一种航空发动机高能射线测量装置及其控制系统

技术领域

本发明属于航空发动机测量装置领域，具体涉及一种航空发动机高能射线测量装置及其控制系统。

背景技术

高能X射线数字成像技术作为先进的无损检测技术之一，已经应用于国外航空发动机研制中，如英国RR、美国GE、法国SNECMA等都有应用经验。该技术打破了传统思路，在不破坏发动机内部流场、不需安装测量探头、不受发动机零组件工作温度和测量可达性等限制的条件下，观察和测量发动机任何状态的内部零组件工作情况，掌握发动机内部零组件实时工作间隙，为间隙设计和改进提供数据支撑。

中国发明专利CN 113983969 A，公开了一种基于高能X射线的航空发动机间隙测量方法，但是如何具体的对航空发动机进行高能射线测量，且可以在不同部位、不同工况下实时读取、分析航空发动机的内部结构信息，是目前亟需解决落地的难题之一。

发明内容

本发明的一个或多个实施例的细节在以下附图和描述中提出，以使本申请的其他特征、目的和优点更加简明易懂。

本发明提供了一种航空发动机高能射线测量装置及其控制系统，可模拟不同环境状态，并可高效地观察和测量发动机不同部位下的内部结构信息如形变、间隙、缺陷等，从而可以及早的发现运行中存在的问题，为设计、改进发动机，提高发动机寿命和可靠性提供重要数据支持。

本发明公开了一种航空发动机高能射线测量装置，包括：

中舱，所述中舱内设有放置待测航空发动机的载架；

扫描架，设于所述中舱的外侧；

射线源和探测器，设于所述扫描架上，并沿所述中舱的外周在周向方向上进行同步旋转或相对旋转，和/或沿所述中舱的外周在轴向方向上进行直线运动。

在一些实施方式中，还包括：

前舱，设于所述中舱的前端，且所述前舱内设有气流模拟装置；

后舱，设于所述中舱的后端，且所述后舱和所述中舱之间设有输送导轨；所述载架滑移设于所述输送导轨上。

在一些实施方式中，还包括：

两个旋转座，同轴心的设置于所述中舱的外部；

两个水平导轨，对称的设于所述两个旋转座之间；

所述射线源通过射线源基座设于一水平导轨上；

所述探测器通过探测器基座设于另一水平导轨上；

所述探测器基座上设有与所述中舱同轴心的呈弧形结构的探测器滑轨；

所述探测器包括：线阵探测器和面阵探测器；

所述线阵探测器设于所述探测器基座上；所述面阵探测器设于所述探测器滑轨上。

在一些实施方式中，还包括：

直线驱动结构，与所述射线源基座和所述探测器基座相连接，用于驱动其在相对应的水平导轨上运动；

所述直线驱动结构为水平电机；所述水平电机的驱动端设有螺纹丝杆；

偏转驱动机构，与所述探测器基座相连接，用于驱动其在所述探测器滑轨上运动；

所述偏转驱动机构包括：

探测器齿轮导轨，与所述探测器滑轨同轴心设置；

旋转电机，设于所述探测器基座相连接，其驱动端设有的偏转齿轮与所述探测器齿轮导轨相啮合。

在一些实施方式中，还包括：

旋转座驱动机构；

所述旋转座驱动机构进一步包括：

旋转滑环，其一端与所述扫描架固定连接，其另一端与所述旋转座旋转连接；

旋转座旋转齿轮，同轴心且呈环形结构的设置于所述旋转座上；

旋转座驱动电机，设于所述扫描架上，其驱动端的旋转座驱动齿轮与所述旋转座旋转齿轮相啮合。

在一些实施方式中，所述气流模拟装置包括：

气流管路出口，设于所述前舱的中心轴线位置处；

多孔板、蜂窝器、整流网，依次间隔的设置于所述气流管路出口的出气口方向上。

在一些实施方式中，还包括：

前准直器，设于所述射线源的射线发射口处；

后准直器，设于所述线阵探测器的射线接受口处；

所述前准直器进一步包括：

前准直器基板；

可调射线孔，包括开设于所述前准直器基板上的方形孔，以及对称设于所述方形孔两侧的矩形孔；

第一挡板和第二挡板，可滑移的设于所述可调射线孔的两侧，且所述第一挡板和所述第二挡板上均设有开槽；

所述第一挡板位于其开槽上端的上边沿和所述第二挡板位于其开槽上端的上边沿与所述矩形孔的左边沿相对齐；

所述第一挡板位于其开槽下端的下边沿和所述第二挡板位于其开槽下端的下边沿与所述矩形孔的右边沿相对齐；

所述开槽的长度大于等于所述方形孔的长度；所述开槽短边的宽度大于等于所述方形孔的宽度；

所述后准直器上设有线性缝隙；所述线性缝隙上滑移的设有线性缝隙宽度调整板用于调整所述线性缝隙的宽度。

在一些实施方式中，还包括：

准直驱动机构，用于驱动所述第一挡板和所述第二挡板运动；

限位开关，设于所述第一挡板和所述第二挡板的运动途径处，以限制所述第一挡板和所述第二挡板的位置，从而进行线阵扫描或面阵扫描；

所述准直驱动机构包括：

挡板齿条，设于所述第一挡板和所述第二挡板上；

挡板驱动电机，设于所述挡板齿条的一侧并通过齿轮与所述挡板齿条相啮合。

在一些实施方式中，还包括：

温度控制单元，用于实时调整所述中舱内的环境温度；

气体流速控制单元，用于实时调整所述中舱内的气体流速；

气压调节控制单元，用于实时调整所述中舱内的气压大小。

本发明还公开了一种航空发动机高能射线测量装置控制系统，其特征在于，包括：如上述实施方式中任一项所述的航空发动机高能射线测量装置和控制系统；

所述控制系统分别与所述射线源和所述探测器电性连接，并用于驱动所述射线源和/或所述探测器运动，以观察和测量发动机不同部位、不同工况下的内部结构信息，并将其采集获得的数据进行收集、存储并发送至远端的数据中心；所述控制系统通过调控相应的温度控制单元、气体流速控制单元和气压调节控制单元，从而调整所述中舱内环境温度、气体流速及气压大小，以模拟不同环境下的航空发动机工况状态。

与现有技术相比，本发明的有益效果如下：

1、本装置通过射线源和探测器的不同运动状态配合，从而可实现对航空发动机的全方位识别扫描，以获取不同部位、不同工况下航空发动机的内部结构信息。

2、设置了相应的线阵探测器和面阵探测器，以实现不同的扫描方式，同时配合其驱动结构，使面阵探测器还可以在圆周弧线方向上进行周向移动，从而进行更为细致化的扫描。

3、结合线阵探测器和面阵探测器的实际扫描形态，调整设置了相应的前准直器和后准直器；前准直器可通过射线口的结构调整，使其可以同时与线阵探测器和面阵探测器实现完美适配，后准直器主要为了线阵探测器使用，通过改变接受口宽度，以满足不同的扫描需求。

4、线阵探测器、面阵探测器以及射线源的整体驱动结构形式简单、可靠，可极大的提升扫描过程中的工作效率。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。

图1为本发明的内部结构示意图。

图2为本发明旋转座的结构示意图。

图3为本发明的立体结构示意图。

图4为本发明线阵探测器和面阵探测器的立体结构示意图。

图5为本发明旋转滑环的立体结构示意图。

图6为本发明方形孔的结构示意图。

图7为本发明第一挡板和第二挡板的内部结构示意图。

附图说明：前舱1、中舱2、后舱3、航空发动机4、前舱仓门5、后舱仓门6、输送导轨7、载架8、扫描架9、旋转座10、水平导轨11、射线源12、水平电机13、线阵探测器14、面阵探测器15、探测器滑轨16、探测器齿轮导轨17、后准直器18、旋转滑环19、旋转座旋转齿轮20、旋转座驱动电机21、前准直器基板22、方形孔23、第一矩形孔24、第二矩形孔25、第一挡板26、第二挡板27、挡板齿条28、挡板驱动电机29。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行描述和说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。基于本发明提供的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些示例或实施例，对于本领域的普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图将本发明应用于其他类似情景。此外，还可以理解的是，虽然这种开发过程中所作出的努力可能是复杂并且冗长的，然而对于与本发明公开的内容相关的本领域的普通技术人员而言，在本发明揭露的技术内容的基础上进行的一些设计，制造或者生产等变更只是常规的技术手段，不应当理解为本发明公开的内容不充分。

在本发明中提及“实施例”意味着，结合实施例描述的特定特征、结构或特性可以包含在本发明的至少一个实施例中。在说明书中的各个位置出现该短语并不一定均是指相同的实施例，也不是与其它实施例互斥的独立的或备选的实施例。本领域普通技术人员显式地和隐式地理解的是，本发明所描述的实施例在不冲突的情况下，可以与其它实施例相结合。

一种航空发动机高能射线测量装置，从主体上看，该装置主要由前舱1、中舱2、后舱3依次连接构成，并整体呈卧式布局，三个舱段通过法兰螺栓的方式进行固定连接，并在其连接处设置相应的翻边沿和密封组件，以确保三个舱段之间的密封效果，以保证可以模拟处不同压强状态下的大气环境。其中，前舱1和后舱3均为筒体状结构且设有外保温结构，并采用金属材质制成，具体为不锈钢。中舱2为配合高能射线，采用碳纤维和金属相结合的复合段，具体为三层结构，碳纤维结构设置在中间层具体为低密度碳纤维/环氧树脂复合材料，内外层为金属层，具体为铝合金。

前舱1主要用于为航空发动机等试验件提供满足试验工况相应的温度、速度并产生气流，舱室内设有气流模拟装置，具体包括：气流管路出口、多孔板、蜂窝器、整流网；气流管路出口设于前舱1的中心轴线位置处；多孔板、蜂窝器、整流网依次间隔的设置于气流管路出口的出气口方向上。通常状态下，多孔板与蜂窝器之间，蜂窝器与整流网之间间距不能小于800mm。前舱1还设有相应的前舱舱门、前舱观察窗、前舱泄爆装置、快开式人孔及相应的传感元器件单元。

后舱3用于装入被试件以及其他相关试验用设备等，并为航空发动机提供试验工况高度的相应压力条件，同时设有相应的排气引射筒可将航空发动机的排气引出到排气系统中进行排出，另外，在后舱3和中舱2之间设置相应的输送导轨7和载架8，使得待测航空发动机可通过载架8和输送导轨7运输至中舱2内进行相应的扫描检测作业。

中舱2用于航空发动机不同工况试验过程的CT全方位监测，其外部设有相应的扫描架9；扫描架9上设置有射线源12和探测器，且射线源12和探测器沿中舱2的外周在周向方向上进行同步旋转或相对旋转，和/或沿中舱2的外周在轴向方向上进行直线运动。其中，射线源12采用X高能射线。

具体的，还包括两个旋转座10和两个水平导轨11；两个旋转座10同轴心的设置于中舱2的外部；两个水平导轨11对称的设于两个旋转座10之间；射线源12通过射线源基座设于一水平导轨11上；探测器通过探测器基座设于另一水平导轨11上；探测器基座上设有与中舱2同轴心的呈弧形结构的探测器滑轨16；探测器包括：线阵探测器14和面阵探测器15；线阵探测器14设于探测器基座上；面阵探测器15设有探测器滑轨16上。

通过两个水平导轨11使得射线源12和探测器可沿中舱2的轴向方向进行运动扫描，通过两个旋转座10使得射线源12和探测器可沿中舱2的周向方向进行旋转，其中，探测器具体包括线阵探测器14和面阵探测器15，结合到二者不同的使用工况下，面阵探测器15还可以进行二次方向上的旋转。

关于上述结构的驱动方式具体为，还设有：直线驱动结构、偏转驱动机构和旋转座驱动机构；直线驱动结构与射线源基座和探测器基座相连接，用于驱动其在相对应的水平导轨11上运动；直线驱动结构为水平电机13；水平电机13的驱动端设有螺纹丝杆；偏转驱动机构与探测器基座相连接，用于驱动其在探测器滑轨16上运动；偏转驱动机构包括：探测器齿轮导轨17和旋转电机；探测器齿轮导轨17与探测器滑轨16同轴心设置；旋转电机设于探测器基座相连接，其驱动端设有的偏转齿轮与探测器齿轮导轨17相啮合。旋转座驱动机构还包括：旋转滑环19、旋转座旋转齿轮20、旋转座驱动电机21；旋转滑环19其一端与扫描架9固定连接，其另一端与旋转座10旋转连接；旋转座旋转齿轮20同轴心且呈环形结构的设置于旋转座10上；旋转座驱动电机21设于扫描架9上，其驱动端的旋转座驱动齿轮与旋转座旋转齿轮20相啮合。通过上述驱动结构的设置，以实现其相应的部件运动方式。

结合相应的扫描情况，还设置有相应的前准直器和后准直器18；前准直器设于射线源12的射线发射口处；后准直器18设于线阵探测器14的射线接受口处；前准直器进一步包括：

前准直器基板22，可采用金属铝制成；

可调射线孔，包括开设于前准直器基板22上的方形孔23，以及对称设于方形孔23两侧的矩形孔24；方形孔23用于适配面阵探测器15，矩形孔24用于适配线阵探测器14，具体的方形孔23可为正方体结构状，矩形孔24为长方体结构状，其宽度小于方形孔23的宽度。

第一挡板26和第二挡板27，采用钨镍铁制成，用于阻挡高能射线，以适配不同的探测器，二者具体可滑移的设于可调射线孔的两侧，且第一挡板26和第二挡板27上均设有开槽25；

第一挡板26位于其开槽25上端的上边沿和第二挡板27位于其开槽25上端的上边沿与矩形孔24的左边沿相对齐；

第一挡板26位于其开槽25下端的下边沿和第二挡板27位于其开槽25下端的下边沿与矩形孔24的右边沿相对齐；

开槽25的长度大于等于方形孔23的长度；开槽25短边的宽度大于等于方形孔23的宽度；

当进行与面阵探测器15的适配时，如图7第二挡板27的位置所示，第一挡板26处于相应的位置处，此时高能射线只能通过方形孔23射出；当进行与线阵探测器14的适配时，如图7第一挡板26往下运移，将其下端沿从下侧的矩形孔24移出，其上端沿遮挡方形孔23位置，第二挡板27往上运移，将其上端沿从上侧的矩形孔24移出，其下端沿遮挡方形孔23位置，此时经过第一挡板26和第二挡板27的遮挡，方形孔23和矩形孔整体呈线性结构，同时后准直器18上设有线性缝隙；线性缝隙上滑移的设有线性缝隙宽度调整板用于调整线性缝隙的宽度。

上述结构的驱动方式具体为还包括：准直驱动机构，准直驱动机构用于驱动第一挡板26和第二挡板27运动；限位开关，设于第一挡板26和第二挡板27的运动途径处，以限制第一挡板26和第二挡板27的位置，从而进行线阵扫描或面阵扫描；通过设置不同位置的限位开关，从而做到线阵扫描和面阵扫描的精准切换。

准直驱动机构包括：挡板齿条28和挡板驱动电机29；挡板齿条28设于第一挡板26和第二挡板27上；挡板驱动电机29设于挡板齿条28的一侧并通过齿轮与挡板齿条28相啮合。通过挡板驱动电机29驱动从而带动第一挡板26和第二挡板27运动，其驱动的结构方式不局限与此，也可以采用气缸、丝杆电机等结构方式。

为使得设备整体可模拟不同环境下状态，进一步的还包括：温度控制单元用于实时调整中舱2内的环境温度；气体流速控制单元用于实时调整中舱2内的气体流速；气压调节控制单元用于实时调整中舱2内的气压大小。

一种航空发动机高能射线测量装置控制系统，包括：如上述实施例中的航空发动机高能射线测量装置和控制系统；

控制系统分别与射线源12和探测器电性连接，并用于驱动射线源12和/或探测器运动，以观察和测量发动机不同部位、不同工况下的内部结构信息，并将其采集获得的数据进行收集、存储并发送至远端的数据中心；控制系统通过调控相应的温度控制单元、气体流速控制单元和气压调节控制单元，从而调整中舱2内环境温度、气体流速及气压大小，以模拟不同环境下的航空发动机4工况状态。

其工作原理为：

将待测航空发动机从后舱3的舱门放置于载架8上，在通过输送导轨7将载架8输送至中舱2位置处，载架8和输送导轨7的运输方式驱动结构形式有多种，不局限于链拖式、丝杆式、齿轮齿条式、驱缸式等结构形式。到达指定位置处后，前舱1和后舱3的舱门进行密闭，使得前舱1、中舱2、后舱3形成相对密闭的独立空间。

此时，根据测试需要及模拟环境工况，对中舱2内的气体压力、温度、风速进行调整。然后分别驱动旋转座10进行360°旋转，以实现周向上的无死角扫描，驱动射线源基座和探测器基座进行运动，以实现轴向的全方位扫描。

根据具体扫描要求，可选用相应的线阵探测器14或面阵探测器15，并通过调校前准直器，以进行不同模式下的扫描。控制系统根据相应探测器采集的射线获得成像数据，并将成像数据发送到数据中心；数据中心的图像分析处理软件获取成像数据后，根据成像数据，对发动机部件图像进行直方图均衡化处理，并对处理后的图像进行平滑处理后，通过计算机视觉边缘检测算法，根据图像灰度分布梯度，检测识别提取平滑处理后图像的图像边缘后，根据提取的所述图像边缘计算获得发动机部件测量结果。

其处理方式大致为：

1、图像预处理。将采集到的图像灰度化，减少图像数据量。对于表面光滑平坦度高的零件，采取直方图均衡化处理，扩展像素值的动态范围，增加图像整体对比度。由于金属零件表面呈圆弧状，图像中间部分和两边明暗程度不均，间隙边缘不够清晰，通过直方图均衡化达到增强图像的效果，使得间隙边缘更加清晰。图像采集过程中，成像系统的限制或者外界环境的干扰会影响最终的图像质量，因此需要对图像进行平滑处理，有效消除噪声，同时保留边缘信息。

2、图像边缘监测。依据图像灰度分布梯度，进行图像边缘检测。OpenCV提供多种边缘提取算法，Sobe l边缘检测是最广泛使用的边缘检测算法之一，Sobe l算子检测以像素强度突然变化为标志的边缘。Canny边缘检测是当今最流行的边缘检测方法之一，该算法本身遵循从图像中提取边缘的三个阶段过程。首先通过高斯模糊过滤器用于从本质上去除或最小化可能导致不良边缘的不必要细节，然后使用Sobe l核心进行水平和垂直过滤，使用这些过滤操作的结果来计算每个像素的强度梯度。在正负梯度方向上将每个像素与其相邻的像素进行比较。如果当前像素的梯度幅度大于其相邻像素，则保持不变。最后，将梯度幅度与两个阈值进行比较。

3、间隙测量计算：基于提取的图像边缘，求取间隙的中心点以及此时间隙相对于水平方向的夹角，对间隙做仿射变换确保间隙相对于水平方向处于垂直，求仿射变换后间隙的中点以及此时间隙相对于水平方向的夹角，根据夹角得到的斜率做一条过仿射变换后中心的直线，根据得到的间隙边缘上的点做垂直于中心的直线，每一条直线会与缝隙相交于两点，求取每一个点对的像素距离，对得到的点对像素距离做加权，得到间隙在图像中的像素级测量结果。最后，结合标定信息，获得间隙的实际测量结果。

结合上述装置及系统，可实现以下有益效果：

1、实现多视角透视成像。通过轴向平移和周向旋转扫描，获得发动机的多视角透视图像，可用于其内部零部件的形变分析、碰撞分析及各部件的装配检查等。

2、实现静态工况下三维结构尺寸测量，具体结合线阵探测器和面阵探测器获得的数据。通过对发动机各个部位进行多次CT断层扫描及三维重构，获得发动机局部的三维图像；通过图像分割和轮廓提取，得到发动机局部静态工况下的三维结构尺寸。

3、实现稳态工况下叶顶径向间隙/空气系统内部间隙测量。通过CT扫描，获得转静子系统的断层图像，并进行图像分割，测得周向多个位置的叶顶径向间隙值，并通过间隙值大小及其分布规律，进而得到涡轮转子叶片运转截面与机匣截面的面积比。

4、实现稳态工况下静子机匣形变测量。通过CT扫描，获得静子机匣的断层图像，并通过图像分割和高精度的轮廓提取，获得机匣内表面轮廓的空间位置，通过与静态轮廓对比，获得稳态下的机匣形变量。

综上，本系统能够在一定高度域、速度域条件下的进气温度压力及排气压力等模拟环境下高效地观察和测量发动机不同部位、不同工况下的内部结构信息如形变、间隙、缺陷等，及早发现运行中可能出现的问题，为设计、改进发动机，提高发动机寿命和可靠性提供重要数据支持。

尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。