CN111922947A - 航空发动机管路装配定位装置及装配方法 - Google Patents

航空发动机管路装配定位装置及装配方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开的是航空发动机维修技术领域的一种航空发动机管路装配定位装置及装配方法。该装配定位装置包括可安放在燃烧室后机匣安装边上的工艺后机匣，所述工艺后机匣的底部与燃烧室后机匣安装边相匹配，工艺后机匣的侧面设有引气管接头，所述引气管接头的装配位置与航空发动机涡轮后机匣引气接头的装配位置相同。在装配时，将内外涵管路装配工序前置到核心机装配阶段，利用工艺后机匣替代涡轮后机匣实现二级引气管的定位，待二级引气管安装好后再取下工艺后机匣，可减少一次分装涡轮后机匣工序，既提高了装配效率，又降低了五支点轴承和石墨组件故障率，同时工序前置后没有了装配车架的干涉，方便操作，也避免了高空作业所带来的跌落风险。

Description

航空发动机管路装配定位装置及装配方法
技术领域
本发明涉及航空发动机维修技术领域，尤其涉及一种航空发动机管路装配定位装置及装配方法。
背景技术
航空发动机的装配是航空发动机维修中的重要一环。某型航空发动机装配过程主要有：装配核心机→倒车→装配风扇单元体→装配内外涵管路→装配低涡组件→完成装配。在装配二级引气管过程中，一般先将二级引气管与高压压气机前机匣连接螺母拧紧，然后假装涡轮后机匣，调整二级引气管安装位置，对正二级引气管后段接头与涡轮后机匣四处二级引气管接头，并将连接螺母拧紧，然后利用卡箍将二级引气管固定在航空发动机外壁的支架上，最后再取下涡轮后机匣进行其它部件装配。
现有装配方式的缺点是：发动机装配二级引气管时，需将前、后引气管接头位置先固定好，防止导管错位。前引气管接头装配在高压压气机静子机匣上、后引气管接头装配在涡轮后机匣上，因此，装配二级引气管前先要将发动机移到总装配车架上，将涡轮后机匣假装配好，增加了装配周期，并且装配涡轮后机匣需要用导套引导后机匣装配，导套表面有毛刺或杂质会划伤五支点轴承，多次分装会使石墨组件接头位置凸出，被石墨组件跑道切断。此外，在整个装配过程中，需在核心机装配车架上完成核心机装配，核心机装配车架高约0.6m。倒车是指将装配完成的产品从核心机装配车架上转运到发动机总装配车架上，总装配车架高约2.2m，中间旋转部件约1.1m，部分机件的装配为高空作业，同时因总装配车架结构特点，部分机件的装配空间较小，增加了操作难度。
发明内容
为克服现有航空发动机管路装配过程易损坏五支点轴承和石墨组件，以及操作不便，耗时长等不足，本发明所要解决的技术问题是：提供一种能缩短装配周期、提高装配质量的航空发动机管路装配定位装置及装配方法。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：
航空发动机管路装配定位装置，包括可安放在燃烧室后机匣安装边上的工艺后机匣，所述工艺后机匣的底部与燃烧室后机匣安装边相匹配，工艺后机匣的侧面设有引气管接头，所述引气管接头的数量和装配位置与航空发动机涡轮后机匣引气接头的数量和装配位置相同。
进一步的是，所述工艺后机匣包括顶环、底环和连接在顶环与底环之间的腹板，所述引气管接头安装在腹板上，所述底环与燃烧室后机匣安装边相匹配。
进一步的是，所述底环上设有定位标记，当定位标记对齐燃烧室后机匣安装边上的定位件时，引气管接头的位置与航空发动机涡轮后机匣引气接头的装配位置相同。
进一步的是，所述腹板和引气管接头的数量与航空发动机涡轮后机匣引气接头的数量相同。
进一步的是，所述腹板上设有两条竖直的条形孔，所述引气管接头通过螺栓螺母固定在条形孔上。
进一步的是，所述顶环的顶部设有吊耳。
进一步的是，所述吊耳包括至少三个，且呈中心对称布置。
航空发动机管路装配方法，包括以下步骤：
S1、在航空发动机处于核心机装配阶段时，吊装工艺后机匣，将其安放在燃烧室后机匣安装边上，并确保安装位置准确；
S2、装配二级引气管，将二级引气管前段件与后段件组装成一根引气管，将前段件与高压压气机前机匣引气接嘴连接，后段件与工艺后机匣上的引气管接头连接；
S3、利用卡箍将二级引气管固定在航空发动机外壁的支架上；
S4、松开二级引气管后段件与工艺后机匣的连接，取下工艺后机匣，完成航空发动机管路的装配定位。
进一步的是，在步骤S1中安放工艺后机匣时，利用底环上的定位标记与燃烧室后机匣安装边上的定位件相对齐来确保安装位置准确。
进一步的是，在步骤S2中，如果二级引气管的后段件与工艺后机匣上的引气管接头不能连接，可适当上下调整引气管接头的位置。
本发明的有益效果是：
1、采用工艺后机匣替代涡轮后机匣，可减少一次分装涡轮后机匣工序，降低五支点轴承和石墨组件故障率，同时提高装配效率；
2、利用该装配定位装置，可将内外涵管路装配工序前置，二级进气管装配时不再需要假装配和分解涡轮后机匣、装配外涵前段对口连接件时没有装配车架干涉，每台缩短装配周期约4小时；
3、在核心机装配车架上装配内外涵管路，减少了高空作业风险，流程优化前，操作者需要在0.5m～1.5m的辅助装配台架上操作，容易发生跌落风险；流程优化后，操作者只需要站在地面进行操作，仅检查密封性时站在0.5m的辅助台架上操作，保证了操作者的人身安全。
附图说明
图1是本发明工艺后机匣结构示意图。
图2是本发明工艺后机匣装配示意图。
图3是本发明二级引气管安装示意图。
图中标记为，1-工艺后机匣，2-燃烧室后机匣安装边，3-引气管接头，4-吊耳，5-二级引气管，6-卡箍，7-支架，11-顶环，12-底环，13-腹板，14-定位标记，15-条形孔。
具体实施方式
下面结合附图对本发明进一步说明。
如图1、图2所示，本发明的航空发动机管路装配定位装置，包括可安放在燃烧室后机匣安装边2上的工艺后机匣1，所述工艺后机匣1的底部与燃烧室后机匣安装边2相匹配，工艺后机匣1的侧面设有引气管接头3，所述引气管接头3的数量和装配位置与航空发动机涡轮后机匣引气接头的数量和装配位置相同。
利用工艺后机匣1来代替原来的涡轮后机匣，实现二级引气管5的装配定位，可可减少一次分装涡轮后机匣工序，从而降低五支点轴承和石墨组件故障率。同时由于在核心机装配阶段发动机是竖直放置的，可以直接将工艺后机匣放置在燃烧室后机匣安装边2上，操作方便快捷。
对于工艺后机匣1的具体结构，考虑发动机尺寸较大，为降低工艺后机匣1的重量，方便吊装，所述工艺后机匣1包括顶环11、底环12和连接在顶环11与底环12之间的腹板13，所述引气管接头3安装在腹板13上，所述底环12与燃烧室后机匣安装边2相匹配。腹板13的大小保证整体结构和引气管接头3的安装稳定即可。
不同型号的发动机，涡轮后机匣上可能具有不同数量的引气接头，因此，所述腹板13和引气管接头3的数量应与航空发动机涡轮后机匣引气接头的数量相同。
在用工艺后机匣1代替涡轮后机匣时，需要保证引气管接头3的装配位置与航空发动机涡轮后机匣引气接头的装配位置相同，因此，为了方便定位，在所述底环上12设有定位标记14，安装时通过转动工艺后机匣1，使定位标记14对齐燃烧室后机匣安装边2上的定位件，即可保证引气管接头3的位置与航空发动机涡轮后机匣引气接头的装配位置相同。所述定位标记14可以是画线或是机加工设置的凹槽等。所述定位件可以采用燃烧室后机匣上的特定螺柱、卡槽、销孔等。
在实际装配过程中，有可能因为制作误差，导致二级引气管5超出或不能到达引气管接头3，不能正常装配。所以进一步的方案是，在所述腹板13上设有两条竖直的条形孔15，所述引气管接头5通过螺栓螺母固定在条形孔15上。通过松开螺母即可在一定范围内调整引气管接头3的位置，确保二级引气管5与引气管接头3稳定连接。
为了方便对工艺后机匣1进行吊装安放，在所述顶环11的顶部设有吊耳4，所述吊耳4最好包括至少三个，且呈中心对称布置，保证吊装的平稳性。
利用上述工艺后机匣对航空发动机管路进行装配的方法，包括以下步骤：
S1、在航空发动机处于核心机装配阶段时，吊装工艺后机匣1，将其安放在燃烧室后机匣安装边2上，并确保安装位置准确；
S2、装配二级引气管5，将二级引气管5前段件与后段件组装成一根引气管，将前段件与高压压气机前机匣引气接嘴连接，后段件与工艺后机匣1上的引气管接头3连接；
S3、利用卡箍6将二级引气管5固定在航空发动机外壁的支架7上，如图3所示；
S4、松开二级引气管5后段件与工艺后机匣1的连接，取下工艺后机匣1，完成航空发动机管路的装配定位。
进一步的，在步骤S1中安放工艺后机匣1时，利用底环12上的定位标记14与燃烧室后机匣安装边2上的定位件相对齐来确保安装位置准确。在步骤S2中，如果二级引气管5的后段件与工艺后机匣上的引气管接头3不能连接，可适当上下调整引气管接头3的位置。
采用本申请的装配方法，可将内外涵管路装配工序前置，二级进气管装配时不再需要假装配和分解涡轮后机匣、装配外涵前段对口连接件时没有装配车架干涉，每台缩短装配周期约4小时；并且在核心机装配车架上装配内外涵管路，减少了高空作业风险，流程优化前，发动机放置在总装配车架上，操作者需要在0.5m～1.5m的辅助装配台架上操作，容易发生跌落风险；流程优化后，操作者只需要站在地面进行操作，仅检查密封性时站在0.5m的辅助台架上操作，保证了操作者的人身安全。

Claims (10)

1.航空发动机管路装配定位装置，其特征是：包括可安放在燃烧室后机匣安装边(2)上的工艺后机匣(1)，所述工艺后机匣(1)的底部与燃烧室后机匣安装边(2)相匹配，工艺后机匣(1)的侧面设有引气管接头(3)，所述引气管接头(3)的数量和装配位置与航空发动机涡轮后机匣引气接头的数量和装配位置相同。
2.如权利要求1所述的航空发动机管路装配定位装置，其特征是：所述工艺后机匣(1)包括顶环(11)、底环(12)和连接在顶环(11)与底环(12)之间的腹板(13)，所述引气管接头(3)安装在腹板(13)上，所述底环(12)与燃烧室后机匣安装边(2)相匹配。
3.如权利要求2所述的航空发动机管路装配定位装置，其特征是：所述底环(12)上设有定位标记(14)，当定位标记(14)对齐燃烧室后机匣安装边(2)上的定位件时，引气管接头(3)的位置与航空发动机涡轮后机匣引气接头的装配位置相同。
4.如权利要求2所述的航空发动机管路装配定位装置，其特征是：所述腹板(13)和引气管接头(3)的数量与航空发动机涡轮后机匣引气接头的数量相同。
5.如权利要求2所述的航空发动机管路装配定位装置，其特征是：所述腹板(13)上设有两条竖直的条形孔(15)所述引气管接头(3)通过螺栓螺母固定在条形孔(15)上。
6.如权利要求2所述的航空发动机管路装配定位装置，其特征是：所述顶环(11)的顶部设有吊耳(4)。
7.如权利要求6所述的航空发动机管路装配定位装置，其特征是：所述吊耳(4)包括至少三个，且呈中心对称布置。
8.航空发动机管路装配方法，其特征是，包括以下步骤：
S1、在航空发动机处于核心机装配阶段时，吊装工艺后机匣(1)，将其安放在燃烧室后机匣安装边(2)上，并确保安装位置准确；
S2、装配二级引气管(5)，将二级引气管(5)前段件与后段件组装成一根引气管，将前段件与高压压气机前机匣引气接嘴连接，后段件与工艺后机匣(1)上的引气管接头(3)连接；
S3、利用卡箍(6)将二级引气管(5)固定在航空发动机外壁的支架(7)上；
S4、松开二级引气管(5)的后段件与工艺后机匣(1)的连接，取下工艺后机匣(1)，完成航空发动机管路的装配定位。
9.如权利要求8所述的航空发动机管路装配方法，其特征是：在步骤S1中安放工艺后机匣(1)时，利用底环(12)上的定位标记(14)与燃烧室后机匣安装边(2)上的定位件相对齐来确保安装位置准确。
10.如权利要求8所述的航空发动机管路装配方法，其特征是：在步骤S2中，如果二级引气管(5)的后段件与工艺后机匣(1)上的引气管接头(3)不能连接，可适当上下调整引气管接头(3)的位置。
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