连接件转动地支撑于连接杆两端的插槽内，所述通端测量块的外径与待测位点的喉径下限值相等，所述止端测量块的外径与待测位点的喉径上限值相等。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机的多联叶片的喉径规，其特征在于：所述通端测量块、止端测量块的外缘部位为沿直径增大方向厚度递减的锥形结构。
3.根据权利要求2所述的一种航空发动机的多联叶片的喉径规，其特征在于：所述外缘部位的顶面与两侧面分别通过圆弧面平滑连接。
4.根据权利要求2所述的一种航空发动机的多联叶片的喉径规，其特征在于：所述通端测量块和止端测量块的外缘部位的顶面为平面、宽度小于1毫米。
5.根据权利要求1所述的一种航空发动机的多联叶片的喉径规，其特征在于：所述连接件为销钉，所述销钉与插槽的侧壁螺纹连接、与通端测量块和止端测量块环状中心的穿孔滑动连接。
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106338228A (zh) * | 2016-11-01 | 2017-01-18 | 无锡飞而康精铸工程有限公司 | 航空发动机的多联叶片的喉径规 |
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- 2016-11-01 CN CN201621160930.4U patent/CN206131941U/zh active Active
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