CN111483602A - 一种小型涡喷发动机模块化安装方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种小型涡喷发动机模块化安装方法，包括以下步骤：步骤1、将发动机拆解为发动机主体和尾喷管；步骤2、将飞机后机身拆解为后机身安装架、前结构梁、后结构梁；步骤3、在后机身安装架中吊装发动机主体并在后机身安装架上重新安装前结构梁；步骤4、采用主安装节和辅助安装节在后机身安装架上固定发动机主体并在后机身安装架上重新安装后结构梁；步骤5、将尾喷管从后机身安装架的尾部装入，然后在发动机主体的尾部连接尾喷管；通过模块化拆解发动机与飞机后机身，在拆解较少框梁的前提下实现将发动机按拆分的模块在后机身安装架上进行便捷安装，大大提高了发动机的安装效率、节省了安装时间、保证了后机身安装节的整体强度。

Description

一种小型涡喷发动机模块化安装方法

技术领域

本发明属于发动机安装的技术领域，具体涉及一种小型涡喷发动机模块化安装方法。

背景技术

现代高端无人机具有高空高速飞行的能力，常使用小型涡喷发动机作为推进动力装置。为保证飞机隐身等技术需求，发动机一般采用内埋于飞机后机身的整体安装形式，这种安装形式的特点为小型涡喷发动机呈外径不等的圆柱状并进行整体式安装，圆柱轴与飞机推力线同轴，穿过飞机多个框梁。

传统的小型涡喷发动机整体式安装方法中，因发动机沿轴线长度较长，穿过多个飞机框梁，在发动机安装过程中须拆装阻挡发动机安装通道的相关框梁，同时需要在发动机各段安排工作人员进行操作和监控，耗时耗力；且由于安装通道经过多个框梁，整体式发动机在安装时容易与框梁发生碰撞，影响发动机的安装质量；且为了预留安装整体式发动机的空间，需要拆卸的框梁较多，这就导致整体式的飞机主框梁变成其中一边螺接的形式，大幅降低了飞机后机身框梁的整体强度。

针对传统发动机安装过程中存在的安装时间长、安装效率低、耗费人力多、发动机容易与框梁发生碰撞、拆除多根框梁后导致飞机后机身强度降低的缺陷，本发明公开了一种小型涡喷发动机模块化安装方法。

发明内容

本发明的目的在于提供一种小型涡喷发动机模块化安装方法，将发动机和飞机后机身模块化拆解后再进行发动机的模块化安装及拼装，大大提高了发动机的安装效率、有效缩减了发动机的安装时间同时保证飞机后机身本身的强度和稳定性。

本发明通过下述技术方案实现：

一种小型涡喷发动机模块化安装方法，包括以下步骤：

步骤1、将发动机模块化拆解为发动机主体和尾喷管；

步骤2、将飞机后机身模块化拆解为后机身安装架、前结构梁、后结构梁；

步骤3、在后机身安装架中吊装发动机主体并在后机身安装架上重新安装前结构梁以定位发动机主体；

步骤4、采用主安装节和辅助安装节在后机身安装架上固定发动机主体并在后机身安装架上重新安装后结构梁；

步骤5、将尾喷管从后机身安装架的尾部装入，然后在发动机主体的尾部连接尾喷管。

为了更好的实现本发明，进一步地，所述后机身安装架上对应发动机主体的轮廓设置有安装型腔，所述前结构梁与后结构梁沿发动机主体的长度方向依次设置在安装型腔的顶部。

为了更好的实现本发明，进一步地，所述前结构梁和后结构梁靠近发动机主体的一侧与发动机主体的外轮廓贴合。

为了更好的实现本发明，进一步地，所述后机身安装架的尾部设置有供尾喷管装入的尾喷管通道。

为了更好的实现本发明，进一步地，所述尾喷管的连接端通过连接箍带与发动机主体的尾部连接。

为了更好的实现本发明，进一步地，所述尾喷管的连接端与发动机主体的尾部连接时，首先采用定位销调节尾喷管的连接端与发动机主体的尾部之间的同心度达标，然后在尾喷管的连接端与发动机主体的尾部外侧安装连接箍带，并通过力矩扳手将连接箍带上的紧固螺母拧紧。

为了更好的实现本发明，进一步地，所述后机身安装架上对应主安装节设置有主连接部，所述后结构梁上对应辅助安装节设置有辅助连接部。

将发动机拆解为可相互快捷拼装的发动机主体和尾喷管，同时将飞机后机身拆解为后机身安装架、前结构梁、后结构梁，后机身安装架上设置有供发动机主体吊装的安装型腔，前结构梁与后结构梁沿发动机主体的长度方向可拆卸的设置在安装型腔的顶部。在后机身安装架上吊装发动机主体时，首先将前结构梁和后结构梁拆卸，预留出安装型腔，然后将发动机主体吊装至安装型腔中进行安装，然后在安装型腔的顶部安装前结构梁对发动机主体进行定位。然后通过主安装节和辅助安装节将发动机主体与后机身安装架连接，实现发动机主体在后机身安装架的安装型腔内部的固定，然后在安装型腔的顶部重新安装后结构梁以加强后机身安装架的整体结构强度。然后从后机身安装架的尾部吊装尾喷管直到尾喷管的连接端与发动机主体的尾部至对接位置，然后通过连接箍带直接在发动机主体的尾部安装固定尾喷管，取代了传统将整体式发动机直接在飞机后机身上进行安装，采用模块化分解的安装方式大大缩减了发动机的安装时间，提高了发动机的安装效率。同时由于将发动机分模块化拆解安装，相比整体式发动机安装所需要的安装空间更小，使得在发动机安装过程中需要拆解飞机后机身的框梁结构相对较少，大大提高了发动机在飞机后机身上安装后的稳定性和飞机后机身本身的强度。

本发明与现有技术相比，具有以下优点及有益效果：

（1）本发明通过将发动机模块化拆分为发动机主体和尾喷管，拆分后的发动机主体大大缩减了整体长度，进一步减少了发动机安装所需空间；通过将飞机后机身对应模块化拆分为后机身安装架、前结构梁、后结构梁，通过拆除前结构梁和后结构梁即可在保证拆除较少的框梁的前提下预留出供发动机主体安装的空间，大大减少需要拆除的框梁的数量，进而有效提高了发动机安装效率、有效缩减了发动机安装时间、节省人力；

（2）本发明通过拆除前结构梁和后结构梁即可预留出供发动机主体安装的空间，避免拆除更多框梁，使得其余框梁能够进行整体式连接，进而有效提高了后机身安装架的整体强度，同时有效避免发动机主体与后机身安装架之间发生碰撞，保证了发动机主体的自身安全和安装质量；

（3）本发明通过将发动机主体在后机身安装架的安装型腔中安装固定后，直接通过连接箍带在发动机主体的尾部箍接尾喷管，取代了传统将尾喷管与后机身安装架固连的安装方式，大大提高了发动机的安装及拼装效率。

附图说明

图1为发动机主体和尾喷管的连接结构示意图；

图2为后机身安装节的结构示意图。

其中：1-尾喷管；2-连接箍带；3-辅助安装节；4-发动机主体；5-主安装节；6-后结构梁；7-前结构梁；8-后机身安装架。

具体实施方式

实施例1：

本实施例的一种小型涡喷发动机模块化安装方法，包括以下步骤：

步骤1、将发动机模块化拆解为发动机主体4和尾喷管1；

步骤2、将飞机后机身模块化拆解为后机身安装架8、前结构梁6、后结构梁7；

步骤3、在后机身安装架8中吊装发动机主体4并在后机身安装架8上重新安装前结构梁6；

步骤4、采用主安装节5和辅助安装节3在后机身安装架8上固定发动机主体4并在后机身安装架8上重新安装后结构梁7；

步骤5、将尾喷管1从后机身安装架8的尾部装入，然后在发动机主体4的尾部连接尾喷管1。

如图1和图2所示，将传统的整体式发动机模块化拆分为发动机主体4和尾喷管1，发动机主体4和尾喷管1之间通过快速连接件连接，同时将原本对应整体式发动机的飞机后机身拆解为后机身安装架8、前结构梁6、后结构梁7。

后机身安装架8上对应发动机主体4设置有安装型腔，安装型腔的顶部的前后两端分别可拆卸安装有前结构梁6和后结构梁7。前结构梁6和后结构梁7拆卸后预留出的安装型腔顶部空区要能供发动机主体4吊装进入安装型腔内部，飞机后机身上其余的结构梁采用整体焊接连接，有效保证整个飞机后机身的自身强度和稳定性。

安装型腔的内轮廓对应发动机主体4的外轮廓设置，将发动机主体4吊装至安装型腔内部后对发动机主体4进行预定位，然后将前结构梁6和后结构梁7重新安装至安装型腔的顶部，对发动机主体4进行定位。然后通过主安装节5和辅助安装节3将发动机主体4固定在后机身安装架8上，实现对发动机主体4的固定。后机身安装架8的尾部设置有供尾喷管1进入的通道，将发动机主体4固定后，将尾喷管1通过后机身安装架8尾部的通道预吊装至拼装位置，使得尾喷管1的连接端与发动机主体4的尾部对位预接，然后通过快捷连接件将尾喷管1直接固定在发动机主体4的尾部，使得尾喷管1与后机身安装架8之间没有连接点。

通过将发动机模块化拆解为发动机主体4和尾喷管1，通过对应发动机主体4将飞机后机身模块化拆解为后机身安装架8、前结构梁6、后结构梁7，只需要拆解前结构梁6和后结构梁7即可预留出空间将发动机主体4吊装至后机身安装架8的安装型腔内部，大大减少后机身安装架8的框梁结构的拆卸，不仅大大提高了发动机的吊装效率，同时有效保证了后机身安装架8本身的强度，同时由于拆解后的发动机主体4的体积远小于整体式发动机，因此在吊装发动机主体4时能够有效避免发动机主体4与后机身安装架8之间发生碰撞，保证发动机主体4的安全。同时通过直接在后机身安装架8的尾部直接吊装尾喷管1就位，然后通过快捷连接件直接在发送机主体的尾部安装尾喷管1，避免了将尾喷管1与后机身安装架8之间进行固连，大大提高了尾喷管1的安装效率，有效避免了尾喷管1与后机身安装架8之间发生碰撞。

实施例2：

本实施例在实施例1的基础上做进一步优化，如图2所示，所述后机身安装架8上对应发动机主体4的轮廓设置有安装型腔，所述前结构梁6与后结构梁7沿发动机主体4的长度方向依次设置在安装型腔的顶部；所述前结构梁6和后结构梁7靠近发动机主体4的一侧与发动机主体4的外轮廓贴合。

前结构梁6、后结构梁7、后机身安装架8的安装型腔之间共同形成沿发动机主体4的外轮廓封闭的安装区域。安装型腔的内轮廓对应发动机主体4的外轮廓设置，通过安装型腔的内轮廓与发动机主体4的外轮廓的匹配贴合实现对发动机主体4的预定位。同时，在后机身安装架8上对应发动机主体4设置有安装型腔，安装型腔的顶部的前后两端分别设置有母接头，前结构梁6的两端对应安装型腔顶部前端的母接头设置子接头，后结构梁7的两端对应安装型腔顶部后端的母接头设置子接头，通过螺栓将母接头和子接头连接，实现前结构梁6和后结构梁7在安装型腔顶部的可拆卸安装，使得前结构梁6和后结构梁7的拆卸及安装更加便捷。

本实施例的其他部分与实施例1相同，故不再赘述。

实施例3：

本实施例在上述实施例1或2的基础上做进一步优化，如图2所示，所述后机身安装架8的尾部的框梁形成供尾喷管1装入的尾喷管1通道。

尾喷管1的连接端和发动机主体4的尾部均设置有相互匹配的预对接端面，预对接端面上对应设置有定位销孔，通过在对齐的定位销孔中插装定位销以调节尾喷管1与发动机主体4之间的同心度。

然后在尾喷管1的连接端与发动机主体4的尾部外侧沿周向套设连接箍带2，并通过力矩扳手将连接箍带2上的紧固螺母拧紧，使得连接箍带2将尾喷管1的连接端与发动机主体4的尾部箍紧连接，实现尾喷管1在发动机主体4尾部的便捷安装。通过连接箍带2箍接，逼近大大提高了尾喷管1在发动机主体4的尾部的安装效率，同时取代了传统将尾喷管1与后机身安装架8进行固连的连接方式，进一步提升了尾喷管1的安装效率。

本实施例的其他部分与上述实施例1或2相同，故不再赘述。

实施例4：

本实施例在上述实施例1-3任一项的基础上做进一步优化，如图1和图2所示，所述后机身安装架8上的安装型腔的内部前端两侧面上分别设置有型腔主接耳，在发送机主体的前端两侧分别设置有发动机主接耳，将发动机主体4吊装至安装型腔的内部后，通过主安装节5将位于同一侧的型腔主接耳和发动机主接耳连接，实现对发动机主体4的前端的固定。

同时在发动机主体4的后端的顶部设置有发动机辅助接耳，同时在后连接梁靠近发动机主体4后端的一侧上设置有连接梁接耳，通过辅助安装节3将发动机辅助接耳与连接梁接耳连接，实现对发动机主体4的后端的固定。

通过设置主安装节5和辅助安装节3对发动机主体4进行快捷连接固定，取代了传统将发动机焊接或螺接在后机身安装架8内，大大提高了发动机的安装效率。

本实施例的其他部分与上述实施例1-3任一项相同，故不再赘述。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化，均落入本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种小型涡喷发动机模块化安装方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1、将发动机模块化拆解为发动机主体和尾喷管；

步骤2、将飞机后机身模块化拆解为后机身安装架、前结构梁、后结构梁；

步骤3、在后机身安装架中吊装发动机主体并在后机身安装架上重新安装前结构梁以定位发动机主体；

步骤4、采用主安装节和辅助安装节在后机身安装架上固定发动机主体并在后机身安装架上重新安装后结构梁；

步骤5、将尾喷管从后机身安装架的尾部装入，然后在发动机主体的尾部连接尾喷管。

2.根据权利要求1所述的一种小型涡喷发动机模块化安装方法，其特征在于，所述后机身安装架上对应发动机主体的轮廓设置有安装型腔，所述前结构梁与后结构梁沿发动机主体的长度方向依次设置在安装型腔的顶部。

3.根据权利要求2所述的一种小型涡喷发动机模块化安装方法，其特征在于，所述前结构梁和后结构梁靠近发动机主体的一侧与发动机主体的外轮廓贴合。

4.根据权利要求1-3任一项所述的一种小型涡喷发动机模块化安装方法，其特征在于，所述后机身安装架的尾部设置有供尾喷管装入的尾喷管通道。

5.根据权利要求4所述的一种小型涡喷发动机模块化安装方法，其特征在于，所述尾喷管的连接端通过连接箍带与发动机主体的尾部连接。

6.根据权利要求5所述的一种小型涡喷发动机模块化安装方法，其特征在于，所述尾喷管的连接端与发动机主体的尾部连接时，首先采用定位销调节尾喷管的连接端与发动机主体的尾部之间的同心度达标，然后在尾喷管的连接端与发动机主体的尾部外侧安装连接箍带，并通过力矩扳手将连接箍带上的紧固螺母拧紧。

7.根据权利要求1-3任一项所述的一种小型涡喷发动机模块化安装方法，其特征在于，所述后机身安装架上对应主安装节设置有主连接部，所述后结构梁上对应辅助安装节设置有辅助连接部。

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