CN112719831B - 用于航空发动机原位更换进气机匣的工装及更换方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开的是航空发动机制造及维修的技术领域的一种用于航空发动机原位更换进气机匣的工装及更换方法，包括一套支承顶具，所述支承顶具包括安装盘、螺杆和顶紧套筒，所述安装盘的中部设有与螺杆相匹配的螺纹孔，所述安装盘的边缘设有与涡轮后机匣安装边上的螺钉孔相对应的通孔，所述螺杆穿过螺纹孔后与顶紧套筒的后端转动连接，顶紧套筒的前端可在螺杆前移时顶在低压涡轮的轴承内环上。在分解进气机匣前将支承顶具安装在涡轮后机匣安装边上，并对低压涡轮的轴承内环进行支撑，从而对整个低压转子起到轴向定位作用，保证了发动机静止状态的安全稳定，降低了更换进气机匣过程中发动机的分解深度和工人劳动强度，缩短了操作时间，提升了产品质量。

Description

用于航空发动机原位更换进气机匣的工装及更换方法

技术领域

本发明涉及航空发动机制造及维修的技术领域，尤其涉及一种用于航空发动机原位更换进气机匣的工装及更换方法。

背景技术

某型航空发动机，进气机匣固定支板采用TC4板材超塑成形工艺，由于内部可能存在无损检测难以检出的蠕变孔洞，以及存在材料厚薄不均或产生褶皱缺陷，形成强度薄弱区，因此该型航空发动机进气机匣固定支板裂纹故障近年成为内外场常见故障。

发动机试车合格后，固定支板若出现裂纹，必须对故障件更换并重新附加试车后，发动机才能交付出厂。而由于进气机匣固定支板为焊接件，无法单独更换，需对进气机匣整体进行更换。

以往更换进气机匣发动机正常分解工艺流程为：

发动机总装分解(8H)→发动机传装分解(8H)→风扇单元体分解(4H)→进气机匣修理→风扇机匣及支点同心度测量(8H)→进气机匣装配→风扇组合件装配平衡(8H)→风扇单元体装配(6H)→发动机传动装配(32H)→发动机总装配(16H)。

按照正常分解流程10个工步，除进气机匣修理装配外的工序耗时约90工作小时，操作过程耗时长、劳动强度大、工艺过程繁琐，不能满足快速交付装备的需求。

发明内容

为克服现有更换进气机匣工艺存在的上述不足，本发明所要解决的技术问题是：提供一种可缓解劳动强度、缩短操作时间的用于航空发动机原位更换进气机匣的工装及更换方法。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：

用于航空发动机原位更换进气机匣的工装，包括一套支承顶具，所述支承顶具包括安装盘、螺杆和顶紧套筒，所述安装盘的中部设有与螺杆相匹配的螺纹孔，所述安装盘的边缘设有与涡轮后机匣安装边上的螺钉孔相对应的通孔，所述螺杆穿过螺纹孔后与顶紧套筒的后端转动连接，顶紧套筒的前端可在螺杆前移时顶在低压转子后支承的轴承内环上。

进一步的是，所述螺杆与顶紧套筒相连的一端设有轴肩和挡板，挡板通过沉头螺钉固定在螺杆端部，所述螺杆穿过顶紧套筒后端的圆孔后通过挡板和轴肩对顶紧套筒进行前后限位。

进一步的是，所述螺杆远离顶紧套筒的一端设有转动把手。

进一步的是，所述安装盘在靠近顶紧套筒的一侧设有导柱，导柱轴线与螺杆轴线平行，所述顶紧套筒上设有与所述导柱相匹配的导孔，所述顶紧套筒在导孔作用下沿导柱滑动。

进一步的是，所述安装盘上远离顶紧套筒的一侧设有安装吊耳。

进一步的是，还包括一套工艺进气机匣，所述工艺进气机匣包括基板，基板中部设有与进气机匣前支承点轴承座相匹配的工艺轴承座，基板周边设有与风扇一级机匣前安装边上的螺钉孔相对应的通孔。

进一步的是，所述工艺轴承座与基板通过螺栓进行连接，在基板的外端面设有工艺吊耳。

用于航空发动机原位更换进气机匣的更换方法，包括以下步骤：

步骤一、将发动机竖直放置在拆装机架上，并使进气机匣处于发动机顶部；

步骤二、在发动机底部的涡轮后机匣上安装支承顶具，并转动螺杆使顶紧套筒的前端顶在低压涡轮的轴承内环上；

步骤三、对发动机进行拆卸，首先进行外部管路附件局部分解，然后传装局部分解、风扇单元体局部分解，最后分解进气机匣；

步骤四、从发动机顶部取下进气机匣后，将工艺进气机匣装配到原进气机匣的位置，用螺钉将其周边与风扇一级机匣的安装边连接，中部的工艺轴承座对前支承点滚珠轴承进行轴向约束；

步骤五、更换进气机匣，取下工艺进气机匣，按照步骤三进行逆向装配，直至完成进气机匣的更换。

进一步的是，在更换进气机匣后对风扇单元体的前支承点同心度进行测量，调整设备直至同心度满足不大于0.07mm的要求。

进一步的是，在测量前支承点同心度时，按以下方式进行：使用原进气机匣测量得到前支承点同心度为Z，圆心坐标为(x、y)，原进气机匣同心度为Z1，圆心坐标为(x1、y1)，更换后进气机匣同心度为Z1＇，圆心坐标为(x1＇、y1＇)，更换进气机匣后进气机匣同心度变化量为△Z，更换进气机匣后前支承点同心度为Z＇，圆心坐标为(x＇、y＇)，更换进气机匣后前支承点同心度Z＇为原前支承点同心度与进气机匣同心度变化量△Z的叠加，则更换进气机匣后前支承点同心度Z＇在x、y坐标系中坐标及同心度值如下：

x＇＝x-x1+x1＇

y＇＝y-y1+y1＇

本发明的有益效果是：通过设计一套支承顶具，在分解进气机匣前将支承顶具安装在涡轮后机匣安装边上，并对低压涡轮的轴承内环进行支撑，从而对整个低压转子起到轴向定位作用，保证了发动机静止状态的安全稳定，降低了更换进气机匣过程中发动机的分解深度和工人劳动强度，缩短了操作时间，提升了产品质量，满足快速交付装备的需求和储备战时外场抢修技术。

附图说明

图1是发动机低压转子结构示意图。

图2是支承顶具安装结构示意图。

图3是支承顶具结构主视图。

图4是工艺进气机匣结构主视图。

图5是工艺进气机匣结构俯视图。

图6是更换进气机匣后同心度换算示意图。

图中标记为，1-支承顶具，2-工艺进气机匣，3-涡轮后机匣，4-后支承，5-进气机匣，6-风扇一级机匣，7-前支承，8-中间支承，11-安装盘，12-螺杆，13-顶紧套筒，111-导柱，112-安装吊耳，121-轴肩，122-挡板，123-转动把手，131-导孔，21-基板，22-工艺轴承座，23-工艺吊耳。

具体实施方式

下面结合附图对本发明进一步说明。

如图1所示，涡扇-10发动机低压转子采用1-1-1支承形式。低压转子的前支承7为滚珠轴承，承载低压转子的轴向负荷和部分径向负荷，外环装在进气机匣5的轴承座内，内环上下半环分别装在风扇前轴颈上；低压转子的中间支承8为滚棒轴承，外环装在中介机匣上的二支点支承组件轴承座内，内环装在风扇转子后轴颈上，承载低压转子的部分径向负荷；低压转子的后支承4为滚棒轴承，外环装在装涡轮后机匣内的轴承座上，内环装在低压涡轮轴后轴颈上，承载低压转子的部分径向负荷。

根据低压转子支承结构，在更换进气机匣5时必须分下低压转子前支点滚珠轴承，此时发动机低压转子轴向失去约束。传统更换方法是要拆掉整个低压转子部分，本申请则通过研制一种专用工装，在分解进气机匣前将其从转子后端轴承压紧低压涡轮轴承内环，对低压转子进行支撑，从而保证发动机静止状态的安全稳定，也就降低了后续的分解深度。

如图2、图3所示，本申请用于航空发动机原位更换进气机匣的工装，包括一套支承顶具1，所述支承顶具1包括安装盘11、螺杆12和顶紧套筒13，所述安装盘11的中部设有与螺杆12相匹配的螺纹孔，所述安装盘11的边缘设有与涡轮后机匣3安装边上的螺钉孔相对应的通孔，所述螺杆12穿过螺纹孔后与顶紧套筒13的后端转动连接，顶紧套筒13的前端可在螺杆12前移时顶在低压转子的后支承4的轴承内环上。安装时先利用螺钉穿过通孔将安装盘11边缘与涡轮后机匣3的安装边固定在一起，然后转动螺杆12，推动顶紧套筒13向前移动，直到顶紧套筒13前端顶紧在低压转子的后支承4的轴承内环上。此时低压转子重量由低压转子后支承4的内环传递至支承顶具1，再传递至涡轮后机匣3，从而利用蜗轮后机匣3对整个低压转子起到支承作用，保证了发动机静止状态的安全稳定。

对于螺杆12与顶紧套筒13的转动连接，有很多种结构形式，本申请为了简化结构，在所述螺杆12与顶紧套筒13相连的一端设有轴肩121和挡板122，挡板122通过沉头螺钉固定在螺杆12端部，在与顶紧套筒13连接时，首先取下挡板122，将所述螺杆12穿过顶紧套筒13后端的圆孔，然后装上挡板122，利用挡板122和轴肩121对顶紧套筒13进行前后限位，从而实现螺杆12与顶紧套筒13的转动连接。为了方便转动螺杆12，可在所述螺杆12远离顶紧套筒13的一端设置转动把手123。

在转动螺杆12的过程中，虽然螺杆12与顶紧套筒13为转动连接，但顶紧套筒13仍然有可能随着螺杆12一起转动，从而对低压转子后支承4的轴承造成磨损。为避免出现该情况，在所述安装盘11在靠近顶紧套筒13的一侧设有导柱111，导柱111最好包括两根，其轴线与螺杆12轴线平行，所述顶紧套筒13上设有与所述导柱111相匹配的导孔131，所述顶紧套筒13在导孔131作用下沿导柱111滑动。设置导柱111和导孔131后，可避免顶紧套管13随螺杆12转动，同时提高顶紧套筒13的移动精度，保证对低压转子后支承4的轴承内环起到稳定支承作用。

由于航空发动机尺寸较大，对应的支承顶具1也会具有较大重量，因此为了方便安装和吊运，在所述安装盘11上远离顶紧套筒13的一侧设有安装吊耳112，安装吊耳112最好对称设置两个，提高吊运的稳定性。

此外，在取下进气机匣5后，虽然在轴向上有支承顶具1对低压转子进行支承，但前支承7在径向上却失去了约束，导致上方的风扇一级机匣6不够稳定，存在一定安全隐患。因此进一步的方案是，再设计一套工艺进气机匣2，如图4、图5所示，所述工艺进气机匣2包括基板21，基板21中部设有与进气机匣5前支承轴承座相匹配的工艺轴承座22，基板21周边设有与风扇一级机匣6前安装边上的螺钉孔相对应的通孔。在取下进气机匣5后，可用该工艺机匣2暂时替代，将其装在风扇一级机匣6的上安装边上，并利用中部的工艺轴承座22对前支承7的轴承进行定位，从而保证低压转子的整体稳定性。

同样，由于航空发动机尺寸较大，对应的工艺进气机匣2也会具有较大重量，但对基板21支承强度要求不高，因此可不必采用圆盘形的基板21，只需一块矩形基板即可。为了方便工艺轴承座22与前支承点轴承的安装，将所述工艺轴承座22与基板21通过螺栓进行连接，安装时可先将工艺轴承座22套在前支承7的轴承上，然后再通过螺栓与基板21相连。同样，为了方便工具的吊运和安装，在工艺进气机匣的基板21的外端面设有工艺吊耳23，工艺吊耳23最好对称设置两个，提高吊运的稳定性。

采用上述工装进行航空发动机原位更换进气机匣的更换方法是，包括以下步骤：

步骤一、将发动机竖直放置在拆装机架上，并使进气机匣处于发动机顶部；

步骤二、在发动机底部的涡轮后机匣上安装支承顶具，并转动螺杆使顶紧套筒的前端顶在低压涡轮的轴承内环上；

步骤三、对发动机进行拆卸，首先进行外部管路附件局部分解，然后传装局部分解、风扇单元体局部分解，最后分解进气机匣；

步骤四、从发动机顶部取下进气机匣后，将工艺进气机匣装配到原进气机匣的位置，用螺钉将其周边与风扇一级机匣的安装边连接，中部的工艺轴承座对前支承点滚珠轴承进行轴向约束；

步骤五、更换进气机匣，取下工艺进气机匣，按照步骤三进行逆向装配，直至完成进气机匣的更换。

采用上述方法，在满足进气机匣原位分解，确保低压转子专用顶具固定有效的前提下，采用最小程度的分解。外部管路附件局部分解包括分解发动机主电缆、加力点火电缆、喷口反馈钢索、加力供油管路、应急放油管路、喷口液压作动筒管路等分布在加力筒体上的管路、进口温度感受附件管路、防冰控制附件至进气机匣引气管、前腔供油管、前腔回油管、加力燃滑油散热器，进口温度感受附件、收扩喷口，总耗时约4小时；传装局部分解包括加力筒体前段、扩散器、整流锥、隔热屏、后盖组件，耗时约3小时；风扇单元体局部分解包括低压作动筒及支架，耗时约1小时；分解进气机匣，约耗时1小时。装配恢复为前述工序的逆向过程，共约耗时13小时，相比传统方式约90小时的工作量，大大缩短了操作时间，降低了工人劳动强度，同时拆解深度降低，也有利于提高发动机产品质量。

在更换进气机匣后，不可避免的会在装配精度上出现一定误差，特别是轴向跳动和同心度，因此，为保证产品质量，在更换进气机匣后需对风扇单元体的前支承点同心度进行测量，通过调整设备直至同心度满足不大于0.07mm的要求。

进气机匣跳动使用工装可进行测量，比较好控制，而前支承点因原位分解进气机匣情况下中介机匣及风扇机匣未分解无法直接测量，可通过间接方法进行换算。前支承点同心度由两部分组成：一部分是中介机匣、风扇三级机匣、风扇二级机匣和风扇一级机匣安装边拟合出相对于基准的同心度Z2；另一部分是进气机匣轴承安装面相对于风扇一级机匣的安装边15个定位销的同心度Z1。在更换进气机匣后，由中介机匣、风扇三级机匣、风扇二级机匣及风扇一级机匣安装边拟合出相对于基准的同心度Z2不变，故只需测量更换前后进气机匣同心度Z1的变化情况

因此，在测量前支承点同心度时，可按以下方式进行：使用原进气机匣测量得到前支承点同心度为Z，圆心坐标为(x、y)，原进气机匣同心度为Z1，圆心坐标为(x1、y1)，更换后进气机匣同心度为Z1＇，圆心坐标为(x1＇、y1＇)，更换进气机匣后进气机匣同心度变化量为△Z，更换进气机匣后前支承点同心度为Z＇，圆心坐标为(x＇、y＇)，更换进气机匣后前支承点同心度Z＇为原前支承点同心度与进气机匣同心度变化量△Z的叠加，如图6所示，则更换进气机匣后前支承点同心度Z＇在x、y坐标系中坐标及同心度值如下：

x＇＝x-x1+x1＇

y＇＝y-y1+y1＇

通过技术验证，采用本申请所述的原位更换方法，在更换进气机匣后可保证装配精度满足要求。并且将进气机匣更换由传统工艺的90小时，压缩至13小时，必换件及人力成本由7万元降低至2万元，大大降低了时间成本和人力物力成本，同时减少了发动机分解部件，传统工艺排故过程中需占用发动机车架、附件机匣车架、风扇单元体车架、低压涡轮车架、涡轮后机匣车架，新工艺发明仅需占用发动机车架，对现场生产干扰降到最低，具有很好的推广应用前景。

Claims (8)

1.用于航空发动机原位更换进气机匣的更换方法，包括用于航空发动机原位更换进气机匣的工装，该工装包括一套支承顶具（1），所述支承顶具（1）包括安装盘（11）、螺杆（12）和顶紧套筒（13），所述安装盘（11）的中部设有与螺杆（12）相匹配的螺纹孔，所述安装盘（11）的边缘设有与涡轮后机匣（3）安装边上的螺钉孔相对应的通孔，所述螺杆（12）穿过螺纹孔后与顶紧套筒（13）的后端转动连接，顶紧套筒（13）的前端可在螺杆（12）前移时顶在低压转子后支承（4）的轴承内环上；还包括一套工艺进气机匣（2），所述工艺进气机匣（2）包括基板（21），基板（21）中部设有与进气机匣（5）前支承轴承座相匹配的工艺轴承座（22），基板（21）周边设有与风扇一级机匣（6）前安装边上的螺钉孔相对应的通孔，其特征是，该更换方法包括以下步骤：

步骤一、将发动机竖直放置在拆装机架上，并使进气机匣处于发动机顶部；

步骤二、在发动机底部的涡轮后机匣上安装支承顶具，并转动螺杆使顶紧套筒的前端顶在低压涡轮的轴承内环上；

步骤三、对发动机进行拆卸，首先进行外部管路附件局部分解，然后传装局部分解、风扇单元体局部分解，最后分解进气机匣；

步骤四、从发动机顶部取下进气机匣后，将工艺进气机匣装配到原进气机匣的位置，用螺钉将其周边与风扇一级机匣的安装边连接，中部的工艺轴承座对前支承的滚珠轴承进行轴向约束；

步骤五、更换进气机匣，取下工艺进气机匣，按照步骤三进行逆向装配，直至完成进气机匣的更换。

2.如权利要求1所述的用于航空发动机原位更换进气机匣的更换方法，其特征是：所述螺杆（12）与顶紧套筒（13）相连的一端设有轴肩（121）和挡板（122），挡板（122）通过沉头螺钉固定在螺杆（12）端部，所述螺杆（12）穿过顶紧套筒（13）后端的圆孔后通过挡板（122）和轴肩（121）对顶紧套筒（13）进行前后限位。

3.如权利要求2所述的用于航空发动机原位更换进气机匣的更换方法，其特征是：所述螺杆（12）远离顶紧套筒（13）的一端设有转动把手（123）。

4.如权利要求1所述的用于航空发动机原位更换进气机匣的更换方法，其特征是：所述安装盘（11）在靠近顶紧套筒（13）的一侧设有导柱（111），导柱（111）轴线与螺杆（12）轴线平行，所述顶紧套筒（13）上设有与所述导柱（111）相匹配的导孔（131），所述顶紧套筒（13）在导孔（131）作用下沿导柱（111）滑动。

5.如权利要求4所述的用于航空发动机原位更换进气机匣的更换方法，其特征是：所述安装盘（11）上远离顶紧套筒（13）的一侧设有安装吊耳（112）。

6.如权利要求1所述的用于航空发动机原位更换进气机匣的更换方法，其特征是：所述工艺轴承座（22）与基板（21）通过螺栓进行连接，在基板（21）的外端面设有工艺吊耳（23）。

7.如权利要求1所述的用于航空发动机原位更换进气机匣的更换方法，其特征是：在更换进气机匣后对风扇单元体的前支承点同心度进行测量，调整设备直至同心度满足不大于0.07mm的要求。

8.如权利要求7所述的用于航空发动机原位更换进气机匣的更换方法，其特征是：在测量前支承点同心度时，按以下方式进行：使用原进气机匣测量得到前支承点同心度为Z，圆心坐标为（x、y），原进气机匣同心度为Z1，圆心坐标为（x1、y1），更换后进气机匣同心度为Z1＇，圆心坐标为（x1＇、y1＇），更换进气机匣后进气机匣同心度变化量为△Z，更换进气机匣后前支承点同心度为Z＇，圆心坐标为（x＇、y＇），更换进气机匣后前支承点同心度Z＇为原前支承点同心度与进气机匣同心度变化量△Z的叠加，则更换进气机匣后前支承点同心度Z＇在x、y坐标系中坐标及同心度值如下：

x＇=x-x1+x1＇

y＇=y-y1+y1＇

Z＇=

。

Images