转静子轴向极限间隙检测装置以及检测方法与流程

1.本发明涉及航空发动机检测设备领域，尤其涉及一种转静子轴向极限间隙检测装置以及检测方法。


背景技术：

2.涡轮部件是航空发动机的重要组成部分，由多级转子和多级静子交替构成，给定合理的转静子轴向间隙直接影响着涡轮部件的工作安全性，转静子轴向间隙若给定的较小，工作过程中可能发生碰撞，影响发动机的工作安全性；转静子轴向间隙给定的过大则会影响涡轮工作效率。通常合理的转静子轴向间隙需要经过大量的试验方能摸索获取，而在发动机设计之初，转静子的轴向间隙是通过理论计算给出的，设计者对于这个理论值是否合理并无十分把握。


技术实现要素：

3.本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中难以计算转静子轴向极限间隙的缺陷，提供一种转静子轴向极限间隙检测装置以及检测方法。
4.一种转静子轴向极限间隙检测装置，包括用于和静子叶片轴向端面抵接的第一作用部，用于带动所述第一作用部相对所述静子叶片轴向移动的施力结构，所述转静子轴向极限间隙检测装置还包括用于检测施加于所述静子叶片上的抵顶力的检测装置。
5.通过施力结构带动第一作用部轴向移动以抵顶静子叶片来模拟静子叶片工作时所受的轴向力，从而准确获得静子叶片处于运行状态时与涡轮机匣后安装边之间的高度差，并通过该高度差间接计算获得涡轮转静子轴向间隙极限值，评估涡轮部件的安全风险。解决了现有技术难以获得转静子轴向间隙极限值的缺陷。此外，本发明还具有结构简单，通用性强，操作方便，工艺成本低的优点。
6.优选的，所述第一作用部能够通过自身形状调整以填充每个所述静子叶片轴向端面与所述第一作用部间的间隙。从而克服受加工或装配影响，各个扇形叶片组可能在发动机轴线方向上高低不一，模拟轴向力较难均匀施加到各个叶片的难题。
7.优选的，所述第一作用部包括主体部以及设于所述主体部上的抵接部，多个所述抵接部与多个所述静子叶片一一对应设置，所述抵接部能够相对所述主体部轴向移动。使用时，调整每个抵接部的轴向位置使其分别与各个静子叶片相抵，再整体对第一作用部施加外力，克服受加工或装配影响，各个扇形叶片组可能在发动机轴线方向上高低不一，模拟轴向力较难均匀施加到各个叶片的难题。
8.优选的，抵接部为与主体部螺纹啮合连接的调整螺栓，或者，所述抵接部为设于所述主体部上的液压缸或气缸。由此，能够通过旋动调整螺栓或者以驱动液压缸或气缸伸缩的方式来实现第一作用部相对静子叶片的轴向移动。
9.优选的，所述主体部的轴向投影与环设于机匣内周壁的静子叶片不重叠，所述主体部上沿周向环设有可拆卸的延伸板，所述延伸板的轴向投影与能够在所述静子叶片处形
成环状的投影重叠区域，所述投影重叠区域上设有所述抵接部。
10.通过采用以上分体设计，使用时可将主体部自由伸入机匣的任一轴向位置，随后将延伸板伸入静子叶片间的间隙中后再将延伸板装配到主体部上形成整体环，在通过设于延伸板上的多个抵接部对叶片施加轴向力，由此能够解决第一作用部难以伸入静子叶片间间隙中的问题。
11.优选的，所述第一作用部能够相对一静止物移动，所述静止物与所述静子叶片保持相对静止。由此实现第一作用部对静子叶片的轴向施力。
12.优选的，所述静止物为连接机匣的机架，或者，所述静止物为设于外界固定点。
13.优选的，所述机架包括支撑杆以及连接于所述支撑杆的第二作用部，所述第二作用部用于连接所述机匣，所述支撑杆穿设于所述第一作用部，所述第一作用部能相对所述支撑杆轴向移动。采用这样的结构无需借助外部设备，有利于降低对场地的要求以及简化检测装置的自身结构。
14.优选的，所述施力结构为套设于所述支撑杆上的可相对所述支撑杆轴向移动或锁止的调整件，所述调整件能够带动所述第一作用部朝所述静子叶片方向轴向移动。
15.优选的，所述检测装置为设于所述调整件和第一作用部之间的压力传感器，或者，所述调整件能够带动所述第二作用部朝所述机匣方向轴向移动，所述检测装置为设于所述调整件和第二作用部之间的压力传感器，或者，所述检测装置为设于所述第一作用部抵接端处的力传感器。通过如上结构实现了对静子叶片轴向抵顶力的测量。
16.优选的，所述调整件为螺母，所述螺母与所述支撑杆螺纹啮合。检测装置设于该螺母与第一作用部之间，使螺母与第一作用部之间压紧力可被检测装置读取，通过调整螺母、检测装置、第一作用部三者的压紧程度不同可产生不同的压紧力，可模拟不同级的静子所承受的不同轴向力；
17.优选的，所述支撑杆上沿轴向设有多个定位结构，多个所述定位结构间的间距与所述静子叶片间的轴向间距一致，所述第一作用部上设有用于连接所述定位结构的配合结构。采用这样的结构可实现第一作用部在不同轴向高度的固定，满足对不同静子叶片轴向力的施加要求。同时，将第一作用部固定在支撑杆上可避免第一作用部在自身重力的影响下下落于静子叶片接触，导致静子叶片受力不均。
18.优选的，所述定位结构为设于所述支撑杆上的定位销孔，所述配合结构包括能够穿入所述定位销孔中的定位销。
19.本发明还提供了一种转静子轴向极限间隙检测方法，适用于如上文所述的转静子轴向极限间隙检测装置，包括以下步骤：
20.使所述第一作用部与所述静子叶片的轴向端面相抵，
21.调整所述第一作用部相对所述静子叶片的轴向位置，使所述检测装置测得的抵顶力达到预设值；
22.测量被抵顶静子叶片的轴向相对位置，并根据所述轴向相对位置计算得到转静子轴向极限间隙。
23.本方法通过第一作用部轴向抵顶静子叶片来模拟静子叶片工作时所受的轴向力，从而准确获得静子叶片处于运行状态时与涡轮机匣后安装边之间的高度差，并通过该高度差间接计算获得涡轮转静子轴向间隙极限值，评估涡轮部件的安全风险。解决了现有集中
难以获得转静子轴向间隙极限值的缺陷。此外，本方法还具有操作方便的优点。
24.优选的，所述第一作用部包括主体部以及多个可拆卸地安装于所述主体部上的延伸板，所述延伸板上设有抵接部，使所述第一作用部与所述静子叶片的轴向端面相抵的步骤包括：
25.将所述主体部移动至对应两个静子叶片轴向间隙的位置；
26.将所述延伸板伸入静子叶片的轴向间隙中，并将所述延伸板固定于所述主体部；
27.调整所述抵接部相对延伸板的轴向位置，使其能够与所述静子叶片的轴向端面相抵。
28.采用当场组装分体第一作用部的方式能够解决一体式的第一作用部难以伸入静子叶片间间隙中的问题。
29.优选的，调整所述第一作用部对静子叶片轴向抵顶力的步骤包括：
30.将第二作用部连接至机匣；
31.将所述第一作用部套设于支撑杆上；
32.施力结构带动第一作用部与静子叶片轴向抵顶，进而实现对轴向抵顶力调整。
33.采用这样结构能够在无需借助外部设备的情况下实现对转静子轴向间隙的检测，具有场地适应度高、结构紧凑的优点。
34.本发明的积极进步效果在于：
35.通过第一作用部轴向抵顶静子叶片来模拟静子叶片工作时所受的轴向力，从而准确获得静子叶片处于运行状态时与涡轮机匣后安装边之间的高度差，并通过该高度差间接计算获得涡轮转静子轴向间隙极限值，评估涡轮部件的安全风险。解决了现有集中难以获得转静子轴向间隙极限值的缺陷。此外，本发明还具有结构简单，通用性强，操作方便，工艺成本低的优点。
附图说明
36.图1为航空发动机的转静子相对位置视图；
37.图2为该转静子轴向极限间隙检测装置的立体图；
38.图3为该转静子轴向极限间隙检测装置的半剖视图；
39.图4为该转静子轴向极限间隙检测装置在使用状态下的立体图；
40.图5为该转静子轴向极限间隙检测装置在使用状态下的剖视图；
41.附图标记说明：
42.第一作用部100
43.主体部110
44.延伸板120
45.抵接部130
46.施力结构200
47.检测装置300
48.静子叶片400
49.机架500
50.第二作用部510
51.横梁511
52.竖梁512
53.连接部513
54.支撑杆520
55.定位结构521
56.机匣600
57.转子叶片700
具体实施方式
58.下面通过实施例的方式进一步说明本发明，但并不因此将本发明限制在的实施例范围之中。
59.实施例1
60.结合图2和图3，本实施例提供了一种转静子轴向极限间隙检测装置，包括用于和静子叶片400轴向端面抵接的第一作用部100，用于带动该第一作用部100相对静子叶片400轴向移动的施力结构200。该转静子轴向极限间隙检测装置还包括用于检测第一作用部100对静子叶片400所施加抵顶力的检测装置300。
61.使用时，施力结构200带动第一作用部100轴向移动以抵顶静子叶片400，由此来模拟静子叶片400工作时所受的轴向力，从而准确获取静子叶片400处于运行状态时的轴向相对高度，进而根据该轴向相对高度间接计算得到转静子轴向间隙极值。解决了现有技术难以获得转静子轴向间隙极限值的缺陷。此外，本发明还具有结构简单，通用性强，操作方便，工艺成本低的优点。
62.在本实施例中，该第一作用部100可以通过自身形状调整以填充每个静子叶片400轴向端面与第一作用部100间的间隙。具体的来说，该第一作用部100包括主体部110、连接于主体部110上的延伸板120以及设于延伸板120上的抵接部130，该抵接部130与多个静子叶片400一一对应设置，该抵接部130能够相对延伸板120沿静子叶片400的轴向方向进行移动进而填充第一作用部100与静子叶片400间的间隙。使用时，调整每个抵接部130的轴向位置使其分别与各个静子叶片400相抵，再整体对第一作用部100施加轴向抵顶力，克服受加工或装配影响，各个扇形叶片组可能在发动机轴线方向上高低不一，模拟轴向力较难均匀施加到各个叶片的难题。
63.本发明中的抵接部130为与延伸板120螺纹啮合连接的调整螺栓，该调整螺栓在被转动时可相对延伸板120轴向运动。作为替换方案，该抵接部130还可以是液压缸或者气缸，通过驱动液压缸或气缸伸缩的方式实现抵接部130的轴向移动。本发明优选采用结构简单，成本低廉的调整螺栓作为抵接部130。
64.在本实施例中，该第一作用部100中的主体部110呈圆盘状，其轴向投影与环设于机匣600内周壁的静子叶片400不重叠，该延伸板120与主体部110可拆卸连接，并沿周向环设于该主体轴的周缘处。该延伸板120的轴向投影与能够在该静子叶片400处形成环状的投影重叠区域，该投影重叠区域上设有该抵接部130，即该螺纹啮合于延伸板120上的调节螺栓。
65.通过采用以上分体设计，使用时可将主体部110自由伸入机匣600的任一轴向位
置，随后将延伸板120伸入静子叶片400间的间隙中后再将延伸板120装配到主体部110上形成整体环，在通过设于延伸板120上的多个抵接部130对叶片施加轴向力，由此能够解决第一作用部100难以伸入静子叶片400间间隙中的问题。
66.在本实施例中，优选在该延伸板120不同角向以及不同的位置设置螺纹孔，通过在不同位置的螺纹孔处安装抵接部130，可满足不同级静子叶片400与抵接部130的接触需求，使得该检测装置300可对不同级静子叶片400施加轴向力，提高通用性，降低工艺成本。
67.在本实施例中，为使第一作用部100能够对静子叶片400施加抵顶力，其能够相对一静止物轴向移动，该静止物与静子叶片400能够保持相对静止。在本发明中，该静止物为能够连接机匣600后安装边的机架500。在其他替换方案中，该静止物也能够是位于外界的固定点，施力结构200驱动第一作用部100相对其移动同样能够实现对静子叶片400进行轴向施力。
68.结合图2、图4和图5，在本发明中，该机架500包括第二作用部510以及支撑杆520。该第二作用部510呈“几”字形，包括用于穿设支撑杆520的横梁511、自横梁511两端向下延伸的竖梁512，自两侧竖梁512底端水平向外延伸的连接部513，该连接部513上设有螺栓孔，能够与机匣600的后安装边螺栓连接。该横梁511通过穿设于支撑杆520上的定位销实现相对支撑杆520的轴向限位。
69.该支撑杆520用于连接该第一作用部100和第二作用部510并能够实现第一作用部100和第二作用部510之间轴向力的传递。该第一作用部100的本体部上设有可供支撑杆520穿过的通孔以使第一作用部100能够沿支撑杆520滑动。
70.在本实施例中，该施力结构200为套设有可相对支撑杆520轴向移动或锁止的调整件，该调整件能够带动第一作用部100朝静子叶片400方向轴向移动，具体在本发明中，该调整件为旋设于支撑杆520上的螺母。
71.在本实施例中，该检测装置300为设于调整件，即螺母和第一作用部100之间的压力传感器。由于该压力传感器设于第一作用部100和螺母之间，使螺母与第一作用部100之间压紧力可被检测装置300读取，通过调整螺母、检测装置300、第一作用部100三者的压紧程度不同可产生不同的压紧力，可模拟不同级的静子叶片400所承受的不同轴向力。作为替换方案，该检测装置300也可以是设于第一作用部100抵接端处的压力传感器。
72.使用时，将固定限位于支撑杆520上的第二作用部510固定于机匣600上，再通过调整穿设于支撑杆520上的第一作用部100实现其与机匣600的轴向相对移动，进而使第一作用部100能够对静子叶片400施加轴向抵顶力。采用方案可在无需借助外部环境或外部设置的条件下实现对轴向抵顶力的调整，有利于降低对场地的要求以及简化检测装置300的自身结构。
73.在本实施例中，支撑杆520上沿轴向设有多个定位结构521，该定位结构521为设于支撑杆520上的定位销孔，多个定位销孔间的间距与静子叶片400间的轴向间距一致，该第一作用部100上设有用于连接定位结构521的配合结构，该配合结构包括设于主体部110通孔两侧的耳座以及能够穿过该耳座以及定位销孔的定位销。采用这与的结构可实现第一作用部100在不同轴向高度的固定，满足对不同静子叶片400轴向力的施加要求。同时，将第一作用部100固定在支撑杆520上可避免第一作用部100在自身重力的影响下下落于静子叶片400接触，导致静子叶片400受力不均。这里需要说明的是，在进行测量时应将该穿过耳座和
定位销孔的定位销拔出以使第一作用部100能够相对支撑杆520移动。
74.实施例2
75.结合图1、图2、图4和图5，本发明还提供了一种转静子轴向极限间隙检测方法，适用于如上文的转静子轴向极限检测装置，包括以下步骤：
76.使第一作用部100与静子叶片400的轴向端面相抵，
77.施力结构200带动第一作用部100与静子叶片400抵顶，使检测装置300测得的抵顶力达到预设值，该预设值为航空发动机工作时静子叶片400的轴向受力；
78.测量被抵顶静子叶片400的轴向相对位置，即静子叶片400轴向端面至机匣600后安装边间的间距，并根据轴向相对位置计算得到转静子轴向极限间隙。具体的，结合图1，是测量各个静子叶片400内缘板后端面与机匣600后安装边的高度差hx，周向多点测量，取hx的最大值，hx的最大值与lx(转子叶片700外缘板后端面与机匣600后安装边的高度差)的最小值的差值为该转静子轴向极限间隙。
79.本方法通过第一作用部100轴向抵顶静子叶片400来模拟静子叶片400工作时所受的轴向力，从而准确获得静子叶片400处于运行状态时与涡轮机匣600后安装边之间的高度差，并通过该高度差间接计算获得涡轮转静子轴向间隙极限值，评估涡轮部件的安全风险。解决了现有集中难以获得转静子轴向间隙极限值的缺陷。此外，本方法还具有操作方便的优点。
80.在本实施例中，第一作用部100与静子叶片400的轴向端面相抵的步骤包括：
81.将主体部110移动至对应两个静子叶片400轴向间隙的位置；
82.将延伸板120伸入静子叶片400的轴向间隙中，并将延伸板120固定于主体部110；
83.调整抵接部130相对延伸板120的轴向位置，使其能够与静子叶片400的轴向端面相抵。
84.采用分体式的第一作用部100的方式能够解决一体式的第一作用部100难以伸入静子叶片400间间隙中的问题。
85.在本实施例中，使第一作用部100与静子叶片400相抵的步骤包括：
86.将第二作用部510连接至机匣600；
87.将第一作用部100套设于支撑杆520上；
88.施力结构200带动第一作用部100与静子叶片400轴向抵顶，进而实现对轴向抵顶力调整。
89.采用这样结构能够在无需借助外部设备的情况下实现对转静子轴向间隙的检测，具有场地适应度高、结构紧凑的优点。
90.在本实施例中，施力结构200带动第一作用部100与静子叶片400轴向抵顶，进而实现对轴向抵顶力调整的步骤包括：
91.旋动支撑杆520上的螺母；
92.调整螺母、检测装置300、第一作用部100三者的压紧程度来调节第一作用部100对静子所施加的轴向力。
93.虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和
修改均落入本发明的保护范围。

技术特征：
1.一种转静子轴向极限间隙检测装置，其特征在于：包括用于和静子叶片轴向端面抵接的第一作用部，用于带动所述第一作用部相对所述静子叶片轴向移动的施力结构，所述转静子轴向极限间隙检测装置还包括用于检测施加于所述静子叶片上的抵顶力的检测装置。2.如权利要求1所述的转静子轴向极限间隙检测装置，其特征在于：所述第一作用部能够通过自身形状调整以填充每个所述静子叶片轴向端面与所述第一作用部间的轴向间隙。3.如权利要求2所述的转静子轴向极限间隙检测装置，其特征在于：所述第一作用部包括主体部以及设于所述主体部上的抵接部，多个所述抵接部与多个所述静子叶片一一对应设置，所述抵接部能够相对所述主体部轴向移动。4.如权利要求3所述的转静子轴向极限间隙检测装置，其特征在于：抵接部为与主体部螺纹啮合连接的调整螺栓，或者，所述抵接部为设于所述主体部上的液压缸或气缸。5.如权利要求3所的转静子轴向极限间隙检测装置，其特征在于：所述主体部的轴向投影与环设于机匣内周壁的静子叶片不重叠，所述主体部上沿周向环设有可拆卸的延伸板，所述延伸板的轴向投影与能够在所述静子叶片处形成环状的投影重叠区域，所述投影重叠区域上设有所述抵接部。6.如权利要求1所述的转静子轴向极限间隙检测装置，其特征在于：所述第一作用部能够相对一静止物轴向移动，所述静止物与所述静子叶片保持相对静止。7.如权利要求6所述的转静子轴向极限间隙检测装置，其特征在于：所述静止物为连接机匣的机架，或者，所述静止物为设于外界固定点。8.如权利要求7所述的转静子轴向极限间隙检测装置，其特征在于：所述机架包括支撑杆以及连接于所述支撑杆的第二作用部，所述第二作用部用于连接所述机匣，所述支撑杆穿设于所述第一作用部，所述第一作用部能相对所述支撑杆轴向移动。9.如权利要求8所述转静子轴向极限间隙检测装置，其特征在于：所述施力结构为套设于所述支撑杆上的可相对所述支撑杆轴向移动或锁止的调整件，所述调整件能够带动所述第一作用部朝所述静子叶片方向轴向移动。10.如权利要求9所述的转静子轴向极限间隙检测装置，其特征在于：所述检测装置为设于所述调整件和第一作用部之间的压力传感器，或者，所述检测装置为设于所述第一作用部抵接端处的压力传感器。11.如权利要求10所述的转静子轴向极限间隙检测装置，其特征在于：所述调整件为螺母，所述螺母与所述支撑杆螺纹啮合。12.如权利要求8所述的转静子轴向极限间隙检测装置，其特征在于：所述支撑杆上沿轴向设有多个定位结构，多个所述定位结构间的间距与所述静子叶片间的轴向间距一致，所述第一作用部上设有用于连接所述定位结构的配合结构。13.如权利要求12所述的转静子轴向极限间隙检测装置，其特征在于：所述定位结构为设于所述支撑杆上的定位销孔，所述配合结构包括能够穿入所述定位销孔中的定位销。14.一种转静子轴向极限间隙检测方法，适用于如权利要求1至13中任意一项所述的转静子轴向极限间隙检测装置，其特征在于，包括以下步骤：使所述第一作用部与所述静子叶片的轴向端面相抵；施力结构带动第一作用部与静子叶片抵顶，使检测装置测得的抵顶力达到预设值；
测量被抵顶静子叶片的轴向相对位置，并根据所述轴向相对位置计算得到转静子轴向极限间隙。15.如权利要求14所述的转静子轴向极限间隙检测方法，其特征在于：所述第一作用部包括主体部以及多个可拆卸地安装于所述主体部上的延伸板，所述延伸板上设有抵接部，使所述第一作用部与所述静子叶片的轴向端面相抵的步骤包括：将所述主体部限位至对应两个静子叶片轴向间隙的位置；将所述延伸板伸入静子叶片的轴向间隙中，并将所述延伸板固定于所述主体部；调整所述抵接部相对延伸板的轴向位置，使其能够与所述静子叶片的轴向端面相抵。16.如权利要求15所述的转静子轴向极限间隙检测方法，适用于带有机架的转静子轴向极限间隙检测装置，所述机架包括第二作用部和穿设固定于第二作用部上的支撑杆，其特征在于，调整所述第一作用部对静子叶片轴向抵顶力的步骤包括：将第二作用部连接至机匣；将所述第一作用部套设于支撑杆上；施力结构带动第一作用部与静子叶片轴向抵顶，进而实现对轴向抵顶力调整。

技术总结
本发明公开了一种转静子轴向极限间隙检测装置以及检测方法，该转静子轴向极限间隙检测装置包括用于和静子叶片轴向端面抵接的第一作用部，用于带动第一作用部相对静子叶片轴向移动的施力结构，转静子轴向极限间隙检测装置还包括用于检测施加于静子叶片上的抵顶力的检测装置。通过施力结构带动第一作用部轴向移动以抵顶静子叶片来模拟静子叶片工作时所受的轴向力，从而准确获得静子叶片处于运行状态时与涡轮机匣后安装边之间的高度差，并通过该高度差间接计算获得涡轮转静子轴向间隙极限值，评估涡轮部件的安全风险。解决了现有技术难以获得转静子轴向间隙极限值的缺陷。此外，本发明还具有结构简单，通用性强，操作方便，工艺成本低的优点。工艺成本低的优点。工艺成本低的优点。


技术研发人员：李明 郑思凯 何玉峰
受保护的技术使用者：中国航发商用航空发动机有限责任公司
技术研发日：2022.03.14
技术公布日：2023/9/23