阅读说明：本技术 一种基于固体耦合的界面刚度检测装置 (Interface rigidity detection device based on solid coupling ) 是由 穆晓凯 袁博 王英全 孙泽宇 王新煦 汪云龙 孙清超 孙伟 于 2021-08-13 设计创作，主要内容包括：本发明属于界面刚度检测技术领域,公开了一种基于固体耦合的界面刚度检测装置,目的是为航空发动机典型部位的螺栓连接结构提供一种界面刚度的在位检测装置。该界面刚度检测装置以装置基体为基础,根据超声透射检测的要求,整个装置以上下结构的形式构成。伸缩杆基体分别与二级伸缩杆、一级伸缩杆联合实现二级伸缩功能,在一级伸缩杆的末端设有超声探头。吸附圆柱与电磁铁相互吸附为超声探头提供了夹紧力。本发明的特点在于能够在航空发动机狭小空间开展界面刚度检测,能够利用弹簧杆提供压力实现较好的重复性,利用固体耦合方式避免了液体耦合剂所带来的污染。(The invention belongs to the technical field of interface rigidity detection, discloses an interface rigidity detection device based on solid coupling, and aims to provide an in-situ detection device for interface rigidity for a bolt connection structure of a typical part of an aircraft engine. The interface rigidity detection device is based on a device substrate, and the whole device is formed in a vertical structure mode according to the requirement of ultrasonic transmission detection. The telescopic link base member jointly realizes the flexible function of second grade with second grade telescopic link, one-level telescopic link respectively, is equipped with ultrasonic probe at the end of one-level telescopic link. The adsorption cylinder and the electromagnet are mutually adsorbed to provide clamping force for the ultrasonic probe. The method has the characteristics that the method can be used for carrying out interface rigidity detection in a narrow space of an aeroengine, can realize better repeatability by utilizing pressure provided by a spring rod, and avoids pollution caused by a liquid coupling agent by utilizing a solid coupling mode.)

一种基于固体耦合的界面刚度检测装置

技术领域

本发明属于界面刚度检测技术领域，具体为一种基于固体耦合的界面刚度检测装置。

背景技术

航空发动机各组件之间通过螺栓进行连接，受加工、装配等因素的限制，使得发动机转子系统中存在许多连接结构，其局部接触状态改变会使转子系统产生附加不平衡量，引起整机振动问题。因此，对航空发动机内腔部位界面刚度检测具有重要意义。

而在界面刚度检测中，超声检测方法具有其独特的检测优势，是一种在不破坏连接结构形式以及在位在线的条件下界面刚度检测的比较好的检测方法。其中尤为重要的是，为了让超声信号更好的透射进入待测件中，会使用耦合剂来排除换能器与待测件之间的空气，增强声波的透射性能。但是不同耦合剂的压力敏感程度各不相同，作用在换能器的力不能保持相同就会影响到检测的重复性和准确性。

目前现有的界面刚度检测装置存在以下问题：

1)可达性差，由于压气机鼓筒盘位置内部结构狭小，操作空间有限，检测设备难以进入，而现有的装置难以进行相关的界面刚度检测工作。

2)重复性差，难以保证探头的耦合力是恒定的，检测的重复性难以保证。

3)无污染要求，现有的界面刚度检测都使用常规的液体耦合剂(如水，甘油等)作为耦合层，这对内腔狭小的航空发动机增加了清理的难度和成本。

发明内容

本发明的目的是解决航空发动机界面刚度检测难的问题，为其提供一种航空发动机内腔部位界面刚度检测装置。本发明能够在航空发动机狭小空间开展界面刚度检测，利用弹簧杆提供压力实现较好的重复性，利用固体耦合方式实现无污染的在位检测。

本发明的技术方案如下：

一种基于固体耦合的界面刚度检测装置包括装置基体22，直线滑块，吸附圆柱2，旋转盘，电磁铁14，伸缩杆基体，二级伸缩杆，一级伸缩杆，超声探头夹块，直线轴承，弹簧杆，超声探头，定位伸缩杆4，直线导轨底座，直线导轨以及带限位轴承端盖28。

装置基体22为中空的圆柱体结构，三个定位伸缩杆4均布在装置基体22 内，三个定位伸缩杆4进行航空发动机内圆环的定位夹紧；装置基体22的上下端通过轴承与旋转盘连接，带限位轴承端盖28压紧轴承的内圈与装置基体22 连接；吸附圆柱2顶端的凸板与带限位轴承端盖28的凹槽处相匹配；连接杆27 分别与上方旋转盘3和下方旋转盘5定位连接，实现上下旋转盘的旋转同步功能；旋转盘与直线导轨底座连接，直线导轨底座与直线导轨连接；吸附圆柱2 与上方伸缩杆基体21连接，电磁铁14与下方伸缩杆基体7连接；吸附圆柱2与电磁铁14的相互吸附为超声探头提供夹紧位移；伸缩杆基体与二级伸缩杆、一级伸缩杆共同组成二级伸缩机构，共两组；二级伸缩机构与直线滑块固定连接，直线滑块的移动带动二级伸缩机构和超声探头的直线运动；一级伸缩杆的末端设有直线轴承和超声探头夹块，超声探头夹块用于夹持超声探头，直线轴承上安装有弹簧杆。

吸附圆柱2与电磁铁14相互吸附为超声探头提供了夹紧力；所述超声探头主要由超声换能器29与固体耦合层30组成。

上方弹簧杆19和下方弹簧杆10产生恒定的压力，保证超声换能器29与固体耦合层30的耦合状态与接触受力状态相同。

在非检测阶段，电磁铁14没有通电不具有磁性，上方直线滑块1和下方直线滑块6彼此分离，此时超声探头不具有夹紧力；在检测阶段，上方直线滑块1 和下方直线滑块6相互靠近，通电的电磁铁14与吸附圆柱2相互吸附，此时超声探头具有夹紧力，开展界面刚度检测工作。

一级伸缩杆、二级伸缩杆和伸缩杆基体在初始阶段都处于叠层状态，在定位伸缩杆完成定位夹紧功能后，依次打开二级伸缩机构，超声探头移动到特定的延长区域。

三个均布定位伸缩杆在相同弹簧力作用下，保证了装置基体22与航空发动机内圆环的同心定位效果。

带限位轴承端盖28起到防止轴承脱落的作用，同时提供旋转的限位功能。

本发明的有益效果：本发明的特点在于能够在航空发动机狭小空间开展界面刚度检测，能够利用弹簧杆提供压力实现较好的重复性，利用固体耦合方式避免了液体耦合剂所带来的污染。

附图说明

图1为本发明一种基于固体耦合的界面刚度检测装置的主视图；

图2为本发明一种基于固体耦合的界面刚度检测装置的侧视图；

图3为本发明一种基于固体耦合的界面刚度检测装置的俯视图；

图4为本发明一种基于固体耦合的界面刚度检测装置的局部图；

图中：1上方直线滑块；2吸附圆柱；3上方旋转盘；4定位伸缩杆；5下方旋转盘；6下方直线滑块；7下方伸缩杆基体；8下方二级伸缩杆；9下方一级伸缩杆；10下方弹簧杆；11下方直线轴承；12下方超声探头夹块；13下方超声探头；14电磁铁；15上方超声探头；16上方超声探头夹块；17上方一级伸缩杆； 18上方直线轴承；19上方弹簧杆；20上方二级伸缩杆；21上方伸缩杆基体； 22装置基体；23上方直线导轨底座；24上方直线导轨；25下方直线导轨底座； 26下方直线导轨；27连接杆；28带限位轴承端盖；29超声换能器；30固体耦合层

具体实施方式

以下是本发明的具体实施实例，结合附图对本发明的技术方案做进一步的描述。

为了便于理解本发明，下面将参照相关附图对本发明进行更全面的描述。但是应当解，这些描述只是为了进一步说明本发明的特征和优点，而不是对本发明权利要求的限制。

如图1至图4所示，本发明以装置基体22为基础，根据超声透射检测的要求，整个装置以上下结构的形式构成。装置基体22分别与上方旋转盘3和下方旋转盘5通过轴承连接；轴承端盖28在防止轴承脱落的同时，也提供旋转的限位功能。上方旋转盘3、上方直线导轨底座23和上方直线导轨24依次通过螺栓进行连接，下方旋转盘5、下方直线导轨底座25和下方直线导轨26依次通过螺栓进行连接。下方伸缩杆基体7分别与下方二级伸缩杆8、下方一级伸缩杆9联合实现二级伸缩功能；上方伸缩杆基体21分别与上方二级伸缩杆20、上方一级伸缩杆17联合实现二级伸缩功能。上方伸缩杆基体21与上方直线滑块1固定连接，下方伸缩杆基体7与下方直线滑块6固定连接。上方一级伸缩杆17的末端设有上方直线轴承18和上方超声探头夹块16，上方超声探头夹块16夹紧上方超声探头15，上方直线轴承18连接上方弹簧杆19；下方一级伸缩杆9的末端设有下方直线轴承11和下方超声探头夹块12，下方超声探头夹块12夹紧下方超声探头13，下方直线轴承11连接下方弹簧杆10。

装置基体中间22为中空结构，其吸附圆柱2与电磁铁14相互吸附为超声探头提供夹紧位移。

本发明的实施步骤为：

1)初始阶段；三个均布的定位伸缩杆4被电磁力所控制保持收紧状态，下方二级伸缩杆8和下方一级伸缩杆9收缩折叠于下方伸缩杆基体7中，上方二级伸缩杆20和上方一级伸缩杆17收缩折叠于上方伸缩杆基体21中。此时整个检测装置处于收缩状态，进入狭小的航空发动机的内腔结构中。

2)检测准备阶段；在到达指定位置时，定位伸缩杆4的电磁力断开，弹簧力将其弹出与航空发动机内圆环实现定位夹紧功能。三个均布定位伸缩杆4在相同弹簧力作用下，保证了装置基体22与航空发动机内圆环的同心定位效果。在定位伸缩杆4完成定位夹紧功能之后，依次打开二级伸缩机构的两级伸缩功能，使超声探头移动到特定的延长区域。旋转盘旋转特定角度，吸附圆柱2顶端的凸板与轴承端盖28的凹槽处相匹配，使超声探头正好处于两个螺栓之间的位置。

3)检测进行阶段；上方直线滑块1与下方直线滑块6相互靠近，使得电磁铁14与吸附圆柱2相互吸附。由于定位伸缩杆4的伸出，装置基体22的中心位置已经处于中空状态。上方超声探头15与下方超声探头13间与航空发动机被测结构形成10N的夹紧力，保证超声换能器29与固体耦合层30的耦合状态与接触受力状态相同。完成一个局部位置的界面刚度检测之后，电磁铁14断开电磁力，上方旋转盘3和下方旋转盘5旋转特定角度，根据轴承端盖28处凹槽的限位，使上方超声探头15和下方超声探头13处于下一个检测位置，重复上述步骤。

4)检测结束阶段，电磁铁14断开电磁力，其与吸附圆柱2随着直线滑块的分离而分离。一级伸缩杆与二级伸缩杆相互收缩，折叠于伸缩杆基体中。三个均布的定位伸缩杆受电磁力所控制转换为收紧状态，整个装置移出航空发动机内腔结构。