CN117825521A - 一种航空零部件缺陷检测装置及其检测方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种航空零部件缺陷检测装置及其检测方法，包括检测输送线、检测室、检测机构，其中检测机构包括第二旋转控制装置、伸缩控制装置、第一旋转控制装置以及第一检测组件、第二检测组件，在检测过程中，先通过伸缩控制装置控制第一旋转控制杆外侧的检测组件与航空零部件内的上凸缘相贴合，随后通过第一旋转控制装置控制第一旋转控制筒外侧的检测组件与航空零部件内的下凸缘相贴合，二者贴合准确后，协同控制转动装置以及第二旋转控制装置完成对航空零部件内壁的连续检测。该发明能够对不同型号的航空零部件内壁的上凸缘、下凸缘进行自动检测，提高了缺陷检测效率的同时保证了检测结果的准确。

Description

一种航空零部件缺陷检测装置及其检测方法

技术领域

本发明涉及检测工艺技术领域，尤其涉及一种航空零部件缺陷检测装置及其检测方法。

背景技术

航空发动机通常在高温、高压等恶劣的环境下运转，航空发动机零部件表面、内部是否存在缺陷需要进行严格检测。

超声法、磁粉法、红外热像法、渗透法等缺陷检测方式是检测航空零部件常见的检测方法，其中磁粉法、渗透法等检测方式能够直观对航空零部件的外部缺陷直观进行观测，能够检测缺陷的长度和外形，但是上述检测方式缺陷检测深度有限，对于航空零部件内部缺陷无法进行精准检测。

通过超声法能够对航空零部件内部缺陷进行深度检测，能够克服磁粉法等外观检测方式存在的缺陷；超声法在检测的过程中需要将超声检测探头逐点进行检测，检测时间较长，对于部分不可达的位置无法进行检测探伤；以对飞机机匣类环形零件为例，飞机机匣内部包括上凸缘和下凸缘，上凸缘位于下凸缘的上方位置，飞机机匣为环形筒状结构，其中心具有一虚拟轴线，其内部存在内径不一的上凸缘、下凸缘，人工检测的过程中需要伸入其内部对上凸缘、下凸缘内壁表面进行逐点检测，检测效率低下，部分单点自动检测设备能够沿着上凸缘、下凸缘内壁进行逐步检测；但是对于部分内壁存在上凸缘、下凸缘的零件，自动检测装置难以对上凸缘、下凸缘进行同步缺陷检测，尤其是，不同型号的航空零部件上凸缘、下凸缘高度位置以及内径尺寸大小不一致，每次检测前需要进行适应性调整，检测效率受限，检测精准度存在偏差。

发明内容

针对上述问题，本发明提供一种航空零部件缺陷检测装置及其检测方法，该发明能够对不同型号的航空零部件内壁的上凸缘、下凸缘进行自动检测，提高了缺陷检测效率的同时保证了检测结果的准确。

为解决上述问题，本发明所采用的技术方案是：

一种航空零部件缺陷检测装置，包括：

检测输送线，用于承载航空零部件定向移动；

检测室，架设于检测输送线外侧，包括抬升装置和转动装置；所述抬升装置用于控制航空零部件升降；所述转动装置用于控制航空零部件围绕航空零部件的轴线旋转；

检测机构，安装于所述检测室内，包括间隔布置的第一旋转控制装置以及第二旋转控制装置，所述第一旋转控制装置以及第二旋转控制装置之间通过伸缩控制装置连接，所述第一旋转控制装置包括第一旋转控制筒以及第一旋转控制杆，所述第一旋转控制杆外侧设置第一检测组件，所述第一旋转控制筒外侧设置第二检测组件；

检测过程中，先通过伸缩控制装置控制第一旋转控制杆外侧的检测组件与航空零部件内的上凸缘相贴合，随后通过第一旋转控制装置控制第一旋转控制筒外侧的检测组件与航空零部件内的下凸缘相贴合，二者贴合准确后，同步完成连续检测。

优选地，所述第一检测组件和第二检测组件周向间隔设置，所述第一检测组件包括第一检测安装片，所述第一检测安装片末端固定连接有第一检测探头，所述第一检测安装片上端固定连接有朝着外侧延伸的第一限位杆，所述第一检测安装片远离所述第一检测探头一侧固定连接有第一检测安装环。

优选地，所述第一旋转控制筒内壁密封滑动连接有第一控制活塞，所述第一控制活塞与第一旋转控制杆固定连接，所述第一旋转控制杆表面开有旋转控制槽，所述第一旋转控制筒内壁固定连接有与旋转控制槽配合的控制凸起，所述第一控制活塞与第一旋转控制筒之间形成第一控制腔室，通过向第一控制腔室内泵入控制介质用于控制第一旋转控制筒旋转。

优选地，所述控制介质为电流变液，所述第一控制腔室内设置有导电控制装置且外接控制电源。

优选地，所述伸缩控制装置包括伸缩控制套筒、密封滑动于伸缩控制套筒内部的第二控制活塞，以及与第二控制活塞侧壁固定连接的伸缩控制杆，所述第二控制活塞将伸缩控制套筒分隔为第二控制腔室以及第三控制腔室，第二控制腔室与第一控制腔室相连通，第三控制腔室外接液压控制设备。

优选地，所述检测室内部安装有用于控制检测机构横向移动的第一控制滑轨，以及用于控制检测机构升降移动的第二控制滑轨。

优选地，所述检测输送线末端设置有第一输送线以及第二输送线，所述第二输送线的靠近所述第一输送线一侧安装有移载机构。

优选地，所述移载机构包括移载安装架，所述移载安装架顶部设置有移载平台，以及用于控制移载平台线性移动的线驱动装置，所述移载平台下端安装有移载装置。

优选地，所述移载装置包括升降元件，所述升降元件的升降末端设置有两个旋转关节，第一个所述旋转关节旋转末端固定连接有第一移载面板，第二个所述旋转关节旋转末端固定连接有折弯的第二移载面板。

一种航空零部件缺陷检测方法，包括如下步骤：

S1、通过检测输送线将航空零部件输送至检测室内预定位置；

S2、通过伸缩控制装置控制第一旋转控制杆外侧的第一检测组件与航空零部件内的上凸缘相贴合；

S3、通过第一旋转控制装置控制第一旋转控制筒外侧的第二检测组件与航空零部件内的下凸缘相贴合；

S4、待第一检测组件、第二检测组件贴合完毕后，协同控制转动装置以及第二旋转控制装置完成对航空零部件内壁的连续检测。

本发明的有益效果为：

通过设置检测输送线、检测室、检测机构等装置能够将航空零部件通过检测输送线进行连续输送并且进行检测，保证了连续检测的效率；同时通过检测机构能够控制第一检测组件、第二检测组件偏转预定的角度，分别与航空零部件的上凸缘、下凸缘表面相贴合，贴合完毕后，协同控制转动装置以及第二旋转控制装置完成对航空零部件内壁的连续检测，能够实现自动对上凸缘、下凸缘的连续检测，实现了自动化对航空零部件内壁缺陷的连续检测，进一步提高了缺陷检测效率，保证检测结果的准确；该装置能够对于不同尺寸类型的航空零部件进行全方位检测，尤其是对于内壁上凸缘、下凸缘内径存在尺寸差的航空零部件进行自动检测，满足了航空零部件自动化缺陷检测的要求。

附图说明

图1为本发明的立体结构示意图；

图2为本发明的侧视结构示意图；

图3为本发明的俯视结构示意图；

图4为本发明的移载机构立体结构示意图；

图5为本发明图4的主视结构示意图；

图6为本发明图5的A处放大结构示意图；

图7为本发明的检测机构立体结构示意图；

图8为本发明的检测机构内部结构示意图；

图9为本发明的第二检测组件偏转过程示意图；

图10为现有技术中航空零部件的结构示意图。

图中：100、检测输送线；200、检测室；300、移载机构；310、移载安装架；320、线驱动装置；330、移载平台；340、移载装置；341、升降元件；342、第一移载面板；343、第二移载面板；344、旋转关节；400、第一输送线；500、第二输送线；600、航空零部件；610、上凸缘；620、下凸缘；700、检测机构；710、第二旋转控制装置；711、旋转控制末端；720、伸缩控制装置；721、伸缩控制套筒；722、第二控制活塞；723、伸缩控制杆；730、第一旋转控制装置；731、第一旋转控制筒；732、第一控制活塞；733、第一旋转控制杆；734、复位弹簧；735、旋转控制槽；740、第一检测组件；741、第一检测安装片；742、第一检测探头；743、第一限位杆；744、第一检测安装环；750、第二检测组件；751、第二检测安装片；752、第二检测探头；753、第二限位杆；754、第二检测安装环。

具体实施方式

参照附图10，首先需要说明的是，航空零部件600内部包括上凸缘610和下凸缘620，上凸缘610位于下凸缘620的上方位置，航空零部件为环形筒状结构，其中心具有一虚拟轴线。

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。

实施例1

如图1-图10所示，一种航空零部件缺陷检测装置，包括检测输送线100、检测室200、检测机构700等装置，其中检测机构700包括第二旋转控制装置710、伸缩控制装置720、第一旋转控制装置730以及第一检测组件740、第二检测组件750。

检测输送线100用于承载航空零部件600定向移动，这里的检测输送线100选择为皮带输送装置，对于质量较大的航空零部件600来说，在皮带内侧安装承重辊，用于对航空零部件600进行支撑，保证航空零部件600在定向移动过程中的稳定。

检测室200架设于检测输送线100外侧，包括用于控制航空零部件600升降的抬升装置，以及用于控制航空零部件围绕轴线旋转的转动装置，转动装置包括旋转盘，通过抬升装置将航空零部件600抬升至旋转盘表面，让二者轴线一致，通过旋转盘能够控制航空零部件600围绕轴线定向转动，让航空零部件600内壁不同的位置与检测机构700相对，能够通过检测机构700完成对航空零部件600内壁不同位置的连续检测。

检测机构700安装于检测室200内，包括间隔布置的第一旋转控制装置730以及第二旋转控制装置710，第一旋转控制装置730以及第二旋转控制装置710之间通过伸缩控制装置720连接，其中，伸缩控制装置720的底座部分与第二旋转控制装置710的旋转控制末端711可拆卸地连接，伸缩控制装置720的伸缩末端与第一旋转控制装置730顶部连接，在检测的状态下，第二旋转控制装置710位于第一旋转控制装置730上方的预定位置。

其中，第一旋转控制装置730包括第一旋转控制筒731以及第一旋转控制杆733，第一旋转控制杆733外侧设置有一组第一检测组件740，第一旋转控制筒731外侧设置有一组第二检测组件750；在检测过程中，先通过伸缩控制装置720控制第一旋转控制杆733外侧的第一检测组件740与航空零部件600内的上凸缘610相贴合，随后通过第一旋转控制装置730控制第一旋转控制筒731外侧的第二检测组件750与航空零部件600内的下凸缘620相贴合，第一检测组件740、第二检测组件750贴合准确后，协同控制转动装置以及第二旋转控制装置710完成对航空零部件600内壁的连续检测。

综上，通过上述装置，能够通过伸缩控制装置720以及第一旋转控制装置730调整第一检测组件740、第二检测组件750的位置，让第一检测组件740、第二检测组件750先后与航空零部件600内壁的上凸缘610以及下凸缘620贴合，能够完成对航空零部件600内壁的连续检测，位于第一旋转控制杆733外侧的第一检测组件740能够先与上凸缘610相贴合，完成初步定位，待第一检测组件740贴合定位后，通过第一旋转控制装置730能够控制第二检测组件750朝着内侧转动，能够与下凸缘620表面相贴合，第一检测组件740、第二检测组件750在竖直高度以及偏转角度上与航空零部件600内壁相一致，后续能够通过控制航空零部件600转动让第一检测组件740、第二检测组件750能够与航空零部件600的上凸缘610、下凸缘620内壁不同位置相贴合，完成连续检测过程。

通过上述方式，能够完成对航空零部件600内壁上凸缘610以及下凸缘620的同步连续检测，能够实现自动探伤检测过程，提高了检测的效率；并且通过控制第二检测组件750偏转预定角度后与下凸缘620相贴合，能够对不同内径尺寸大小的下凸缘620相适配，能够满足对不同尺寸类的航空零部件600适配的检测，提高了航空零部件600检测的类型，提高了该检测方式的适配性，尤其是对于下凸缘620位于下方内凹类型的航空零部件600,第二检测组件750能够偏转后位于下方位置，以绕过上方的上凸缘610，完成精准的连续检测过程。

这里需要说明的是，上述的检测方式选择为超声波探伤的方式进行检测，能够对上凸缘610、下凸缘620内部的缺陷进行有效检测；第一旋转控制杆733表面的第一检测组件740位于上方位置，第一旋转控制筒731表面的第二检测组件750位于下方位置。

如图7-图9所示；作为优选的检测方式，其中，第一检测组件740、第二检测组件750周向间隔设置，即周向布置，且第一检测组件和第二检测组件间隔一定角度设置，第一检测组件740包括第一检测安装片741，第一检测安装片741末端固定连接有第一检测探头742，第一检测探头742选择为超声波检测头，第一检测安装片741上端固定连接有朝着外侧延伸的第一限位杆743，这里的第一限位杆743选择为L型刚性杆，其末端位于第一检测安装片741外侧，在第一检测组件740下降的过程中，第一限位杆743能够与上凸缘的上端表面相抵，此时第一检测探头742位于上凸缘内径表面的一侧，此时第一检测探头742的位置与上凸缘内径表面相对，能够保证检测位置的准确，通过第一限位杆743能够实现机械定位过程，定位结果准确。

第二检测组件包括第二检测安装片751、第二检测探头752、第二限位杆753、第二检测安装环754，第二检测组件750的探伤结构和第一检测组件740相同，在此不再赘述。

第一检测安装片741根部固定连接有第一检测安装环744，通过第一检测安装环744与第一旋转控制筒731可拆卸地固定连接，第一检测安装环744可转动，同时可以在任意位置锁定，可以选择现有的锁紧装置进行控制；在第一检测组件740沿着航空零部件600内壁转动的过程中，第一检测探头742首先与航空零部件600内壁对应的上凸缘610表面相贴合，能够通过超声波的方式对其表面进行探伤，能够对其内部的缺陷进行检测，检测过程自动进行，能够代替人工检测，检测效率高，检测结果准确。

为了保证第一检测探头742与航空零部件600内壁贴合的稳定，这里的第一检测安装片741末端可选择折弯设计，同时第一检测探头742与第一检测安装片741之间设置有弹性垫，能够保证第一检测探头742与航空零部件600内壁预定表面贴合的稳定。

在第一旋转控制筒731内壁密封滑动连接有第一控制活塞732，第一控制活塞732与第一旋转控制杆733固定连接，第一旋转控制杆733表面开有旋转控制槽735，第一旋转控制筒731内壁固定连接有与旋转控制槽735配合的控制凸起，第一旋转控制杆733上方位置相对固定，在第一旋转控制筒731上下移动的过程中，第一旋转控制筒731能够围绕自身轴线转动，能够实现偏转控制，这里的旋转控制槽735转动角度一致，且旋转控制槽735位于顶部的位置，在旋转控制槽735的底部设置竖直的限位槽，在第一旋转控制筒731转动预定角度后，第一旋转控制筒731沿着竖直的限位槽滑动，此时第一旋转控制筒731转动角度不再发生变化，这个过程中第二检测组件750先朝着航空零部件600检测方向转动，在转动预定位置后，其直线下降，直至第二检测组件750表面的第二检测安装环754与下凸缘620上表面相抵，此时完成第一检测组件740、第二检测组件750的定位过程；在第一旋转控制杆733的外侧可套设复位弹簧734进行复位控制，以让其在常态下处于初始的状态。

其中，第一控制活塞732与第一旋转控制筒731之间形成第一控制腔室，通过向第一控制腔室内泵入控制介质用于控制第一旋转控制筒731旋转，第一控制腔室为位于第一旋转控制筒731底部的腔室，通过向第一控制腔室内泵入控制介质，扩大底部腔室的体积，此时能够推动第一旋转控制筒731朝着下方（远离伸缩控制装置720的方向）移动，在第一旋转控制筒731移动的过程中，第一旋转控制筒731能够同步发生偏转，实现旋转控制过程。

为了保证旋转后第一旋转控制筒731位置的稳定，控制介质为电流变液，第一控制腔室内设置有导电控制装置且外接控制电源，在第一旋转控制筒731位置偏转以及移动完毕后，通过导电控制装置控制电流变液导电，这个过程中第一控制活塞732内部由液态变为固态，避免第一旋转控制筒731的位置发生变化，同时通过上述方式进行控制，无需专门外接液压控制***，精简了检测元件的体积以及降低了控制的难度。

为了进一步简化控制要求，提高整体检测的效率；其中，伸缩控制装置720包括伸缩控制套筒721、密封滑动于伸缩控制套筒721内部的第二控制活塞722，以及与第二控制活塞722侧壁固定连接的伸缩控制杆723，第二控制活塞722将伸缩控制套筒721分隔为第二控制腔室以及第三控制腔室，第二控制腔室与第一控制腔室相连通，第三控制腔室外接液压控制设备，通过液压控制设备向第三控制腔室内泵入介质后，能够推动第二控制活塞722朝下移动，能够推动下方的装置向下移动，同时能够将第二控制腔室内的介质泵入至第一控制腔室内，能够推动第一旋转控制筒731与第一旋转控制杆733相互错开移动，实现伸缩旋转控制；这里需要说明的是，第二控制腔室位于第三控制腔室下方，第二控制腔室与第一控制腔室连通能够形成相互封闭的控制区域，保证控制过程中的稳定。

实施例2

与实施例1不同的地方是；在检测室200内部安装有用于控制检测机构700横向移动的第一控制滑轨（图中未示出），以及用于控制检测机构700升降移动的第二控制滑轨（图中未示出），第一控制滑轨横向布置，位于检测室200顶部的位置，能够控制检测机构700横向移动，第二控制滑轨位于检测室200两侧的位置竖直布置，能够控制检测机构700升降移动，两个控制滑轨均可以选择为电控滑轨以及电控滑块的方式，能够实现对检测机构700不同方向的控制。

对于不同口径的航空零部件600来说，可以通过第一控制滑轨控制检测机构700移动至不同的位置，让检测机构700能够与航空零部件600内壁之间的间距保持一致，实现对不同口径航空零部件600的适配缺陷检测；对于不同深度的航空零部件600来说，可以通过第二控制滑轨控制检测机构700移动至不同的高度位置，实现适配的检测过程，满足对不同类型航空零部件600内壁缺陷的检测要求。

实施例3

与实施例1、实施例2不同的地方在于：检测输送线100末端设置有第一输送线400以及第二输送线500，第二输送线500的前端安装有移载机构300，通过第一输送线400能够将检测合格后的航空零部件600进行输送，通过第二输送线500能够对检测不合格的航空零部件600进行输送，通过移载机构300能够将检测输送线100表面检测后的航空零部件600进行移载，将其移载至第二输送线500表面，实现分流控制。

作为优选的移载方式，其中移载机构300包括移载安装架310，移载安装架310顶部设置有移载平台330，以及用于控制移载平台330线性移动的线驱动装置320，移载平台330下端安装有移载装置340，在移载的过程中，将移载装置340伸入至航空零部件600内部，通过移载装置340与航空零部件600内部的上凸缘或者下凸缘相配合，配合限位后，通过线驱动装置320控制移载平台330以及移载装置340朝着第二输送线500方向移动，实现对航空零部件600的移载控制；上述的线驱动装置320可以选择为丝杆、丝杆套移载控制，行程长，位移控制稳定性好。

其中，移载装置340包括升降元件341，可以选择为液压伸缩的方式进行升降控制，并且在升降元件341的升降末端设置有两个旋转关节344，第一个旋转关节344旋转末端固定连接有第一移载面板342，第二个旋转关节344旋转末端固定连接有折弯的第二移载面板343，折弯的第二移载面板343的表面与第一移载面板342表面相齐平，能够与航空零部件600内壁相贴合，实现对航空零部件600的限位，对于不同尺寸的航空零部件600来说，可以通过旋转关节控制第一移载面板342、第二移载面板343旋转能够穿过表面的不同尺寸的上凸缘，能够实现限位配合，保证后续移载过程中的稳定。

在本发明中提出了一种航空零部件缺陷检测方法，所述方法应用于前述实施例的航空零部件缺陷检测装置，包括如下步骤：

S1、通过检测输送线100将航空零部件600输送至检测室200内预定位置，即输送至检测机构700处的位置，实现对航空零部件600内壁的缺陷检测，在检测室200内部设置有激光定位元件，以保证航空零部件600输送位置的准确。

S2、通过伸缩控制装置720控制第一旋转控制杆733外侧的第一检测组件740与航空零部件600内的上凸缘610相贴合；具体为，通过伸缩控制装置720向下伸出，让第一检测组件740与上凸缘610表面相贴合，实现一次定位过程。

S3、通过第一旋转控制装置730控制第一旋转控制筒731外侧的第二检测组件750与航空零部件600内的下凸缘620相贴合；具体为，通过第一旋转控制装置730能够控制第二检测组件750旋转并且伸缩控制，能够先旋转绕过顶部的上凸缘610，进入上凸缘610下方的位置，继续下降的过程中，第二检测组件750能够与下凸缘620表面相抵，实现二次定位过程。

S4、待第一检测组件740、第二检测组件750贴合完毕后，协同控制转动装置以及第二旋转控制装置710完成对航空零部件600内壁的连续检测，在检测的过程中，先通过第二旋转控制装置710控制第一检测组件740、第二检测组件750朝着航空零部件600中心的位置转动，让二者相互脱离，随后控制航空零部件600围绕轴线转动预定角度，在转动预定角度后，通过第二旋转控制装置710控制第一检测组件740、第二检测组件750分别朝着航空零部件600上凸缘、下凸缘偏转与上凸缘、下凸缘表面相贴合，实现对下一点位表面的缺陷检测，重复上述操作步骤，完成对航空零部件600上凸缘、下凸缘内壁连续检测的过程。

以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种航空零部件缺陷检测装置，其特征在于，包括：

检测输送线，用于承载航空零部件定向移动；

检测室，架设于检测输送线外侧，包括抬升装置和转动装置；所述抬升装置用于控制航空零部件升降；所述转动装置用于控制航空零部件围绕航空零部件的轴线旋转；

检测机构，安装于所述检测室内，包括间隔布置的第一旋转控制装置以及第二旋转控制装置，所述第一旋转控制装置以及第二旋转控制装置之间通过伸缩控制装置连接，所述第一旋转控制装置包括第一旋转控制筒以及第一旋转控制杆，所述第一旋转控制杆外侧设置第一检测组件，所述第一旋转控制筒外侧设置第二检测组件。

2.根据权利要求1所述的航空零部件缺陷检测装置，其特征在于，所述第一检测组件和第二检测组件周向间隔设置，所述第一检测组件包括第一检测安装片，所述第一检测安装片末端固定连接有第一检测探头，所述第一检测安装片上端固定连接有朝着外侧延伸的第一限位杆，所述第一检测安装片远离所述第一检测探头一侧固定连接有第一检测安装环。

3.根据权利要求1所述的航空零部件缺陷检测装置，其特征在于，所述第一旋转控制筒内壁密封滑动连接有第一控制活塞，所述第一控制活塞与第一旋转控制杆固定连接，所述第一旋转控制杆表面开有旋转控制槽，所述第一旋转控制筒内壁固定连接有与旋转控制槽配合的控制凸起，所述第一控制活塞与第一旋转控制筒之间形成第一控制腔室，通过向第一控制腔室内泵入控制介质用于控制第一旋转控制筒旋转。

4.根据权利要求3所述的航空零部件缺陷检测装置，其特征在于，所述控制介质为电流变液，所述第一控制腔室内设置有导电控制装置且外接控制电源。

5.根据权利要求4所述的航空零部件缺陷检测装置，其特征在于，所述伸缩控制装置包括伸缩控制套筒、密封滑动于伸缩控制套筒内部的第二控制活塞，以及与第二控制活塞侧壁固定连接的伸缩控制杆，所述第二控制活塞将伸缩控制套筒分隔为第二控制腔室以及第三控制腔室，第二控制腔室与第一控制腔室相连通，第三控制腔室外接液压控制设备。

6.根据权利要求1所述的航空零部件缺陷检测装置，其特征在于，所述检测室内部安装有用于控制检测机构横向移动的第一控制滑轨，以及用于控制检测机构升降移动的第二控制滑轨。

7.根据权利要求1所述的航空零部件缺陷检测装置，其特征在于，所述检测输送线末端设置有第一输送线以及第二输送线，所述第二输送线的靠近所述第一输送线一侧安装有移载机构。

8.根据权利要求7所述的航空零部件缺陷检测装置，其特征在于，所述移载机构包括移载安装架，所述移载安装架顶部设置有移载平台，以及用于控制移载平台线性移动的线驱动装置，所述移载平台下端安装有移载装置。

9.根据权利要求8所述的航空零部件缺陷检测装置，其特征在于，所述移载装置包括升降元件，所述升降元件的升降末端设置有两个旋转关节，第一个所述旋转关节旋转末端固定连接有第一移载面板，第二个所述旋转关节旋转末端固定连接有折弯的第二移载面板。

10.一种航空零部件缺陷检测方法，其特征在于，包括如下步骤：

S1、通过检测输送线将航空零部件输送至检测室内预定位置；

S2、通过伸缩控制装置控制第一旋转控制杆外侧的第一检测组件与航空零部件内的上凸缘相贴合；

S3、通过第一旋转控制装置控制第一旋转控制筒外侧的第二检测组件与航空零部件内的下凸缘相贴合；

S4、待第一检测组件、第二检测组件贴合完毕后，协同控制转动装置以及第二旋转控制装置完成对航空零部件内壁的连续检测。