CN111663970A - 航空发动机装配方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机装配方法，涉及航空装配领域，用以实现涡轮转静子与后机匣的精准安装。该装配方法包括以下步骤：支撑涡轮转静子，使得支撑涡轮转静子的第一安装孔的中心线是竖直的；将引导芯轴安装至第一安装孔中；将吊具与后机匣固定，吊具设有第二安装孔；将第二安装孔安装于引导芯轴，直至后机匣与涡轮转静子接触；其中，第二安装孔与引导芯轴同轴；将后机匣与涡轮转静子安装在一起。上述技术方案，借助引导芯轴和吊具实现涡轮后机匣和低压涡轮转静子竖直安装，在安装过程中，涡轮后机匣不与低压涡轮转静子发生刮碰，提高了低压涡轮单元体装配质量。

Description

航空发动机装配方法

技术领域

本发明涉及航空装配领域，具体涉及一种航空发动机装配方法。

背景技术

低涡转静子单元体与涡轮后机匣单元体是发动机的重要组成部分，涡轮后机匣腔内封严环上设有蜂窝，与低压涡轮转静子单元体上的篦齿形成封严，减少漏气，提高涡轮工作效率。蜂窝与篦齿之间的径向间隙0.2mm～0.25mm。涡轮后机匣是发动机的主承力框架，发动机五支点轴承外环安装在后机匣轴承座内，五支点轴承内环安装在低压涡轮转静子单元体的承力锥壁上，自由状态下，五支点轴承径向游隙0.06mm～0.08mm。

发明人发现，现有技术中至少存在下述问题：低涡转静子单元体与涡轮后机匣单元体在装配过程中，安装过程不可视，轴承内、外环容易磕碰，篦齿与蜂窝容易刮碰、损坏。

发明内容

本发明提出一种航空发动机装配方法，用以实现涡轮转静子与后机匣的精准安装。

本发明提供了一种航空发动机装配方法，包括以下步骤：

支撑涡轮转静子，使得所述支撑涡轮转静子的第一安装孔的中心线是竖直的；

将引导芯轴安装至所述第一安装孔中；

将吊具与后机匣固定，所述吊具设有第二安装孔；

将第二安装孔安装于所述引导芯轴，直至所述后机匣与所述涡轮转静子接触；其中，所述第二安装孔与所述引导芯轴同轴；

将所述后机匣与所述涡轮转静子安装在一起。

在一些实施例中，航空发动机装配方法还包括以下步骤：

拆掉所述吊具。

在一些实施例中，航空发动机装配方法还包括以下步骤：

拆掉所述引导芯轴。

在一些实施例中，所述将引导芯轴安装至所述第一安装孔中之后还包括以下步骤：

判断所述引导芯轴的安装位置是否到位。

在一些实施例中，采用以下公式判断所述引导芯轴的安装位置是否到位：

如果|H-H1-H2|≤0.05，则所述引导芯轴的安装装置正确；其中，H1为轴承座后端面与内压紧螺母后端的轴向距离；H2为引导芯轴测量面与轴承座后端面的轴向距离；H为引导芯轴测量面与前端面的轴向距离。

在一些实施例中，所述第一安装孔为所述涡轮转静子的内压紧螺母所安装的螺孔，所述涡轮转静子相对于所述螺孔的中心线对称。

在一些实施例中，所述将第二安装孔安装于所述引导芯轴，直至所述后机匣与所述涡轮转静子接触包括以下步骤：

水平吊起所述吊具和所述后机匣；

将所述第二安装孔对准所述引导芯轴；

将所述吊具和所述后机匣下落至所述后机匣与所述涡轮转静子接触。

在一些实施例中，所述水平吊起所述吊具和所述后机匣包括以下步骤：

吊起所述吊具和所述后机匣；

通过检测吊起后的所述吊具是否水平判断所述后机匣是否水平；

如果吊起后的所述吊具不水平，则调整吊起后的所述吊具和所述后机匣的整体姿态，直至所述吊具是水平的，以使得所述第二安装孔的中心线是竖直的。

在一些实施例中，所述吊具被构造为是空心的。

在一些实施例中，采用支撑架支撑所述涡轮转静子。

在一些实施例中，所述涡轮转静子的支点轴承的内环涂抹有润滑介质。

上述技术方案，采用竖直的安装方式，借助引导芯轴和吊具实现涡轮后机匣和低压涡轮转静子竖直安装。在安装过程中，由于引导芯轴和吊具的精准定位，涡轮后机匣不与低压涡轮转静子发生刮碰，具体地蜂窝与篦齿不碰撞、轴承内外环不碰撞，提高了低压涡轮单元体装配质量，提高了发动机装配质量。

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，构成本申请的一部分，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。在附图中：

图1为本发明实施例提供的航空发动机装配方法流程示意图；

图2为本发明实施例提供的航空发动机的涡轮转静子与后机匣装配时的结构示意图；

图3为图2的局部结构放大示意图；

图4为本发明实施例提供的航空发动机的轮转静子与后机匣装配后的结构示意图。

具体实施方式

下面结合图1～图4对本发明提供的技术方案进行更为详细的阐述。

参见图1至图4，本发明提供了一种航空发动机装配方法，包括以下步骤：

步骤S10、支撑涡轮转静子1，使得支撑涡轮转静子1的第一安装孔11的中心线是竖直的。涡轮转静子1亦称为低压涡轮转静子单元体。

在上述的步骤S10中，比如采用支撑架6对支撑涡轮转静子1实现支撑。支撑架6支撑住涡轮转静子1四个面，如图1所示的A，B，C，D四处。支撑涡轮转静子1的第一安装孔11的中心线是竖直的，则支撑涡轮转静子1是水平的。

步骤S20、将引导芯轴2安装至第一安装孔11中。

引导芯轴2作为引导部件，用于使得后续安装的后机匣4的回转中心线L也是竖直的。引导芯轴2安装至第一安装孔11中后，部分露出第一安装孔11，这段露出的部分，用于与后文所述的第二安装孔31配合。

在一些实施例中，在步骤S20之后还包括以下步骤：判断引导芯轴2的安装位置是否到位。

引导芯轴2的安装位置正确是指，该引导芯轴2与涡轮转静子1形成了限位配合。若引导芯轴2安装到位，则引导芯轴2上的定位面21与涡轮转静子1的限位面13形成限位配合，参见图3所示。

参见图3，在一些实施例中，具体采用以下公式判断引导芯轴2的安装位置是否到位：

如果|H-H1-H2|≤0.05，则引导芯轴2的安装装置正确。其中，H1为涡轮转静子1的轴承座后端面14与内压紧螺母后端15的轴向距离。H2为引导芯轴2的测量面22与轴承座后端面14的轴向距离。H为引导芯轴2的测量面22与引导芯轴2的前端面23的轴向距离。

步骤S30、将吊具3与后机匣4固定，吊具3设有第二安装孔31。

在一些实施例中，吊具3通过法兰与涡轮后机匣4的后法兰边相连，吊具3与后法兰边面面接触。处于起吊状态，两者的接触面水平。

参见图2，吊具3的中心设有第二安装孔31，第二安装孔31与引导芯轴2的配合间隙控制在0.05mm～0.10mm。

参见图2，在吊具3后承力板上置有两个、三个或以上数量的吊环螺栓32，通过两点、三点或者多点吊取后机匣4，减少涡轮后机匣4重心不在后机匣4轴线上的影响。

步骤S40、将第二安装孔31安装于引导芯轴2，直至后机匣4与涡轮转静子1接触。其中，第二安装孔31与引导芯轴2同轴。

上述的步骤S40比如包括以下步骤：

首先、水平吊起吊具3和后机匣4。

此处，水平吊起吊具3和后机匣4包括以下步骤：先吊起连接在一起的吊具3和后机匣4。随后，通过检测吊起后的吊具3是否水平判断后机匣4是否水平。然后进行以下判断：如果吊起后的吊具3不水平，则调整吊起后的吊具3和后机匣4的整体姿态，直至吊具3是水平的，以使得第二安装孔31的中心线是竖直的。

吊具3与后机匣4的连接位置相对于第二安装孔31的中心线基本是对称的，使得吊起后，吊具3处于水平状态时，后机匣4也呈图2所示的水平状态。

其次、将第二安装孔31对准引导芯轴2。

然后、将吊具3和后机匣4下落至后机匣4与涡轮转静子1接触。

步骤S50、将后机匣4与涡轮转静子1安装在一起。

后机匣4腔的内封严环设有蜂窝41，涡轮转静子1设有篦齿12，蜂窝41与篦齿12形成封严，减少漏气。涡轮后机匣4是发动机的主承力框架，发动机支点轴承5外环安装在后机匣4轴承座内，支点轴承5内环安装在低压涡轮转静子单元体的承力锥壁上，自由状态下，支点轴承5径向游隙仅0.06mm～0.08mm。

上述技术方案，借助引导芯轴2和吊具3实现了涡轮转静子1和引导芯轴2竖直安装，且安装精度高，满足了蜂窝41与篦齿12、轴承内环与外环的安装精度要求；减少甚至避免了蜂窝41与篦齿12在安装过程中出现碰刮、干涉等现象，防止了零件损坏。

在一些实施例中，引导芯轴2是空心的，引导芯轴2采用轻质金属材料。为减轻引导芯轴2重量，引导芯轴2的轴壁开有减重孔，引导芯轴2前段设有台阶法兰，法兰外壁设有螺纹，以拧入内压紧螺母的内螺纹中。

上述技术方案，采用垂直装配模式，通过引导芯轴2引导涡轮后机匣4沿低涡转静子单元体轴线下落，避免了蜂窝41与篦齿12刮碰。

在一些实施例中，航空发动机装配方法还包括以下步骤：拆掉吊具3。将吊具3与后机匣4之间的连接螺栓拆掉，以拆掉吊具3。

在一些实施例中，航空发动机装配方法还包括以下步骤：拆掉引导芯轴2。

在一些实施例中，第一安装孔11为涡轮转静子1的内压紧螺母的螺孔，涡轮转静子1相对于螺孔的中心线对称。

在一些实施例中，吊具3被构造为是空心的。吊具3是空心的，且采用轻质金属材料，降低了吊装重量。

上述技术方案所采用的工装，结构简单、制造成本低、使用方便。

在一些实施例中，采用支撑架6支撑涡轮转静子1。

支撑架6用于支撑低涡转静子单元体，支撑架6上端设有内外法兰台，分别用于支撑转子和转静子。为保证低涡转静子同轴，内外法兰台的端面、柱面跳动值小于0.05mm。

在一些实施例中，涡轮转静子1的支点轴承5的内环涂抹有润滑介质。

支点轴承5比如为五支点轴承。在支点轴承5内环滚动体上涂抹滑油膏，使得滚动体向内收缩，增大轴承内、外环径向间隙，避免内外环刮碰，提高装配质量，降低刮碰风险。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗指所指的装置或元件必须具有特定的方位、为特定的方位构造和操作，因而不能理解为对本发明保护内容的限制。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；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，但这些修改或者替换，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。

Claims (11)

1.一种航空发动机装配方法，其特征在于，包括以下步骤：

支撑涡轮转静子，使得所述支撑涡轮转静子的第一安装孔的中心线是竖直的；

将引导芯轴安装至所述第一安装孔中；

将吊具与后机匣固定，所述吊具设有第二安装孔；

将第二安装孔安装于所述引导芯轴，直至所述后机匣与所述涡轮转静子接触；其中，所述第二安装孔与所述引导芯轴同轴；

将所述后机匣与所述涡轮转静子安装在一起。

2.根据权利要求1所述的航空发动机装配方法，其特征在于，还包括以下步骤：

拆掉所述吊具。

3.根据权利要求1所述的航空发动机装配方法，其特征在于，还包括以下步骤：

拆掉所述引导芯轴。

4.根据权利要求1所述的航空发动机装配方法，其特征在于，所述将引导芯轴安装至所述第一安装孔中之后还包括以下步骤：

判断所述引导芯轴的安装位置是否到位。

5.根据权利要求4所述的航空发动机装配方法，其特征在于，采用以下公式判断所述引导芯轴的安装位置是否到位：

如果|H-H1-H2|≤0.05，则所述引导芯轴的安装装置正确；其中，H1为所述涡轮转静子的轴承座后端面与内压紧螺母后端的轴向距离；H2为所述引导芯轴测量面与所述轴承座后端面的轴向距离；H为所述引导芯轴测量面与前端面的轴向距离。

6.根据权利要求1所述的航空发动机装配方法，其特征在于，所述第一安装孔为所述涡轮转静子的内压紧螺母所安装的螺孔，所述涡轮转静子相对于所述螺孔的中心线对称。

7.根据权利要求1所述的航空发动机装配方法，其特征在于，所述将第二安装孔安装于所述引导芯轴，直至所述后机匣与所述涡轮转静子接触包括以下步骤：

水平吊起所述吊具和所述后机匣；

将所述第二安装孔对准所述引导芯轴；

将所述吊具和所述后机匣下落至所述后机匣与所述涡轮转静子接触。

8.根据权利要求7所述的航空发动机装配方法，其特征在于，所述水平吊起所述吊具和所述后机匣包括以下步骤：

吊起所述吊具和所述后机匣；

通过检测吊起后的所述吊具是否水平判断所述后机匣是否水平；

如果吊起后的所述吊具不水平，则调整吊起后的所述吊具和所述后机匣的整体姿态，直至所述吊具是水平的，以使得所述第二安装孔的中心线是竖直的。

9.根据权利要求1所述的航空发动机装配方法，其特征在于，所述吊具被构造为是空心的。

10.根据权利要求1所述的航空发动机装配方法，其特征在于，采用支撑架支撑所述涡轮转静子。

11.根据权利要求1所述的航空发动机装配方法，其特征在于，所述涡轮转静子的支点轴承的内环涂抹有润滑介质。

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