专利名称：民航飞机发动机吊臂安装节内外圈间隙测量装置的制作方法
技术领域：
本实用新型涉及民航飞机测量技术领域，特别是涉及民航飞机发动机吊臂安装节内外圈间隙测量装置。
背景技术：
民航飞机的发动机通过发动机吊臂与飞机连接固定，在发动机和吊臂之间起到连接作用的是安装节，其实就是航空用球面轴承，由一个具有外球面的内圈和一个具有内球面的外圈组成，在发动机运行过程中不可避免的要有振动，再加上一些其他原因，安装节的内外圈就会磨损，导致内外圈之间产生间隙，当两者之间的间隙增大到一定值时，就会对发动机的安装可靠性造成影响，此外还会影响发动机的使用寿命，甚至会影响到发动机的正常运行，进而影响到飞机的安全性。因此，在国内外民航飞机维修手册中都规定对发动机吊臂安装节内外圈之间的间隙进行测量，间隙测量的方法是固定外圈(或内圈)对内圈(或外圈)沿径向施加一定大小的力，然后在相反的方向施加同样大小的力，内外圈相对位移量即为安装节内外圈间隙。中国专利公开号CN102353313A公开了一种杆端关节轴承间隙测量装置，其实际测量的间隙值为0.13mm，这样的间隙值测量精度是不够的，不能够满足维修手册的要求。
发明内容本实用新型的目的是针对现有技术中存在的技术缺陷，而提供一种能够对飞机发动机吊臂安装节内外圈的间隙进行满足精度要求的精确测量的间隙测量装置。为实现本实用新型的目的所采用的技术方案是:民航飞机发动机吊臂安装节内外圈间隙测量装置，包括发动机吊臂安装节和间隙测量装置，其特征在于:所述间隙测量装置包括底座1，下支板4，上支板13，左支板30，右支板8，内承压轴21，夹紧块22与其上的垫圈螺母，左右压力板23、18，左右导向滑块34、38，左右导向滑轨32、37，左右滑块，左右滑轨40、5，上下光栅尺轨道15、7，上下光栅尺滑块传感器17、6，上下球头测量探杆20、2，左右压力传感器24、3，左右承压杆25、16，左右弹簧26、14，左右导向杆31、12，左右施力丝杠28、10，左右大螺母27、11和左右手轮29、9 ;所述发动机吊臂安装节包括发动机吊臂19、具有内球面的安装节外圈35和具有外球面的安装节内圈36。所述安装节外圈35安装在发动机吊臂19的孔内，安装节内圈36和安装节外圈35通过球面相配合；所述下支板4通过螺栓固定在底座I上，底座I上有螺纹孔，和下支板4上中间的圆孔同轴线装配，左右支板30、8安装在下支板4上，通过螺钉将左右支板30、8和下支板4 一同固定在底座I上，左右支板30、8上安装大螺母的圆孔同轴线，上支板13通过销钉42、44和定位螺钉41、43压紧在左右支板30、8上，组成整个装置的支架；所述内承压轴21包括大直径部分段a、小直径部分段b、锥面部分段C、外圆柱面段d、圆柱面段e和螺纹段f ;所述内承压轴21的下端的螺纹段f和底座I上的孔螺纹连接，所述内承压轴21下端的大直径部分段a和下支板4上的圆孔相配合，夹紧块圆锥面向下套在内承压轴21的上端的小直径部分段b，夹紧块外圆面和上支板的圆孔相配合，其上通过螺母垫片将安装节内圈36固定在内承压轴21上，通过夹紧块的锥面和内承压轴21的锥面部分段c将安装节内圈加紧固定在内承压轴21上，其中内承压轴21的外圆柱面段d和安装节内圈的内圆柱面为间隙配合，组成给安装节内圈定位夹紧的组件；所述左右支板30、8的中心圆孔处安装大螺母，右面的大螺母11从左向右安装在右支板8上，左边的大螺母27从右向左安装在左支板30上，分别用螺钉固定在左右支板上，右丝杠10装在右边大螺母11内，丝杠右端固定有手轮9，左端通过球面顶在右弹簧组件的右导向杆12的顶端，组成测量过程中施加压力的组件；所述右导向杆12的导向部分套在右承压杆16的内部，右弹簧14套在承压杆16的外面，弹簧的一端压在右导向杆12的圆端面上，另一端压在承压杆16的圆端面上，承压杆16的左端面固定有右压力传感器3，同时右压力传感器3固定在右推板18上，组成压力缓慢施加并能保持压力的组件；所述右推板18右面固定有左压力传感器24，左面和发动机吊臂19的壁面接触，右推板左下角通过连接件固定有导向滑块38和滑块，导向滑块和导向滑轨的导向面配合，滑块和滑轨的导向面配合，用来保证右推块沿丝杠轴线方向移动，导向滑轨和滑轨都固定在下支板4上,组成直接对安装节施加压力的组件。所述左右施力丝杠28、10的轴线和左右弹簧26、14的轴线在同一条水平轴线上，该水平轴线通过内承压轴21的轴线，并且该水平轴线和内承压轴21的轴线是垂直相交的；推板由所述左右导向滑轨32、37导向，使推板的与吊臂壁面相接触的面和水平轴线是垂直的；在右推板18上装有两个带光栅尺的上下光栅尺轨道15、7，上下光栅尺轨道15、7和推板的面是垂直安装的，上下光栅尺轨道15、7上有上下光栅尺滑块传感器17、6，在上下光栅尺轨道15、7上可以左右滑动；所述上下光栅尺滑块传感器17、6上固定有上下球头测量探杆20、2，通过右推板18上的槽可以向左伸出右推板18左壁面以外，所述测量探杆20、2球头的球心越过水平轴线；所述上球头测量探杆20的球头和夹紧块22的外圆柱面相为点接触，所述下球头测量探杆2的球头和内承压轴21的圆柱面段e为点接触；所述上下球头测量探杆20、2的球头带有强磁性，可以吸附在相应的接触面上，组成将安装节间隙反映到光栅尺上的组件；所述左右压力传感器24、3通过导线连接压力显示器，所述压力显示器显示的是推板施加在吊臂上的推力；所述光栅尺滑块传感器通过导线连接位移显示仪器，所述位移显示仪器显示的是上下光栅尺滑块传感器17、6在上下光栅尺轨道15、7的光栅尺上的微量位移。与现有技术相比，本实用新型的有益效果是:(I)本实用新型操作方便，维护简单，能够对飞机发动机吊臂安装节内外圈的间隙进行满足精度要求的精确测量；(2)测量过程中需要对安装节内外圈之间施加一定的压力，这种施加压力的方式可以保证光栅尺对于安装节外圈在压力方向和大小都变化时保持相对静止，以此来保证测量的精度。
图1是本实用新型的结构主视图；[0015]图2是本实用新型的结构俯视图；图3是图1右半部分的放大图；图4是图3中A部分的局部放大视图。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本实用新型作进一步详细说明，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本实用新型，并不用于限定本实用新型。实施例:民航飞机发动机吊臂安装节内外圈间隙测量装置，包括发动机吊臂安装节和间隙测量装置；所述间隙测量装置包括底座1，下支板4，上支板13，左支板30，右支板8，内承压轴21，夹紧块22与其上的垫圈螺母，左右压力板23、18，左右导向滑块34、38，左右导向滑轨32、37，左右滑块，左右滑轨40、5，上下光栅尺轨道15、7，上下光栅尺滑块传感器17、6，上下球头测量探杆20、2，左右压力传感器24、3，左右承压杆25、16，左右弹簧26、14，左右导向杆31、12，左右施力丝杠28、10，左右大螺母27、11和左右手轮29、9 ；所述发动机吊臂安装节包括发动机吊臂19、具有内球面的安装节外圈35和具有外球面的安装节内圈36。所述安装节外圈35安装在发动机吊臂19的孔内，安装节内圈36和安装节外圈35通过球面相配合；所述下支板4通过螺栓固定在底座I上，底座I上有螺纹孔，和下支板4上中间的圆孔同轴线装配，左右支板30、8安装在下支板4上，通过螺钉将左右支板30、8和下支板4 一同固定在底座I上，左右支板30、8上安装大螺母的圆孔同轴线，上支板13通过销钉42、44和定位螺钉41、43压紧在左右支板30、8上，组成整个装置的支架；如图3所示，所述内承压轴21包括大直径部分段a、小直径部分段b、锥面部分段C、外圆柱面段d、圆柱面段e和螺纹段f ;所述内承压轴21的下端的螺纹段f和底座I上的孔螺纹连接，所述内承压轴21下端的大直径部分段a和下支板4上的圆孔相配合，夹紧块圆锥面向下套在内承压轴21的上端的小直径部分段b，夹紧块外圆面和上支板的圆孔相配合，其上通过螺母垫片将安装节内圈36固定在内承压轴21上，通过夹紧块的锥面和内承压轴21的锥面部分段c将安装节内圈加紧固定在内承压轴21上，其中内承压轴21的外圆柱面段d和安装节内圈的内圆柱面为间隙配合，组成给安装节内圈定位夹紧的组件；所述左右支板30、8的中心圆孔处安装大螺母，右面的大螺母11从左向右安装在右支板8上，左边的大螺母27从右向左安装在左支板30上，分别用螺钉固定在左右支板上，右丝杠10装在右边大螺母11内，丝杠右端固定有手轮9，左端通过球面顶在右弹簧组件的右导向杆12的顶端，组成测量过程中施加压力的组件；所述右导向杆12的导向部分套在右承压杆16的内部，右弹簧14套在承压杆16的外面，弹簧的一端压在右导向杆12的圆端面上，另一端压在承压杆16的圆端面上，承压杆16的左端面固定有右压力传感器3，同时右压力传感器3固定在右推板18上，组成压力缓慢施加并能保持压力的组件；所述右推板18右面固定有右压力传感器24，左面和发动机吊臂19的壁面接触，右推板左下角通过连接件固定有导向滑块38和滑块，导向滑块和导向滑轨的导向面配合，滑块和滑轨的导向面配合，用来保证右推块沿丝杠轴线方向移动，导向滑轨和滑轨都固定在下支板4上,组成直接对安装节施加压力的组件。所述左右施力丝杠28、10的轴线和左右弹簧26、14的轴线在同一条水平轴线上，该水平轴线通过内承压轴21的轴线，并且该水平轴线和内承压轴21的轴线是垂直相交的；推板由所述左右导向滑轨32、37导向，使推板的与吊臂壁面相接触的面和水平轴线是垂直的；在右推板18上装有两个带光栅尺的上下光栅尺轨道15、7，上下光栅尺轨道15、7和推板的面是垂直安装的，上下光栅尺轨道15、7上有上下光栅尺滑块传感器17、6，在上下光栅尺轨道15、7上可以左右滑动；所述上下光栅尺滑块传感器17、6上固定有上下球头测量探杆20、2，通过右推板18上的槽可以向左伸出右推板18左壁面以外，所述测量探杆20、2球头的球心越过水平轴线；所述上球头测量探杆20的球头和夹紧块22的外圆柱面相为点接触，所述下球头测量探杆2的球头和内承压轴21的圆柱面段e为点接触；所述上下球头测量探杆20、2的球头带有强磁性，可以吸附在相应的接触面上，组成将安装节间隙反映到光栅尺上的组件；所述左右压力传感器24、3通过导线连接压力显示器，所述压力显示器显示的是推板施加在吊臂上的推力；所述光栅尺滑块传感器通过导线连接位移显示仪器，所述位移显示仪器显示的是上下光栅尺滑块传感器17、6在上下光栅尺轨道15、7的光栅尺上的微量位移。上述测量装置的具体测量过程:(I)准备阶段:拧下螺钉43、41，取下上支板12，旋动左右手轮使左右推板23、19退回至左右推板之间能够放下吊臂，将光栅传感器滑块17、6滑至右端，确保测量探杆20、2不超出右推板18
左面；(2)安装固定待测件安装节:将要测量的安装节的内圈36套在内承压轴21的c段，安装节内圈的下面和内承压轴的锥面接触，将夹紧件锥面朝下套在内承压轴的b段，使夹紧件的锥面和安装节内圈相接触，将上支板中心的圆孔套在夹紧件的外圆柱面上，两端分别和下支板的定位销定42、44相配合安装，在承压轴a段装上垫圈拧上螺母向下压紧夹紧件，进而固定安装节内圈，转动右手轮9，旋进丝杠10，进而推进右推板18，使右推板和吊臂的壁面相接触，此时对右压力传感器的压力显示器进行归零；(3)施加压力并测量:继续转动右手轮9，丝杠继续推进，压缩弹簧14，压力显示器数值上升，推板施加在吊臂19面上的力不断增加，使得安装节内外圈35、36在内承压轴右侧的压力不断增加，内外圈压力的值等于压力显示器的显示值，当压力显示器显示民航维修手册规定的压力值时停止转动右手轮，此时安装节内外圈右侧接触处就有一规定的压力值，此时将光栅传感器滑块17、6向右推出，使上面测量探杆20的球头和夹紧块22的外圆柱面接触并靠磁力吸附，使下面测量探杆2的球头和内承压轴21的e段圆柱面接触并靠磁力吸附，将两个光栅尺位移显示器的示数归零；转动左手轮29，旋进左丝杠28，使左推板23和吊臂19壁面接触，此时将右压力传感器24的压力显示器示数归零，继续转动左手轮，旋进丝杠压缩弹簧26，左推板23和吊臂19壁面之间的压力不断增加，有将吊臂向右推动的趋势，随左手轮的转动，左推板和吊臂壁面之间的压力不断增加，安装节内外圈35、36右边接触处的压力不断减�。悖耸弊笸瓢�23对吊臂19的压力和右推板18对吊臂的压力相同，都为规定值，随压力的持续增力口，安装节内外圈在左边接触，并且压力不断增加，安装节内外圈35、36之间的压力等于左推板23对吊臂19的压力减去右推板18对吊臂19的压力，当左压力传感器的压力显示器显示2倍规定值时停止转动左手轮，由于右面弹簧的形变量基本没有变化，所以右推板对吊臂的压力还是规定值，此时安装节内外圈在左侧接触处的压力为左推板对吊臂的压力减去右推板对吊臂的压力，也就是正好为民航维修手册中的规定值，并且与左推板没有压力时的接触处相对，此过程中安装节内圈36相对于外圈35向左移动了一段位移，这个位移就是要测量的安装节内外圈之间的间隙，在内圈相对于外圈移动的同时，由于磁性吸附在相应柱面上的测量探杆2、20也有相应大小的位移，并带动光栅传感器滑块6、17在光栅尺7、15上有了一段相应大小的位移，因而此时光栅尺对应的位移显示器上显示的位移量就是要测量的安装节内外圈之间的间隙；由于在施加压力的过程中上下支板可能的拉力不同可能会使得内承压轴相对于安装光栅尺的右推板不平行，会以安装节内圈球面的球心转动，使得上面光栅尺的位移量大/小于下面光栅尺的位移量，安装两个光栅尺，取这两个光栅尺的平均值会减小由于上述情况引起的测量误差；(4)读取测量数值:取两个光栅尺读数的平均值即为要测量的安装节内外圈之间的间隙。测量完毕后将传感器滑块向右退回，转动手轮卸载施加的压力，卸下夹紧块，取下上支板，取下发动机吊臂，将相应测量装置的部件安装好后存放。以上所述仅是本实用新型的优选实施方式，应当指出的是，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型原理的前提下，还可以做出若干改进，这些改进也应视为本实用新型的保护范围。
权利要求1.航飞机发动机吊臂安装节内外圈间隙测量装置，包括发动机吊臂安装节和间隙测量装置，其特征在于:所述间隙测量装置包括底座(1)，下支板(4)，上支板(13)，左支板(30)，右支板(8)，内承压轴(21)，夹紧块(22)与其上的垫圈螺母，左右压力板(23、18)，左右导向滑块(34、38)，左右导向滑轨(32、37)，左右滑块，左右滑轨(40、5)，上下光栅尺轨道(15、7)，上下光栅尺滑块传感器(17、6)，上下球头测量探杆(20、2)，左右压力传感器(24、3)，左右承压杆(25、16)，左右弹簧(26、14)，左右导向杆(31、12)，左右施力丝杠(28、10)，左右大螺母(27、11)和左右手轮(29、9);所述发动机吊臂安装节包括发动机吊臂(19)、具有内球面的安装节外圈(35)和具有外球面的安装节内圈(36)，所述安装节外圈(35)安装在发动机吊臂(19)的孔内，安装节内圈(36)和安装节外圈(35)通过球面相配合；所述下支板(4)通过螺栓固定在底座(I)上，底座(I)上有螺纹孔，和下支板(4)上中间的圆孔同轴线装配，左右支板(30、8)安装在下支板(4)上，通过螺钉将左右支板(30、8)和下支板(4)一同固定在底座(I)上，左右支板(30、8)上安装大螺母的圆孔同轴线，上支板(13)通过销钉(42、44)和定位螺钉(41、43)压紧在左右支板(30、8)上，组成整个装置的支架；所述内承压轴(21)包括大直径部分段(a)、小直径部分段(b)、锥面部分段(c)、外圆柱面段(d)、圆柱面段(e)和螺纹段(f);所述内承压轴(21)的下端的螺纹段(f)和底座(I)上的孔螺纹连接，所述内承压轴(21)下端的大直径部分段(a)和下支板(4)上的圆孔相配合，夹紧块圆锥面向下套在内承压轴(21)的上端的小直径部分段(b)，夹紧块外圆面和上支板的圆孔相配合，其上通过螺母垫片将安装节内圈(36)固定在内承压轴(21)上，通过夹紧块的锥面和内承压轴(21)的锥面部分段(c)将安装节内圈加紧固定在内承压轴(21)上，其中内承压轴(21)的外圆柱面段(d)和安装节内圈的内圆柱面为间隙配合，组成给安装节内圈定位夹紧的组件； 所述左右支板(30、8)的中心圆孔处安装大螺母，右面的大螺母(11)从左向右安装在右支板(8)上，左边的大螺母(27)从右向左安装在左支板(30)上，分别用螺钉固定在左右支板上，右丝杠(10)装在右边大螺母(11)内，丝杠右端固定有手轮(9)，左端通过球面顶在右弹簧组件的右导向杆(12)的顶端，组成测量过程中施加压力的组件；所述右导向杆(12)的导向部分套在右承压杆( 16)的内部，右弹簧(14)套在承压杆(16)的外面，弹簧的一端压在右导向杆(12)的圆端面上，另一端压在承压杆(16)的圆端面上，承压杆(16)的左端面固定有右压力传感器(3)，同时右压力传感器(3)固定在右推板(18)上，组成压力缓慢施加并能保持压力的组件；所述右推板(18)右面固定有左压力传感器(24)，左面和发动机吊臂(19)的壁面接触，右推板左下角通过连接件固定有导向滑块(38)和滑块，导向滑块和导向滑轨的导向面配合，滑块和滑轨的导向面配合，用来保证右推块沿丝杠轴线方向移动，导向滑轨和滑轨都固定在下支板(4)上，组成直接对安装节施加压力的组件。所述左右施力丝杠(28、10)的轴线和左右弹簧(26、14)的轴线在同一条水平轴线上，该水平轴线通过内承压轴(21)的轴线，并且该水平轴线和内承压轴(21)的轴线是垂直相交的；推板由所述左右导向滑轨(32、37)导向，使推板的与吊臂壁面相接触的面和水平轴线是垂直的；在右推板(18)上装有两个带光栅尺的上下光栅尺轨道(15、7)，上下光栅尺轨道(15、7)和推板的面是垂直安装的，上下光栅尺轨道(15、7)上有上下光栅尺滑块传感器(17、6)，在上下光栅尺轨道(15、7)上可以左右滑动；所述上下光栅尺滑块传感器(17、6)上固定有上下球头测量探杆(20、2)，通过右推板(18)上的槽可以向左伸出右推板(18)左壁面以外，所述测量探杆(20、2)球头的球心越过水平轴线；所述上球头测量探杆(20)的球头和夹紧块(22)的外圆柱面相为点接触；所述下球头测量探杆(2)的球头和所述内承压轴(21)的圆柱面段(e)为点接触；所述上下球头测量探杆(20、2)的球头带有强磁性，能够吸附在相应的接触面上，组成将安装节间隙反映到光栅尺上的组件；所述左右压力传感器(24、3)通过导线连接压力显示器，所述压力显示器显示的是推板施加在吊臂上的推力；所述上下光栅尺滑块传感器(17、6)通过导线连接有位移显示仪器，所述位移显示仪器显示的是上下光栅尺滑块传感器(17、6)在上下光栅尺轨道(15、`7)的光栅尺上的微量位移。
专利摘要本实用新型公开了民航飞机发动机吊臂安装节内外圈间隙测量装置，包括发动机吊臂安装节和间隙测量装置。本实用新型操作方便，维护简单，能够对飞机发动机吊臂安装节内外圈的间隙进行满足精度要求的精确测量；测量过程中需要对安装节内外圈之间施加一定的压力，这种施加压力的方式可以保证光栅尺对于安装节外圈在压力方向和大小都变化时保持相对静止，以此来保证测量的精度。
文档编号G01B11/14GK202928535SQ20122068187
公开日2013年5月8日 申请日期2012年12月11日 优先权日2012年12月11日
发明者由环家, 王辉, 王龙飞, 魏志民, 刘鸿鹏 申请人:王辉, 由环家, 王龙飞, 魏志民, 刘鸿鹏
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