CN213147752U - 基于振动原理的航空发动机轴承间隙检测装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供了基于振动原理的航空发动机轴承间隙检测装置，它包括检测杆，所述检测杆的中心加工有中心孔，所述检测杆的头部底端加工有凹槽，所述中心孔内部贯穿有信号线，所述信号线的尾部一端与检测仪的传感器信号端相连，所述信号线的头部一端与用于检测振动信号的加速度传感器相连，所述加速度传感器通过连接杆与钢索相连，所述钢索的另一端通过连接螺栓与用于控制其伸出或缩回的手持伸缩结构相连。此检测装置基于振动原理，通过对发动机主轴轴承振动信号进行采集和分析，并将振动信号转化为电信号，在检测仪上显示，以判断轴承间隙是否正常。

Description

基于振动原理的航空发动机轴承间隙检测装置

技术领域

本实用新型涉及航空发动机轴承间隙检测技术领域，特别是涉及基于振动原理的航空发动机轴承间隙检测装置。

背景技术

飞机发动机在运行一段时间之后，需要对主轴的轴承间隙进行定期检测，以保证其运行的安全性，现有的检测仪虽然能够用于部分飞机发动机主轴轴承的间隙检测，但是对于飞机发动机Д-30КП、Д-30КУ、Д-30КУ-154及其改型轴承轴间间隙的检查无法适用。

实用新型内容

为解决以上技术问题，本实用新型提供基于振动原理的航空发动机轴承间隙检测装置，此检测装置基于振动原理，通过对发动机主轴轴承振动信号进行采集和分析，并将振动信号转化为电信号，在检测仪上显示，以判断轴承间隙是否正常；并能够借助耳机对振动进行听诊以保证诊断的准确性。

为了实现上述的技术特征，本实用新型的目的是这样实现的：基于振动原理的航空发动机轴承间隙检测装置，它包括检测杆，所述检测杆的中心加工有中心孔，所述检测杆的头部底端加工有凹槽，所述中心孔内部贯穿有信号线，所述信号线的尾部一端与检测仪的传感器信号端相连，所述信号线的头部一端与用于检测振动信号的加速度传感器相连，所述加速度传感器通过连接杆与钢索相连，所述钢索的另一端通过连接螺栓与用于控制其伸出或缩回的手持伸缩结构相连。

检测时，所述检测杆支撑在第一支架结构和第二支架结构的顶部。

所述第一支架结构包括第一支撑底座，所述第一支撑底座的顶部固定有第一支撑杆，所述第一支撑杆的顶部通过卡箍与检测杆支撑相连；所述第二支架结构包括第二支撑底座，所述第二支撑底座的顶部固定有第二支撑杆，所述第二支撑杆的顶部通过卡箍与检测杆支撑相连。

还包括用于对检测装置进行校正检测的校准仪，所述校准仪的顶部设置有振动工作台，所述振动工作台的振动频率为160Hz±1Hz。

所述检测仪上设置有显示由振动信号转换成电信号的微安表，设置有用于开启检测仪的开关，用于检测仪校正检测的自检开关，用于插耳机的耳机插孔，用于调节耳机音量的音量开关。

所述手持伸缩结构包括固定在检测杆尾部的手柄安装箍，所述手柄安装箍上固定安装有手柄，所述手柄上安装有按压把手，所述按压把手和手柄之间设置有复位弹簧，所述按压把手通过拉杆与钢索相连，并带动其在中心孔内部滑动。

所述加速度传感器的频率范围为0.7-10000Hz。

本实用新型有如下有益效果：

通过上述的加速度传感器采集到到低压涡轮轴内部的振动强度，通过加速度传感器内部的电荷放大器，变换成随振动强度变化的交变电压信号，输出到检测仪的低噪声前置放大器、带通滤波器，由输出放大变换电路通过微安表指示，其指示值变化的大小取决于振动传感器的振动强度的变化。当轴承出现损和腐蚀故障，或者出现润滑不良时，振动信号的有效值会有明显增加，经过电子放大电路放大，微安表的指示就会相应大幅度摆动；同时信号经处理后可以获得同故障有关的音频信号。由于背景噪声比较低，因轴承或轴承座局部表面剥落、划伤、压痕或局部腐蚀引起的冲击信号如喀喀声清晰可听，通过带通滤波器选频，选择一段合适的频率范围，直接用一高质量耳机来监听声音的变化可以保证仪器准确地对故障的判断。

附图说明

下面结合附图和实施例对本实用新型作进一步说明。

图1为本实用新型的三维图。

图2为本实用新型的检测仪的电路原理图。

图中：校准仪1、振动工作台2、加速度传感器3、凹槽4、连接杆5、检测杆6、第一支撑杆7、第一支撑底座8、钢索9、信号线10、中心孔11、第二支撑杆12、第二支撑底座13、手柄安装箍14、连接螺栓15、按压把手16、手柄17、微安表18、开关19、自检开关20、耳机插孔21、传感器信号端22、检测仪23、音量开关24、指示灯25。

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型的实施方式做进一步的说明。

参见图1-2，基于振动原理的航空发动机轴承间隙检测装置，它包括检测杆6，所述检测杆6的中心加工有中心孔11，所述检测杆6的头部底端加工有凹槽4，所述中心孔11内部贯穿有信号线10，所述信号线10的尾部一端与检测仪23的传感器信号端22相连，所述信号线10的头部一端与用于检测振动信号的加速度传感器3相连，所述加速度传感器3通过连接杆5与钢索9相连，所述钢索9的另一端通过连接螺栓15与用于控制其伸出或缩回的手持伸缩结构相连。通过上述结构的检测装置能够用于飞机发动机主轴轴承的检测，进而判定其是否正常。

进一步的，检测时，所述检测杆6支撑在第一支架结构和第二支架结构的顶部。所述第一支架结构包括第一支撑底座8，所述第一支撑底座8的顶部固定有第一支撑杆7，所述第一支撑杆7的顶部通过卡箍与检测杆6支撑相连；所述第二支架结构包括第二支撑底座13，所述第二支撑底座13的顶部固定有第二支撑杆12，所述第二支撑杆12的顶部通过卡箍与检测杆6支撑相连。通过上述的第一支架结构和第二支架结构能够用于对检测杆6进行有效的支撑。

进一步的，还包括用于对检测装置进行校正检测的校准仪1，所述校准仪1的顶部设置有振动工作台2，所述振动工作台2的振动频率为160Hz±1Hz。校准仪1是用来校验发动机轴承间隙检测仪23工作是否正常，电表指示值是否真实有效，是一台标准校验设备。在每次对飞机发动机轴承间隙检测前或者定期对发动机轴间间隙检测仪进行校验。

进一步的，所述检测仪23上设置有显示由振动信号转换成电信号的微安表18，设置有用于开启检测仪的开关19，用于检测仪校正检测的自检开关20，用于插耳机的耳机插孔21，用于调节耳机音量的音量开关24，用于报警的指示灯25。

进一步的，所述手持伸缩结构包括固定在检测杆6尾部的手柄安装箍14，所述手柄安装箍14上固定安装有手柄17，所述手柄17上安装有按压把手16，所述按压把手16和手柄17之间设置有复位弹簧，所述按压把手16通过拉杆与钢索9相连，并带动其在中心孔11内部滑动。

进一步的，所述加速度传感器3的频率范围为0.7-10000Hz。通过上述的加速度传感器3能够用于检测振动信号，而且其采集的振动信号频率范围广。

本实用新型的工作原理为：

通过上述的加速度传感器3采集到到低压涡轮轴内部的振动强度，通过加速度传感器3内部的电荷放大器，变换成随振动强度变化的交变电压信号，输出到检测仪23的低噪声前置放大器、带通滤波器，由输出放大变换电路通过微安表18指示，其指示值变化的大小取决于振动传感器的振动强度的变化。当轴承出现损和腐蚀故障，或者出现润滑不良时，振动信号的有效值会有明显增加，经过电子放大电路放大，微安表的指示就会相应大幅度摆动；同时信号经处理后可以获得同故障有关的音频信号。由于背景噪声比较低，因轴承或轴承座局部表面剥落、划伤、压痕或局部腐蚀引起的冲击信号如喀喀声清晰可听，通过带通滤波器选频，选择一段合适的频率范围，直接用一高质量耳机来监听声音的变化可以保证仪器准确地对故障的判断。

本实用新型的使用过程如下：

将装配好的金属检测杆6尾部信号线与检测仪的传感器电缆座相连。

将检测仪“开-关”置于“开”位置，检测仪微安电流表有一电流指示摆动后趋向零位，应小于2uA。

将“工作-自检”开关置于“自检”时，设备指示应在90uA～100uA范围内，说明检测仪处于正常供电状态。若指示值变小或无，需及时给设备充电。

将带有加速度传感器3的检测杆由整流罩锥口送入到涡轮，使加速度传感器3紧贴轴承表面，利用随飞机配置的专用工具棘轮扳手摇转发动机，当转速达到一定时，检测仪电流大于等于40微安，停止摇动发动机，迅速退出棘轮扳手使之自然减速，此时读出微安表值。正常发动机的电流值为小于20微安、故障发动机的电流值大于30微安，电流值在20微安~30微安为发动机监控项，即发动机每工作25小时须进行检测。

用同样的方法对发动机进行三个点的检测。每120°一个检测点。

在进行测量前发动机冷却时间应不小于6小时，在零下温度条件下冷却时间应为2-4小时，在零下温度下，停放多于4小时，测量前要对发动机试车3分钟以内，状态变为慢车。

Claims (7)

1.基于振动原理的航空发动机轴承间隙检测装置，其特征在于：它包括检测杆（6），所述检测杆（6）的中心加工有中心孔（11），所述检测杆（6）的头部底端加工有凹槽（4），所述中心孔（11）内部贯穿有信号线（10），所述信号线（10）的尾部一端与检测仪（23）的传感器信号端（22）相连，所述信号线（10）的头部一端与用于检测振动信号的加速度传感器（3）相连，所述加速度传感器（3）通过连接杆（5）与钢索（9）相连，所述钢索（9）的另一端通过连接螺栓（15）与用于控制其伸出或缩回的手持伸缩结构相连。

2.根据权利要求1所述基于振动原理的航空发动机轴承间隙检测装置，其特征在于：检测时，所述检测杆（6）支撑在第一支架结构和第二支架结构的顶部。

3.根据权利要求2所述基于振动原理的航空发动机轴承间隙检测装置，其特征在于：所述第一支架结构包括第一支撑底座（8），所述第一支撑底座（8）的顶部固定有第一支撑杆（7），所述第一支撑杆（7）的顶部通过卡箍与检测杆（6）支撑相连；所述第二支架结构包括第二支撑底座（13），所述第二支撑底座（13）的顶部固定有第二支撑杆（12），所述第二支撑杆（12）的顶部通过卡箍与检测杆（6）支撑相连。

4.根据权利要求1所述基于振动原理的航空发动机轴承间隙检测装置，其特征在于：还包括用于对检测装置进行校正检测的校准仪（1），所述校准仪（1）的顶部设置有振动工作台（2），所述振动工作台（2）的振动频率为160Hz±1Hz。

5.根据权利要求1所述基于振动原理的航空发动机轴承间隙检测装置，其特征在于：所述检测仪（23）上设置有显示由振动信号转换成电信号的微安表（18），设置有用于开启检测仪的开关（19），用于检测仪校正检测的自检开关（20），用于插耳机的耳机插孔（21），用于调节耳机音量的音量开关（24）。

6.根据权利要求1所述基于振动原理的航空发动机轴承间隙检测装置，其特征在于：所述手持伸缩结构包括固定在检测杆（6）尾部的手柄安装箍（14），所述手柄安装箍（14）上固定安装有手柄（17），所述手柄（17）上安装有按压把手（16），所述按压把手（16）和手柄（17）之间设置有复位弹簧，所述按压把手（16）通过拉杆与钢索（9）相连，并带动其在中心孔（11）内部滑动。

7.根据权利要求1所述基于振动原理的航空发动机轴承间隙检测装置，其特征在于：所述加速度传感器（3）的频率范围为0.7-10000Hz。

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