CN111943014B - 航空发动机起动机的吊挂装置及其装配方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机起动机的吊挂装置及其装配方法，包括：沿起动机周向布设的用于连接起重吊装设备并承载起动机的主支撑梁；布设在主支撑梁上的用于与第一内孔和第二内孔连接的辅支撑梁，通过主支撑梁和辅支撑梁以实现起动机从竖直起吊至水平吊装运输；主支撑梁以及主支撑梁的连接处与起动机的重心线重合，并且在水平吊装运输过程中，航空发动机起动机的吊挂装置的重心靠近起动机的重心。本发明的航空发动机起动机的吊挂装置，主支撑梁沿起动机周向布设，辅支撑梁沿第一内孔和第二内孔方向布设，使得主支撑梁与辅支撑梁交叉形成类似十字架构造，从而分散起动机的重力荷载，提高吊挂装置的结构稳定性。

Description

航空发动机起动机的吊挂装置及其装配方法

技术领域

本发明涉及航空发动机起动机试车领域，特别地，涉及一种航空发动机起动机的吊挂装置。此外，本发明还涉及一种包括上述航空发动机起动机的吊挂装置及其装配方法。

背景技术

某型发动机起动机在进行某地面试车台进行试车的过程中，需要操作人员将起动机从装配车上转装至试车台装配架上，再与测功机连接端进行连接，这个过程需要将起动机在装配架的定位装置拆掉，需要至少两名操人员手动搬运，以将起动机至测功机连接，手动搬运既增加了操作负荷，又存在着起动机掉落的危险。起动机自身重量约为60kg，起动机上有两个不在一条直线上的内孔，其中一个内孔布设在一轴承中心，可实现自转，且轴承外套在起动机上的联接方式是点焊工艺，通常可进行紧固定位。现有的搬运方式采用吊钩和吊带，与起动机的一个内孔固定起吊，但此种方案存在缺点：(1)起吊过程中，吊钩与竖直状态下的吊带存在一定的偏角，导致起动机无法处于水平状态，因为吊点偏离起动机的重心的铅垂线，然而起动机需要处于水平状态与测功机相连，导致每一次安装过程中，需要操作人员频繁调整起动机至水平状态；(2)仅与起动机的一个内孔固定起吊，承力效果差，持久使用可靠性低，在起吊过程中同样存在起动机掉落的安全隐患。

发明内容

本发明提供了一种航空发动机起动机的吊挂装置及其装配方法，以解决现有的起吊装置与起动机连接不稳定，存在掉落的风险，并且起动机在吊装的过程中无法单独实现水平吊装的技术问题。

本发明采用的技术方案如下：

一种航空发动机起动机的吊挂装置，起动机上布设有第一内孔和第二内孔，第一内孔和第二内孔分别开设于起动机侧壁面上的不同轴向直线上，包括：沿起动机周向布设的用于连接起重吊装设备并承载起动机的主支撑梁；布设在主支撑梁上的用于与第一内孔和第二内孔连接的辅支撑梁，通过主支撑梁和辅支撑梁以实现起动机从竖直起吊至水平吊装运输；主支撑梁以及主支撑梁的连接处与起动机的重心线重合，并且在水平吊装运输过程中，航空发动机起动机的吊挂装置的重心靠近起动机的重心。

进一步地，主支撑梁采用凹槽结构的基体构造；主支撑梁包括：用于连接起重吊装设备的吊装带的第一支撑本体，布设在第一支撑本体的第一自由端的用于将吊装带与第一支撑本体可拆卸连接的第一连接件，布设在第一支撑本体的第二自由端的用于将吊装带与第一支撑本体可拆卸连接的第二连接件；第一连接件包括用于将第一连接件与第一支撑本体连接固定的第一固定件，第二连接件包括用于将第二连接件与第一支撑本体连接固定的第二固定件。

进一步地，辅支撑梁包括：连接在第一支撑本体上的第二支撑本体，布设在第二支撑本体的一端的用于与第一内孔连接定位的第一安装组件，布设在第二支撑本体的另一端的用于与第二内孔连接定位的第二安装组件；第一安装组件与第一内孔的位置对应，第二安装组件与第二内孔的位置对应。

进一步地，第一安装组件包括：安装在第二支撑本体上的用于与第一内孔螺纹配合连接的第一螺栓，用于将第一螺栓安装定位在第二支撑本体上的第一螺母，套设在第一螺栓上的用于分散第一螺栓受到的重力荷载的第一支撑件，通过第一螺栓在第二支撑本体上旋转以使得第一螺栓在第一内孔中安装到位。

进一步地，第二安装组件包括：安装在第二支撑本体上的用于与第二内孔螺纹配合连接的第二螺栓，用于将第二螺栓安装定位在第二支撑本体上的第二螺母，套设在第二螺栓上的用于分散第二螺栓受到的重力荷载的第二支撑件，通过第二螺栓在第二支撑本体上旋转以使得第二螺栓在第二内孔中安装到位。

进一步地，第二安装组件包括：第一螺栓上与第一内孔配合的一端设有锥形头，用于与第一内孔进行初步定位并将第一螺栓引导至第一内孔内进行对中连接；和/或，第二螺栓上与第二内孔配合的一端设有锥形头，用于与第二内孔进行初步定位并将第二螺栓引导至第二内孔内进行对中连接。

进一步地，第二安装组件还包括：用于防止第二螺栓安装到位后松动脱出的止退垫圈，用于辅助支撑第二螺栓的固定卡板。

进一步地，第一支撑本体与第二支撑本体的连接处设有用于增强第一支撑本体与第二支撑本体连接稳定性加强筋。

进一步地，第一连接件和/或第二连接件采用卸扣；卸扣采用弓形卸扣、D型卸扣或DX型卸扣中的一种；第一固定件采用插接固定、卡接固定、嵌套固定、螺栓固定或铰链固定中的一种；和/或第二固定件采用插接固定、卡接固定、嵌套固定、螺栓固定或铰链固定中的一种。

根据本发明的另一方面，还提供了一种航空发动机起动机的装配方法，采用上述航空发动机起动机的吊挂装置，包括以下步骤：

起动机水平安装在试车台的装配架上，通过旋转装配架上的转轴，使得起动机沿竖直方向安装在转轴上并暴露出第一内孔和第二内孔；

将吊挂装置与起动机安装固定，吊挂装置的第一安装组件与第一内孔连接定位，吊挂装置的第二安装组件与第二内孔连接定位，将吊挂装置的吊装带与起重吊装设备连接，解除起动机与装配架的连接，通过起重吊装设备将吊挂装置起吊，在吊挂装置起吊的过程中，由于吊挂装置重心偏离，会带动起动机转动绕吊装带转动至水平状态，此时吊挂装置的重心与起动机的重心线重合，吊挂装置与起动机按照预先设计的吊装路径移动至测功机处，通过工作人员手动将起动机的安装面与测功机的安装面进行连接，解除挂装置，完成装配。

本发明具有以下有益效果：

本发明的航空发动机起动机的吊挂装置，包括主支撑梁和辅支撑梁，辅支撑梁通过与起动机上的第一内孔和第二内孔连接，使得吊挂装置与起动机的连接稳定性，也分散了起动机的重力荷载，有效防止起动机在吊装过程中发生掉落的风险。并且，主支撑梁沿起动机周向布设，辅支撑梁沿第一内孔和第二内孔方向布设，使得主支撑梁与辅支撑梁交叉形成类似十字架构造，从而分散起动机的重力荷载，提高吊挂装置的结构稳定性。另外，主支撑梁沿起动机周向布设，水平吊装运输过程中，使得吊挂装置的重心下移，航空发动机起动机的吊挂装置的重心与起动机的重心线重合并靠近起动机的重心，并且，主支撑梁以及主支撑梁的连接处与起动机的重心线重合，有效的保证吊挂装置与起动机平衡，从而保证水平吊挂。上述航空发动机起动机的吊挂装置，实现起动机从竖直起吊至水平吊装运输，水平吊装过程中不会出现偏摆的问题，简化了人工操作，节约了装配时间，提高了起动机吊装过程的操作安全。

除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照附图，对本发明作进一步详细的说明。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，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是本发明优选实施例的航空发动机起动机的吊挂装置示意图；

图2是本发明优选实施例的航空发动机起动机的吊挂装置俯视图；

图3是本发明优选实施例的第一支撑件示意图；

图4是本发明优选实施例的第二支撑件示意图；

图5是本发明优选实施例的第一螺栓示意图；

图6是本发明优选实施例的第二螺栓示意图；

图7是本发明优选实施例的航空发动机起动机的吊挂装置竖直起吊起动机示意图；以及

图8是本发明优选实施例的航空发动机起动机的吊挂装置水平吊装起动机示意图。

附图标号说明：

1、主支撑梁；2、辅支撑梁；

11、第一支撑本体；12、吊装带；13、第一连接件；14、第二连接件；15、第一固定件；16、第二固定件；

21、第二支撑本体；22、第一安装组件；23、第二安装组件；

221、第一螺栓；222、第一螺母；223、第一支撑件；

231、第二螺栓；232、第二螺母；233、第二支撑件。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

图1是本发明优选实施例的航空发动机起动机的吊挂装置示意图；图2是本发明优选实施例的航空发动机起动机的吊挂装置俯视图；图3是本发明优选实施例的第一支撑件示意图；

图4是本发明优选实施例的第二支撑件示意图；图5是本发明优选实施例的第一螺栓示意图；以及图6是本发明优选实施例的第二螺栓示意图；图7是本发明优选实施例的航空发动机起动机的吊挂装置竖直起吊起动机示意图；图8是本发明优选实施例的航空发动机起动机的吊挂装置水平吊装起动机示意图。

如图1和图2所示，本实施例的航空发动机起动机的吊挂装置，起动机上布设有第一内孔和第二内孔，第一内孔和第二内孔分别开设于起动机侧壁面上的不同轴向直线上，包括：沿起动机周向布设的用于连接起重吊装设备并承载起动机的主支撑梁1；布设在主支撑梁1上的用于与第一内孔和第二内孔连接的辅支撑梁2，通过主支撑梁1和辅支撑梁2以实现起动机从竖直起吊至水平吊装运输；主支撑梁1以及主支撑梁1的连接处与起动机的重心线重合，并且在水平吊装运输过程中，航空发动机起动机的吊挂装置的重心靠近起动机的重心。

本发明的航空发动机起动机的吊挂装置，包括主支撑梁1和辅支撑梁2，辅支撑梁2通过与起动机上的第一内孔和第二内孔连接，使得吊挂装置与起动机的连接稳定性，也分散了起动机的重力荷载，有效防止起动机在吊装过程中发生掉落的风险。并且，主支撑梁1沿起动机周向布设，辅支撑梁2沿第一内孔和第二内孔方向布设，使得主支撑梁1与辅支撑梁2交叉形成类似十字架构造，从而分散起动机的重力荷载，提高吊挂装置的结构稳定性。另外，主支撑梁1沿起动机周向布设，水平吊装运输过程中，使得吊挂装置的重心下移，航空发动机起动机的吊挂装置的重心与起动机的重心线重合并靠近起动机的重心，并且，主支撑梁1以及主支撑梁1的连接处与起动机的重心线重合，有效的保证吊挂装置与起动机平衡，从而保证水平吊挂。上述航空发动机起动机的吊挂装置，实现起动机从竖直起吊至水平吊装运输，水平吊装过程中不会出现偏摆的问题，简化了人工操作，节约了装配时间，提高了起动机吊装过程的操作安全。

上述起动机的包括第一内孔和第二内孔，第一内孔为M16×1.5的螺纹孔，第二内孔为M12×1.5的螺纹孔，第一内孔镶嵌在一轴承中心上。

如图1和图2所示，本实施例中，主支撑梁1采用凹槽结构的基体构造。主支撑梁1包括：用于连接起重吊装设备的吊装带12的第一支撑本体11，布设在第一支撑本体11的第一自由端的用于将吊装带12与第一支撑本体11可拆卸连接的第一连接件13，布设在第一支撑本体11的第二自由端的用于将吊装带12与第一支撑本体11可拆卸连接的第二连接件14。第一连接件13包括用于将第一连接件13与第一支撑本体11连接固定的第一固定件15，第二连接件14包括用于将第二连接件14与第一支撑本体11连接固定的第二固定件16。上述主支撑梁1采用凹槽结构的基体构造，以使得主支撑梁1沿起动机周向半包围起动机，一方面，可以有效的避开起动机表面的附件；另一方面，当吊挂装置在水平状态吊装起动机时，由于凹槽结构的设计，使得吊挂装置的重心下移，靠近起动机的重心，从而保障吊挂装置与起动机吊装处于水平状态。上述主支撑梁1第一支撑本体11，第一支撑本体11两侧的自由端分别设有第一连接件13和第二连接件14，并且第一连接件13和第二连接件14对称布设，以使得当吊挂装置在水平状态吊装起动机时，保证起动机在同一水平面上。分别通过第一固定件15和第二固定件16固定在第一支撑本体11上，将吊装带12可拆卸连接在第一连接件13和第二连接件14上。上述主支撑梁1通过与起重吊装设备连接，主要承载起动机的重量载荷，因此，可以在第一支撑本体11设置加强筋。上述第一支撑本体11为一体式、凹槽结构，第一支撑本体11结构跨度较大，第一支撑本体11可承受的负载有限，在第一支撑本体11壁面上设有加强筋，在不加第一支撑本体11壁厚的情况下，增加第一支撑本体11的强度和刚性，克服第一支撑本体11因壁厚差别带来的应力不均所造成的变形的问题，节约材料，减轻第一支撑本体11质量，降低成本，增加吊挂装置的硬度和使用寿命。优选地，航空发动机起动机的吊挂装置的重量为4kg左右。

本实施例中，辅支撑梁2包括：连接在第一支撑本体11上的第二支撑本体21，布设在第二支撑本体21的一端的用于与第一内孔连接定位的第一安装组件22，布设在第二支撑本体21的另一端的用于与第二内孔连接定位的第二安装组件23。第一安装组件22与第一内孔的位置对应，第二安装组件23与第二内孔的位置对应。第一安装组件22与第二安装组件23的连接线与起动机的中轴线形成5°的偏摆角度。上述辅支撑梁2与主支撑梁1连接，以形成类似于十字结构的基体构造，以分散起动机的重量载荷并保证起动机在水平起吊过程中维持在同一水平面上。上述辅支撑梁2包括第二支撑本体21、第一安装组件22和第二安装组件23，起动机上的第一内孔与第二内孔的连接线与起动机的中轴线形成5°的偏摆角度；由于，第一内孔和第二内孔不在同一直线上，因此，需要保证第一安装组件22与第二安装组件2的连接线与起动机的中轴线有一定的偏摆角。相应地，第一安装组件22和第二安装组件23的连接线与起动机的中轴线形成5°的偏摆角度。安装组件与内孔的位置一一对应即可，即：第一安装组件22与第一内孔的位置对应，第二安装组件与第二内孔的位置对应。如果第一安装组件22与第二安装组件23的连接线与起动机的中轴线平行，在水平吊装过程中，起动机的中轴线与吊挂装置前进方向形成一定的偏摆角度，导致在起动机的安装面与测功机的安装面成5°的偏摆角度，无法安装。上述第一安装组件22与第二安装组件23可以采用焊接连接，也可以通过滑槽连接可调，也可以通过排列的孔连接可调，进而微调以使得连接点处于起动机的重心线上，可以适用于不同型号的起动机。

如图1、2、3、4、5和6所示，本实施例中，第一安装组件22包括：安装在第二支撑本体21上的用于与第一内孔螺纹配合连接的第一螺栓221，用于将第一螺栓221安装定位在第二支撑本体21上的第一螺母222，套设在第一螺栓221上的用于分散第一螺栓221受到的重力荷载的第一支撑件223，通过第一螺栓221在第二支撑本体21上旋转以使得第一螺栓221在第一内孔中安装到位。本实施例中，第二安装组件23包括：安装在第二支撑本体21上的用于与第二内孔螺纹配合连接的第二螺栓231，用于将第二螺栓231安装定位在第二支撑本体21上的第二螺母232，套设在第二螺栓231上的用于分散第二螺栓231受到的重力荷载的第二支撑件233，通过第二螺栓231在第二支撑本体21上旋转以使得第二螺栓231在第二内孔中安装到位。上述第一安装组件22包括第一螺栓221、第一螺母222和第一支撑件223，第一螺栓221通过第一螺母222安装固定在第二支撑本体21上，并在第二支撑本体21旋进或旋出，以实现相对于第二支撑本体21的运动，从而精准调节第一螺栓221与第一内孔的配合。上述，第一支撑件223采用套设在第一螺栓221上的第一支撑套，第一支撑套内部设有用于第一螺栓221贯通的通孔，通孔内壁面设有与第一螺栓221外螺纹配合的内螺纹，以将起动机的重量载荷通过第一螺栓221分散至第一支撑套上，以避免第一螺栓221过长，受力过大，发生断裂的风险，从而保证第一安装组件22的结构稳定性。同理，第二安装组件23包括第二螺栓231、第二螺母232和第二支撑件233，从而与第二内孔精密配合。

优选地，第一螺栓221上与第一内孔配合的一端设有锥形头，用于与第一内孔进行初步定位并将第一螺栓221引导至第一内孔内进行对中连接；和/或，第二螺栓231上与第二内孔配合的一端设有锥形头，用于与第二内孔进行初步定位并将第二螺栓231引导至第二内孔内进行对中连接。

本实施例中，第二安装组件23还包括：用于防止第二螺栓231安装到位后松动脱出的止退垫圈。用于辅助支撑第二螺栓231的固定卡板。

本实施例中，第一支撑本体11与第二支撑本体21的连接处设有用于增强第一支撑本体11与第二支撑本体21连接稳定性加强筋。上述第一支撑本体11与第二支撑本体21的连接处设有加强筋，用于提高连接部位结构强度和承载能力，由于第一支撑本体11与第二支撑本体21通过焊接连接，进一步提高航空发动机起动机的吊挂装置在起吊过程中的稳定性和安全性。

本实施例中，第一连接件13和/或第二连接件14采用卸扣。卸扣采用弓形卸扣、D型卸扣或DX型卸扣中的一种。吊绳21的一端通过连接件22、第二连接件14与主支撑梁1连接，吊绳21的另一端与起重吊装设备连接，结构简单，安装和拆卸方便。上述第一连接件13和/或第二连接件14采用卸扣，卸扣采用弓形卸扣、D型卸扣或DX型卸扣，卸扣具有体积小，强度高，承载能力强的特点。第一固定件15采用插接固定、卡接固定、嵌套固定、螺栓固定或铰链固定中的一种。和/或，第二固定件16采用插接固定、卡接固定、嵌套固定、螺栓固定或铰链固定中的一种。以使得第一连接件13和第二连接件14牢固的安装在第一支撑本体11上。

如图7和图8所示，根据本发明的另一方面，还提供了一种航空发动机起动机的装配方法，采用上述航空发动机起动机的吊挂装置，包括以下步骤：起动机水平安装在试车台的装配架上，通过旋转装配架上的转轴，使得起动机沿竖直方向安装在转轴上并暴露出第一内孔和第二内孔；将吊挂装置与起动机安装固定，吊挂装置的第一安装组件22与第一内孔连接定位，吊挂装置的第二安装组件23与第二内孔连接定位，将吊挂装置的吊装带12与起重吊装设备连接，解除起动机与装配架的连接，通过起重吊装设备将吊挂装置起吊，在吊挂装置起吊的过程中，由于吊挂装置重心偏离，会带动起动机转动绕吊装带12转动至水平状态，此时吊挂装置的重心与起动机的重心线重合，吊挂装置与起动机按照预先设计的吊装路径移动至测功机处，通过工作人员手动将起动机的安装面与测功机的安装面进行连接，解除挂装置，完成装配。

上述航空发动机起动机的装配方法，通过试车台的装配架调节起动机至竖直方向，例如，将起动机与装配架连接的一端松开，起动机另一端与旋转装配架上的转轴一同旋转至竖直状态，此时通过插销限位以保证转轴处于竖直状态，使得起动机暴露出第一内孔和第二内孔，吊挂装置从起动机侧面安装在起动机上，由于吊挂装置的吊点没有处于吊挂装置与起动机总的重心处，即处于偏心状态，因此，在起吊阶段，吊挂装置与起动机从竖直状态发生倾斜，随着吊装到一定距离后，吊挂装置与起动机从倾斜状态至水平状态，由于起动机的安装面与测功机的安装面进行连接，解除挂装置，完成装配。为防止在吊装过程中外界因素影响吊装效果，工作人员可以随时调整吊装精度。整个安装过程中至需要一个工作人员，装配方便，且起动机的吊装过程中安全系数高，使用寿命长，从而降低航空发动机起动机的装配成本，提高装配效率。没有使用航空发动机起动机的吊挂装置之前，需要三个工作人员配合才可完成起动机与测功机的联接安装，现阶段通过采用航空发动机起动机的吊挂装置，只需要一个工作人就可以完成整个过程的装配，且装配过程不需要人为手扶起动机，人工装配只需进行安装面装配即可，简化了手扶、搬运起动机的过程。而且，之前整个装配过程需要花费大概10min，现在采用航空发动机起动机的吊挂装置，整个装配过程只需4min～5min即可完成整个装配过程，节约了装配时间，提高了装配效率。

本实施例中，吊挂装置与起动机安装固定之前，对吊挂装置进行性能测试。当主支撑梁1和辅支撑梁2采用连续焊接连接。在吊挂装置制作完成后，在第一安装组件22和第二安装组件23处试吊200kg的重物，持续24小时，检查吊挂装置是否变形及有无损坏，采用探伤工具检查主支撑梁1和辅支撑梁2焊接处是否有裂纹。无裂纹、无变形为合格产品。其中200kg重物是60kg起动机的3倍多，符合吊具起吊试吊标准。上述吊挂装置符合试吊标准且经无损探伤检查无裂纹，且使用一段时间后，承力效果温度，整个安装过程无异常。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种航空发动机起动机的吊挂装置，起动机上布设有第一内孔和第二内孔，所述第一内孔和所述第二内孔分别开设于起动机侧壁面上的不同轴向直线上，其特征在于，包括：

沿所述起动机周向布设的用于连接起重吊装设备并承载所述起动机的主支撑梁(1)；

布设在所述主支撑梁(1)上的用于与所述第一内孔和所述第二内孔连接的辅支撑梁(2)，

通过所述主支撑梁(1)和所述辅支撑梁(2)以实现所述起动机从竖直起吊至水平吊装运输；

所述主支撑梁(1)以及所述主支撑梁(1)的连接处与所述起动机的重心线重合，并且在水平吊装运输过程中，所述航空发动机起动机的吊挂装置的重心靠近所述起动机的重心。

2.根据权利要求1所述的航空发动机起动机的吊挂装置，其特征在于，

所述主支撑梁(1)采用凹槽结构的基体构造；

所述主支撑梁(1)包括：

用于连接起重吊装设备的吊装带(12)的第一支撑本体(11)，

布设在所述第一支撑本体(11)的第一自由端的用于将所述吊装带(12)与所述第一支撑本体(11)可拆卸连接的第一连接件(13)，

布设在所述第一支撑本体(11)的第二自由端的用于将所述吊装带(12)与所述第一支撑本体(11)可拆卸连接的第二连接件(14)；

所述第一连接件(13)包括用于将所述第一连接件(13)与所述第一支撑本体(11)连接固定的第一固定件(15)，所述第二连接件(14)包括用于将所述第二连接件(14)与所述第一支撑本体(11)连接固定的第二固定件(16)。

3.根据权利要求2所述的航空发动机起动机的吊挂装置，其特征在于，

所述辅支撑梁(2)包括：连接在所述第一支撑本体(11)上的第二支撑本体(21)，布设在所述第二支撑本体(21)的一端的用于与所述第一内孔连接定位的第一安装组件(22)，布设在所述第二支撑本体(21)的另一端的用于与所述第二内孔连接定位的第二安装组件(23)；

所述第一安装组件(22)与第一内孔的位置对应，所述第二安装组件(23)与第二内孔的位置对应。

4.根据权利要求3所述的航空发动机起动机的吊挂装置，其特征在于，

所述第一安装组件(22)包括：安装在所述第二支撑本体(21)上的用于与所述第一内孔螺纹配合连接的第一螺栓(221)，用于将所述第一螺栓(221)安装定位在所述第二支撑本体(21)上的第一螺母(222)，套设在所述第一螺栓(221)上的用于分散所述第一螺栓(221)受到的重力荷载的第一支撑件(223)，通过所述第一螺栓(221)在所述第二支撑本体(21)上旋转以使得所述第一螺栓(221)在所述第一内孔中安装到位。

5.根据权利要求4所述的航空发动机起动机的吊挂装置，其特征在于，

所述第二安装组件(23)包括：安装在所述第二支撑本体(21)上的用于与所述第二内孔螺纹配合连接的第二螺栓(231)，用于将所述第二螺栓(231)安装定位在所述第二支撑本体(21)上的第二螺母(232)，套设在所述第二螺栓(231)上的用于分散所述第二螺栓(231)受到的重力荷载的第二支撑件(233)，通过所述第二螺栓(231)在所述第二支撑本体(21)上旋转以使得所述第二螺栓(231)在所述第二内孔中安装到位。

6.根据权利要求5所述的航空发动机起动机的吊挂装置，其特征在于，

所述第一螺栓(221)上与第一内孔配合的一端设有锥形头，用于与第一内孔进行初步定位并将所述螺栓(221)引导至第一内孔内进行对中连接；和/或

所述第二螺栓(231)上与第二内孔配合的一端设有锥形头，用于与第二内孔进行初步定位并将第二螺栓(231)引导至第二内孔内进行对中连接。

7.根据权利要求5所述的航空发动机起动机的吊挂装置，其特征在于，

所述第二安装组件(23)还包括：

用于防止所述第二螺栓(231)安装到位后松动脱出的止退垫圈，

用于辅助支撑所述第二螺栓(231)的固定卡板。

8.根据权利要求6所述的航空发动机起动机的吊挂装置，其特征在于，

所述第一支撑本体(11)与所述第二支撑本体(21)的连接处设有用于增强所述第一支撑本体(11)与所述第二支撑本体(21)连接稳定性的加强筋。

9.根据权利要求2所述的航空发动机起动机的吊挂装置，其特征在于，

所述第一连接件(13)和/或所述第二连接件(14)采用卸扣；

所述卸扣采用弓形卸扣、D型卸扣或DX型卸扣中的一种；

所述第一固定件(15)采用插接固定、卡接固定、嵌套固定、螺栓固定或铰链固定中的一种；和/或

所述第二固定件(16)采用插接固定、卡接固定、嵌套固定、螺栓固定或铰链固定中的一种。

10.一种航空发动机起动机的装配方法，其特征在于，采用权利要求1至9任一项所述的航空发动机起动机的吊挂装置，包括以下步骤：

起动机水平安装在试车台的装配架上，通过旋转装配架上的转轴，使得起动机沿竖直方向安装在转轴上并暴露出第一内孔和第二内孔；

将吊挂装置与起动机安装固定，吊挂装置的第一安装组件(22)与第一内孔连接定位，吊挂装置的第二安装组件(23)与第二内孔连接定位，将吊挂装置的吊装带(12)与起重吊装设备连接，解除起动机与装配架的连接，通过起重吊装设备将吊挂装置起吊，在吊挂装置起吊的过程中，由于吊挂装置重心偏离，会带动起动机转动绕吊装带(12)转动至水平状态，此时吊挂装置的重心与起动机的重心线重合；

吊挂装置与起动机按照预先设计的吊装路径移动至测功机处，通过工作人员手动将起动机的安装面与测功机的安装面进行连接，解除挂装置，完成装配。

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