CN113756875B - 一种航空发动机核心机整机动平衡装配方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于本发明属于航空发动机装配技术领域，特别涉及一种航空发动机核心机整机动平衡装配方法，包括步骤1：进行核心机的尺寸链计算和转子组件平衡；步骤2：组装高压涡轮机匣组件；步骤3：装配涡轮转子组件和件火焰筒；步骤4：将高压涡轮导向器组件装配到第二级扩压器上；步骤5：将第二级离心叶轮装配至涡轮转子组件上；步骤6：依次装配回流器、第一级扩压器、第一级离心叶轮和中心拉杆的组合件；步骤7：将中心拉杆装配至进气机匣上，再依次将中间机匣和进气机匣装配到中心拉杆上；步骤8：将拉紧螺母装配至中心拉杆端部，拉伸中心拉杆，在中心拉杆处于拉伸状态下拧紧拉紧螺母，完成装配；步骤9：将动平衡装置装配至核心机整机上，在平衡机上进行核心机整机动平衡。
Description
技术领域
本发明属于航空发动机装配技术领域，特别涉及一种航空发动机核心机整机动平衡装配方法。
背景技术
发动机装配完成后进行试车时，容易出现振动大的故障，排查起来很困难。随着动平衡技术的发展，零组件动平衡，转静子、转子间联平发展到整机动平衡，发动机核心机转子受结构限制，不能完全模块化设计装配，即转子组件动平衡合格后，需要分解到零件状态参与整机装配，众所周知，航空发动机零组件动平衡精度高，每次装配，由于存在复杂的配合关系，不平衡量均会不同程度的发生变化，且量值变化规律性差，所以无法100％保证整机工作性能合格率，整机动平衡验证是目前国际上最为直接、有效的保证发动机可靠工作的有效措施之一。
发明内容
本发明的目的为：提供一种航空发动机核心机整机动平衡装配方法，该方法可以减少发动机振动故障，提升发动机装配后的整机工作性能。。
本发明的技术方案：
一种航空发动机核心机整机动平衡装配方法，包括以下步骤：
步骤1：进行核心机的尺寸链计算和转子组件平衡；
步骤2：组装高压涡轮机匣组件；
步骤3：装配涡轮转子组件和件火焰筒；
步骤4：将高压涡轮导向器组件装配到第二级扩压器上；
步骤5：将第二级离心叶轮装配至涡轮转子组件上；
步骤6：依次装配回流器、第一级扩压器、第一级离心叶轮和中心拉杆的组合件；
步骤7：将中心拉杆装配至进气机匣上，再装配中间机匣和进气机匣装配；
步骤8：将拉紧螺母装配至中心拉杆端部，拉伸中心拉杆，在中心拉杆处于拉伸状态下拧紧拉紧螺母，完成装配；
步骤9：将动平衡装置装配至核心机整机上，在平衡机上进行核心机整机动平衡。
进一步，步骤1中的转子组件包括涡轮转子组件、第二级离心叶轮、第一级离心叶轮和中心拉杆；
步骤1进行转子组件动平衡，是先将涡轮转子组件、第二级离心叶轮、第一级离心叶轮和中心拉杆组合装配后再进行动平衡，转子组件动平衡合格后，将涡轮转子组件、第二级离心叶轮、第一级离心叶轮和中心拉杆的在动平衡状态下的相对位置进行标记，标记后再将涡轮转子组件、第二级离心叶轮、第一级离心叶轮和中心拉杆拆分。
进一步，步骤2所述的高压涡轮机匣组件包括后轴承支座组件和高压涡轮机匣，装配时，将将后轴承支座组件装配在高压涡轮机匣上，二者之间通过四个螺栓连接，拧紧螺栓时，位于同一对角线上的螺栓依次拧紧，高压涡轮机匣组件装配完成后，进行竖直放置。
进一步，步骤3是将涡轮转子组件和火焰筒装配置步骤2得到的高压涡轮机匣组件上，火焰筒上的销孔与高压涡轮机匣组件中的高压涡轮机匣上的孔相对应，使用定位销将火焰筒与高雅涡轮机匣的相对位置固定。
进一步，步骤5将第二级离心叶轮装配至涡轮转子组件上时，确保第二级离心叶轮和涡轮转子组件的相对位置与步骤1中转子组件处于动平衡状态时标记的位置保持一致。
进一步，步骤6具体是：将回流器、第一级扩压器装配到第二级扩压器上，第一级离心叶轮及中心拉杆的组合件通过第一级离心叶轮和第二级离心叶轮端齿连接装配。
进一步，步骤8结束后，检查转子组件应转动灵活，无异常声响。
进一步，步骤9所述的动平衡装置包括前支板、后支板、涨紧轴和固定工具，将动平衡装置装配至核心机整机上时，在完成装配的核心机进气机匣端安装前支板，并用螺栓由后至前拧紧固定；将涨紧轴从中心拉杆端部插入到中心拉杆内，将固定工具安装在涨紧轴和前支板上，通过固定工具将涨紧轴拧紧在中心拉杆上，防止涨紧轴转动，涨紧轴固定后，拆下固定工具；将核心机翻转，在其后端安装后支板，并用螺栓由后至前拧紧固定。
进一步，前支板包括前吊装板、前盖、前定心轴套，前盖安装在核心机进气机匣端面上，前吊装板通过螺栓安装在前盖外侧边缘，前定心轴套通过螺钉安装在前盖中部，前定心轴套外端部连接固定工具一端，固定工具另一端连接涨紧轴，固定涨紧轴使其不发生旋转；
后支板包括后吊装板、后盖、后定心轴套，后盖安装在核心机后端面上，后吊装板通过螺栓安装在后盖外侧边缘，后定心轴套通过螺钉安装在后盖中部；
涨紧轴包括主轴A、主轴B、拉紧螺栓D，主轴A分大端和小端，主轴B也分为大端和小端，主轴B的小端插入到主轴A的小端中，主轴A的小端外部依次套设由弹性套E、衬套C和弹性套F，弹性套E一端通过销钉H固定在主轴A的大端端面上，弹性套E另一端压紧衬套C，弹性套F一端通过销钉H固定在主轴B的大端端面上，弹性套F另一端也压紧衬套C，拉紧螺栓D的螺帽端位于主轴A的大端内，拉紧螺栓D螺杆端穿入主轴A的小端与主轴B的小端螺纹连接，所述的主轴A小端上设置有沿周向的限位槽，所述的主轴B小端设置有沿径向的限位销G，所述的限位销插入到限位槽内，通过旋转拉紧螺栓D，使螺杆端在主轴B小端内旋紧选出，带动主轴B沿轴线方向移动，主轴B沿轴线移动来拉扯或挤压弹性套E、弹性套F，从而调整弹性套E、F的直径大小，使弹性套E、弹性套F与核心机的中心拉杆紧密配合，达到驱动核心机转动的目的。
进一步，将涨紧轴从中心拉杆端部插入到中心拉杆内后，手动转动涨紧轴并带动转子旋转，若涨紧轴与中心拉杆不存在相对窜动，所选涨紧轴合适；若相对移动，则需要再拧紧涨紧轴的拉紧螺栓D，或更换涨紧轴至更高级别。
本发明的有益效果：与现有技术相比，采用本工艺方法是通过将发动机装配成整机动平衡的组件状态，装配合适的动平衡装置后，进行整机动平衡，本发明通过建立动平衡装置与发动机本体的配合关系后，可以高质量的完成核心机整机动平衡，有利于提高发动机的整机性能，降低振动故障发生的概率。
附图说明
图1是整机核心机装配完成后的剖视图；
图2是整机动平衡装置结构示意图；
图3是前支板结构示意图；
图4是后支板结构示意图；
图5是涨紧轴结构示意图；
其中，1、后轴承支座组件，2、高压涡轮机匣，3、涡轮转子组件，4、火焰筒，5、第二级扩压器，6、第二级离心叶轮，7、回流器，8、第一级扩压器，9、第一级离心叶轮，10、中心拉杆，11、前支板，12、后支板，13、涨紧轴，14、固定工具，15、前吊装板，16、前盖，17、前定心轴套，18、螺栓，19、后吊装板，20、后盖，21、后定心轴套，22、主轴A，23、主轴B，24、衬套C，25、拉紧螺栓D，26、弹性套E，27、弹性套F，28、限位销G，29、销钉H。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作详细的介绍：
一种航空发动机核心机整机动平衡装配方法，包括以下步骤：
步骤1：进行核心机的尺寸链计算和转子组件平衡；
转子组件包括涡轮转子组件3、第二级离心叶轮6、第一级离心叶轮9和中心拉杆10；进行转子组件动平衡，是先将涡轮转子组件3、第二级离心叶轮6、第一级离心叶轮9和中心拉杆10组合装配后再进行动平衡，转子组件动平衡合格后，将涡轮转子组件3、第二级离心叶轮6、第一级离心叶轮9和中心拉杆10在动平衡状态下的相对位置进行标记，标记后再将涡轮转子组件3、第二级离心叶轮6、第一级离心叶轮9和中心拉杆10拆分。
步骤2：组装高压涡轮机匣组件；
高压涡轮机匣组件包括后轴承支座组件1和高压涡轮机匣2，装配时，将将后轴承支座组件1装配在高压涡轮机匣2上，二者之间通过四个螺栓连接，拧紧螺栓时，位于同一对角线上的螺栓依次拧紧，螺栓需按顺序拧紧，保证两个组件之间的可靠连接，高压涡轮机匣组件装配完成后，进行竖直放置，便于后续装配的部件依靠重力确保装配良好。
步骤3：装配涡轮转子组件3和件火焰筒4；
将涡轮转子组件3和火焰筒4装配置步骤2得到的高压涡轮机匣组件上，火焰筒4上的销孔与高压涡轮机匣组件中的高压涡轮机匣2上的孔相对应，使用定位销将火焰筒4与高雅涡轮机匣2的相对位置固定。
步骤4：将高压涡轮导向器组件装配到第二级扩压器5上，两个零件的装配位置是唯一的；
步骤5：将第二级离心叶轮6装配至涡轮转子组件3上；
将第二级离心叶轮6装配至涡轮转子组件3上时，确保第二级离心叶轮6和涡轮转子组件6的相对位置与步骤1中转子组件处于动平衡状态时标记的位置保持一致。
步骤6：依次装配回流器7、第一级扩压器8、第一级离心叶轮9和中心拉杆10的组合件；
具体是：将回流器7、第一级扩压器8装配到第二级扩压器5上，第一级离心叶轮9及中心拉杆10的组合件通过第一级离心叶轮9和第二级离心叶轮6端齿连接装配。
步骤7：将中心拉杆10装配至进气机匣上，再装配中间机匣和进气机匣装配；进气机匣上轴承与中心拉杆之间为过盈配合，需使用专用工装将轴承装配到位；
步骤8：将拉紧螺母装配至中心拉杆10端部，拉伸中心拉杆10，在中心拉杆10处于拉伸状态下拧紧拉紧螺母，保证各转子组件之间的可靠连接，完成装配，如图1所示的状态；步骤8结束后，检查转子组件应转动灵活，无异常声响；
步骤9：将动平衡装置装配至核心机上，在平衡机上进行核心机整机动平衡。
在本实施例中，如图2所示，动平衡装置包括前支板11、后支板12、涨紧轴13和固定工具14，将动平衡装置装配至核心机整机上时，在完成装配的核心机进气机匣端安装前支板11，并用螺栓由后至前拧紧固定；将涨紧轴13从中心拉杆10端部插入到中心拉杆10内，手动转动涨紧轴13并带动转子旋转，若涨紧轴13与中心拉杆10不存在相对窜动，所选涨紧轴13合适；若相对移动，则需要再拧紧涨紧轴13的拉紧螺栓D25，或更换涨紧轴13至更高级别。
在本实施例中，将固定工具14安装在涨紧轴13和前支板11上，通过固定工具14将涨紧轴13拧紧在中心拉杆10上，防止涨紧轴13转动，涨紧轴13固定后，拆下固定工具14；将核心机翻转，在其后端安装后支板12，并用螺栓18由后至前拧紧固定。
另外，在本实施例中，根据中心拉杆内径尺寸的不同，选择不同级别的涨紧轴13。安装时，选用配合紧度最相近的使用，涨紧轴13安装后，手动转动涨紧轴13并带动转子旋转。若涨紧轴13与中心拉杆不存在相对窜动，所选涨紧轴13合适；若相对移动，则需要再拧紧涨紧轴13的拉紧螺栓D，或更换涨紧轴13至更高级别。
在本实施例中，如图3所示，前支板11包括前吊装板15、前盖16、前定心轴套17，前盖16安装在核心机进气机匣端面上，前吊装板15通过螺栓18安装在前盖16外侧边缘，前定心轴套17通过螺钉18安装在前盖16中部，前定心轴套17外端部连接固定工具14一端，固定工具14另一端连接涨紧轴13，固定涨紧轴13使其不发生旋转；
在本实施例中，如图4所示，后支板2包括后吊装板19、后盖20、后定心轴套21，后盖20安装在核心机后端面上，后吊装板19通过螺栓18安装在后盖2外侧边缘，后定心轴套21通过螺钉18安装在后盖20中部；
在本实施例中，如图5所示，涨紧轴13包括主轴A22、主轴B23、拉紧螺栓D25，主轴A22分大端和小端，主轴B23也分为大端和小端，主轴B23的小端插入到主轴A22的小端中，主轴A22的小端外部依次套设由弹性套E26、衬套C24和弹性套F27，弹性套E26一端通过销钉H29固定在主轴A22的大端端面上，弹性套E26另一端压紧衬套C24，弹性套F27一端通过销钉H29固定在主轴B23的大端端面上，弹性套F27另一端也压紧衬套C24，拉紧螺栓D25的螺帽端位于主轴A22的大端内，拉紧螺栓D23螺杆端穿入主轴A22的小端与主轴B23的小端螺纹连接，所述的主轴A22小端上设置有沿周向的限位槽，所述的主轴B23小端设置有沿径向的限位销G28，所述的限位销G28插入到限位槽内，通过旋转拉紧螺栓D(25)，使螺杆端在主轴B23小端内旋紧选出，带动主轴B23沿轴线方向移动，主轴B23沿轴线移动来拉扯或挤压弹性套E26、弹性套F27，从而调整弹性套E26、弹性套F27的直径大小，使弹性套E26、弹性套F27与核心机的中心拉杆10紧密配合，达到驱动核心机转动的目的。
本发明采用本工艺方法是通过将发动机装配成整机动平衡的组件状态，装配合适的动平衡装置后，进行整机动平衡。使用平衡机进行动平衡，进气机匣端不平衡量为3.5g.cm，涡轮端不平衡量为5.6g.cm，动平衡完成，发动机进行试车，各项性能合格，无振动异常情况。
本发明通过建立动平衡装置与发动机本体的配合关系后，可以高质量的完成核心机整机动平衡，有利于提高发动机的整机性能，降低振动故障发生的概率。
上面对本发明进行了示例性描述，显然本发明具体实现并不受上述方式的限制，只要采用了本发明的方法构思和技术方案进行的各种非实质性的改进，或未经改进将本发明的构思和技术方案直接应用于其它场合的，均在本发明的保护范围之内。
Claims (9)
1.一种航空发动机核心机整机动平衡装配方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤1：进行核心机的尺寸链计算和转子组件动平衡；
步骤2：组装高压涡轮机匣组件；
步骤3：装配涡轮转子组件(3)和火焰筒(4)；
步骤4：将高压涡轮导向器组件装配到第二级扩压器(5)上；
步骤5：将第二级离心叶轮(6)装配至涡轮转子组件(3)上；
步骤6：依次装配回流器(7)、第一级扩压器(8)、第一级离心叶轮(9)和中心拉杆(10)的组合件；
步骤7：将中心拉杆(10)装配至进气机匣上，再装配中间机匣和进气机匣装配；
步骤8：将拉紧螺母装配至中心拉杆(10)端部，拉伸中心拉杆(10)，在中心拉杆(10)处于拉伸状态下拧紧拉紧螺母，完成装配；
步骤9：将动平衡装置装配至核心机上，在平衡机上进行核心机整机动平衡；动平衡装置包括前支板(11)、后支板(12)、涨紧轴(13)和固定工具(14)，将动平衡装置装配至核心机整机上时，在完成装配的核心机进气机匣端安装前支板(11)，并用螺栓由后至前拧紧固定；将涨紧轴(13)从中心拉杆(10)端部插入到中心拉杆(10)内，将固定工具(14)安装在涨紧轴(13)和前支板(11)上，通过固定工具(14)将涨紧轴(13)拧紧在中心拉杆(10)上，防止涨紧轴(13)转动，涨紧轴(13)固定后，拆下固定工具(14)；将核心机翻转，在其后端安装后支板(12)，并用螺栓(18)由后至前拧紧固定。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机核心机整机动平衡装配方法，其特征在于：步骤1中的转子组件包括涡轮转子组件(3)、第二级离心叶轮(6)、第一级离心叶轮(9)和中心拉杆(10)；
步骤1进行转子组件动平衡，是先将涡轮转子组件(3)、第二级离心叶轮(6)、第一级离心叶轮(9)和中心拉杆(10)组合装配后再进行动平衡，转子组件动平衡合格后，将涡轮转子组件(3)、第二级离心叶轮(6)、第一级离心叶轮(9)和中心拉杆(10)在动平衡状态下的相对位置进行标记，标记后再将涡轮转子组件(3)、第二级离心叶轮(6)、第一级离心叶轮(9)和中心拉杆(10)拆分。
3.根据权利要求1所述的一种航空发动机核心机整机动平衡装配方法，其特征在于：步骤2所述的高压涡轮机匣组件包括后轴承支座组件(1)和高压涡轮机匣(2)，装配时，将将后轴承支座组件(1)装配在高压涡轮机匣(2)上，二者之间通过四个螺栓连接，拧紧螺栓时，位于同一对角线上的螺栓依次拧紧，高压涡轮机匣组件装配完成后，进行竖直放置。
4.根据权利要求1所述的一种航空发动机核心机整机动平衡装配方法，其特征在于：步骤3是将涡轮转子组件(3)和火焰筒(4)装配置步骤2得到的高压涡轮机匣组件上，火焰筒(4)上的销孔与高压涡轮机匣组件中的高压涡轮机匣(2)上的孔相对应，使用定位销将火焰筒(4)与高压涡轮机匣(2)的相对位置固定。
5.根据权利要求1所述的一种航空发动机核心机整机动平衡装配方法，其特征在于：步骤5将第二级离心叶轮(6)装配至涡轮转子组件(3)上时，确保第二级离心叶轮(6)和涡轮转子组件(3)的相对位置与步骤1中转子组件处于动平衡状态时标记的位置保持一致。
6.根据权利要求1所述的一种航空发动机核心机整机动平衡装配方法，其特征在于：步骤6具体是：将回流器(7)、第一级扩压器(8)装配到第二级扩压器(5)上，第一级离心叶轮(9)及中心拉杆(10)的组合件通过第一级离心叶轮(9)和第二级离心叶轮(6)端齿连接装配。
7.根据权利要求1所述的一种航空发动机核心机整机动平衡装配方法，其特征在于：步骤8结束后，检查转子组件应转动灵活，无异常声响。
8.根据权利要求1所述的一种航空发动机核心机整机动平衡装配方法，其特征在于：前支板(11)包括前吊装板(15)、前盖(16)、前定心轴套(17)，前盖(16)安装在核心机进气机匣端面上，前吊装板(15)通过螺栓(18)安装在前盖(16)外侧边缘，前定心轴套(17)通过螺钉(18)安装在前盖(16)中部，前定心轴套(17)外端部连接固定工具(14)一端，固定工具(14)另一端连接涨紧轴(13)，固定涨紧轴(13)使其不发生旋转；
后支板(12)包括后吊装板(19)、后盖(20)、后定心轴套(21)，后盖(20)安装在核心机后端面上，后吊装板(19)通过螺栓(18)安装在后盖(20)外侧边缘，后定心轴套(21)通过螺钉(18)安装在后盖(20)中部；
涨紧轴(13)包括主轴A(22)、主轴B(23)、拉紧螺栓D(25)，主轴A(22)分大端和小端，主轴B(23)也分为大端和小端，主轴B(23)的小端插入到主轴A(22)的小端中，主轴A(22)的小端外部依次套设由弹性套E(26)、衬套C(24)和弹性套F(27)，弹性套E(26)一端通过销钉H(29)固定在主轴A(22)的大端端面上，弹性套E(26)另一端压紧衬套C(24)，弹性套F(27)一端通过销钉H(29)固定在主轴B(23)的大端端面上，弹性套F(27)另一端也压紧衬套C(24)，拉紧螺栓D(25)的螺帽端位于主轴A(22)的大端内，拉紧螺栓D(25)螺杆端穿入主轴A(22)的小端与主轴B(23)的小端螺纹连接，所述的主轴A(22)小端上设置有沿周向的限位槽，所述的主轴B(23)小端设置有沿径向的限位销G(28)，所述的限位销G(28)插入到限位槽内，通过旋转拉紧螺栓D(25)，使螺杆端在主轴B(23)小端内旋紧选出，带动主轴B(23)沿轴线方向移动，主轴B(23)沿轴线移动来拉扯或挤压弹性套E(26)、弹性套F(27)，从而调整弹性套E(26)、弹性套F(27)的直径大小，使弹性套E(26)、弹性套F(27)与核心机的中心拉杆(10)紧密配合，达到驱动核心机转动的目的。
9.根据权利要求8所述的一种航空发动机核心机整机动平衡装配方法，其特征在于：将涨紧轴(13)从中心拉杆(10)端部插入到中心拉杆(10)内后，手动转动涨紧轴(13)并带动转子旋转，若涨紧轴(13)与中心拉杆(10)不存在相对窜动，所选涨紧轴(13)合适；若相对移动，则需要再拧紧涨紧轴(13)的拉紧螺栓D(25)，或更换涨紧轴(13)至更高级别。
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