CN114571401A - 航空发动机转子盘分解工装 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航空发动机转子盘分解工装，用于分解相互连接的第一转子盘(10)和第二转子盘(20)，第一转子盘(10)的靠近第二转子盘(20)的一侧设有第一凹槽(11)，第二转子盘(20)设有连接部(21)，连接部(21)插入第一凹槽中且连接部(21)与第一凹槽之间为过盈配合，第二转子盘(20)的靠近第一转子盘(10)的一侧设有第二凹槽(22)，第二凹槽(22)靠近第二转子盘的外缘，其特征在于，分解工装包括分解装置(30)，分解装置包括第一顶块(31)、第二顶块(32)和分解组件，第一顶块顶靠在第一凹槽的进口端面(12)上，第二顶块嵌入第二凹槽中，分解组件用于使第一顶块和第二顶块发生相对运动，以使第一转子盘和第二转子盘分离。

Description

航空发动机转子盘分解工装

技术领域

本发明涉及航空发动机拆解技术领域，尤其涉及一种航空发动机转子盘分解工装。

背景技术

压气机转子是航空发动机的重要组成部分。压气机转子通常由多级盘组成，两个相邻的转子盘通过过盈止口进行连接和定位，分解时需要较大的分解力克服过盈连接处的摩擦力方能实现分解。

相关技术中的分解工装在分解时经常会使转子盘发生变形，影响转子盘后续的正常使用。

需要说明的是，公开于本发明背景技术部分的信息仅仅旨在增加对本发明的总体背景的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域技术人员所公知的现有技术。

发明内容

本发明实施例提供一种航空发动机转子盘分解工装，解决在分解过程中转子盘发生变形的问题。

根据本发明的一个方面，提供一种航空发动机转子盘分解工装，用于分解相互连接的第一转子盘和第二转子盘，第一转子盘的靠近第二转子盘的一侧设有第一凹槽，第二转子盘设有连接部，连接部插入第一凹槽中且连接部与第一凹槽之间为过盈配合，第二转子盘的靠近第一转子盘的一侧设有第二凹槽，第二凹槽靠近第二转子盘的外缘，分解工装包括分解装置，分解装置包括：

第一顶块，顶靠在第一凹槽的进口端面上；

第二顶块，嵌入第二凹槽中；和

分解组件，用于使第一顶块和第二顶块发生相对运动，以使第一转子盘和第二转子盘分离。

在一些实施例中，分解组件包括连接件，连接件与第一顶块通过螺纹连接，连接件与第二顶块连接，且连接件和第二顶块在连接件的轴向方向上保持相对固定。

在一些实施例中，第一顶块包括支撑部和顶靠部，顶靠部与支撑部连接并自连接处向远离第二顶块的方向弯折，支撑部与连接件通过螺纹连接，顶靠部顶靠在第一凹槽的进口端面上。

在一些实施例中，第二转子盘包括锥形段，连接部设置在锥形段的端部，顶靠部包括第一顶靠面和第二顶靠面，第一顶靠面顶靠在第一凹槽的进口端面上，第二顶靠面顶靠在锥形段的外壁上。

在一些实施例中，第一顶块还包括与支撑部连接的延伸部，延伸部自支撑部向远离第二顶块的方向延伸，第一顶块设有贯穿支撑部和延伸部的第一连接孔，第一连接孔的内壁设有内螺纹，连接件的外壁设有与内螺纹配合的外螺纹。

在一些实施例中，分解组件包括限位销，第二顶块设有第二连接孔，连接件的周向设有环形的第三凹槽，限位销穿过第二连接孔插入第三凹槽中以限制第二顶块和连接件在轴向上发生相对运动。

在一些实施例中，分解组件还包括驱动件，驱动件用于驱动第一顶块和第二顶块发生相对运动。

在一些实施例中，分解组件还包括引导杆，引导杆连接于第一顶块和第二顶块之间并用于对第一顶块和第二顶块的相对运动方向进行引导。

在一些实施例中，第二顶块包括插入部，插入部插入第二凹槽中，且插入部沿远离第一顶块的方向呈渐缩形状。

在一些实施例中，分解工装包括多个相对独立的分解装置，多个分解装置沿第一转子盘和第二转子盘的周向均匀布置。

基于上述技术方案，本发明实施例中分解装置包括第一顶块和第二顶块，第一顶块顶靠在过盈配合的第一凹槽的进口端面上，第二顶块嵌入第二凹槽中，第一凹槽的进口端面和第二凹槽均远离转子盘的盘心，且靠近两个转子盘的过盈连接处，因此分解组件在使第一顶块和第二顶块发生相对运动时所施加于第一转子盘和第二转子盘上的力也均远离转子盘的盘心且靠近两个转子盘的过盈连接处，因此不会使转子盘上的辐板发生变形，有利于保持转子盘的原有形状，避免影响转子盘后续的正常使用，有效提高分解质量和分解过程中的安全性。

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为航空发动机转子盘过盈连接结构示意图。

图2为本发明航空发动机转子盘分解工装一个实施例在使用状态的结构示意图。

图3为本发明航空发动机转子盘分解工装一个实施例在使用状态的部分结构剖视图。

图4为本发明航空发动机转子盘分解工装一个实施例中分解装置的结构示意图。

图5为图4中沿A-A截面的剖视图。

图6为图4中沿B-B截面的剖视图。

图中：

10、第一转子盘；11、第一凹槽；12、进口端面；13、第一辐板；

20、第二转子盘；21、连接部；22、第二凹槽；23、第二辐板；

30、分解装置；31、第一顶块；311、支撑部；312、顶靠部；313、延伸部；32、第二顶块；33、连接件；331、第三凹槽；34、限位销；35、引导杆。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“横向”、“纵向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”、“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，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

针对相关技术中转子盘在分解过程中容易发生变形的问题，发明人进行了仔细研究和分析，发现转子盘在分解过程中发生变形的原因主要在于：相关技术中的分解工装在分解转子盘时，分解工具设置在两个相邻转子盘的盘心处，分解工具产生的分解力与转子轴线一致，如图1所示，而两个转子盘的过盈连接段距离盘心较远，作用在第一转子盘10上的分解力F和作用在第二转子盘20上的反作用力F'对第一转子盘10的第一辐板13和第二转子盘20的第二辐板23均会产生弯矩，过盈量越大，需要的分解力越大，产生的弯矩也越大，对第一辐板13和第二辐板23造成的变形就越大。

基于以上分析，发明人对分解工装进行了改进，提出一种结构改进的航空发动机转子盘分解工装。

参考图2-6所示，在本发明提供的航空发动机转子盘分解工装的一些实施例中，该分解工装用于分解相互连接的第一转子盘10和第二转子盘20，第一转子盘10的靠近第二转子盘20的一侧设有第一凹槽11，第二转子盘20设有连接部21，连接部21插入第一凹槽11中且连接部21与第一凹槽11之间为过盈配合，第二转子盘20的靠近第一转子盘10的一侧设有第二凹槽22，第二凹槽22靠近第二转子盘20的外缘，分解工装包括分解装置30，分解装置30包括第一顶块31、第二顶块32和分解组件，第一顶块31顶靠在第一凹槽11的进口端面12上，第二顶块32嵌入第二凹槽22中，分解组件用于使第一顶块31和第二顶块32发生相对运动，以使第一转子盘10和第二转子盘20分离。

在上述实施例中，分解装置30包括第一顶块31和第二顶块32，第一顶块31顶靠在过盈配合的第一凹槽11的进口端面12上，第二顶块32嵌入第二凹槽22中，第一凹槽11的进口端面12和第二凹槽22均远离转子盘的盘心，且靠近两个转子盘的过盈连接处，因此分解组件在使第一顶块31和第二顶块32发生相对运动时所施加于第一转子盘10和第二转子盘20上的力也均远离转子盘的盘心且靠近两个转子盘的过盈连接处，因此不会使转子盘上的辐板发生变形，有利于保持转子盘的原有形状，避免影响转子盘后续的正常使用，有效提高分解质量和分解过程中的安全性。

如图2和图3所示，第一凹槽11自第一转子盘10的靠近第二转子盘20的一侧的表面向远离第二转子盘20的方向延伸，第一凹槽11的进口位于第一转子盘10的靠近第二转子盘20的一侧，第一凹槽11的进口周围为进口端面12，第一转子盘10的靠近第二转子盘20的侧面的围绕第一凹槽11的部分为第一凹槽11的进口端面12。

第一顶块31顶靠在第一凹槽11的进口端面12上，可以在外力施加于第一顶块31时将外力直接传递至第一凹槽11的进口端面12，通过向远离第二转子盘20的方向推动进口端面12而使第一转子盘10脱离第二转子盘20，分解力的作用位置更加直接和精准，分解效率更高。而且，第一凹槽11的进口端面12位于第一辐板13的径向外侧，分解外力作用于进口端面12，还可以避免第一辐板13发生变形，有效保护第一转子盘10。

第二凹槽22设置在第二转子盘20的外缘，第二凹槽22远离第二转子盘20的盘心，且第二凹槽22位于第二辐板23的径向外侧。第二顶块32嵌入第二凹槽22中，在第二顶块32受到反向作用力时，外力通过第二顶块32传递至第二凹槽22，由于第二凹槽22位于第二辐板23的径向外侧，因此分解反作用力不会造成第二辐板23的变形，有效保护第二转子盘20。

在一些实施例中，分解组件包括连接件33，连接件33与第一顶块31通过螺纹连接，连接件33与第二顶块32连接，且连接件33和第二顶块32在连接件33的轴向方向上保持相对固定。在该实施例中，连接件33和第二顶块32在轴向方向上不会发生相对运动，这样在旋转连接件33时，第一顶块31会相对于第二顶块32发生轴向运动，从而增大第一顶块31和第二顶块32之间的轴向距离，实现第一转子盘10和第二转子盘20的分离。

如图4～6所示，在一些实施例中，第一顶块31包括支撑部311和顶靠部312，顶靠部312与支撑部311连接并自连接处向远离第二顶块32的方向弯折，支撑部311与连接件33通过螺纹连接，顶靠部312顶靠在第一凹槽11的进口端面12上。

支撑部311为平板结构，顶靠部312相对于支撑部311倾斜设置。通过设置支撑部311和顶靠部312，在实现第一顶块31与第一转子盘10的相互顶靠的同时便于第一顶块31与第二顶块32的连接，同时便于分解装置30的结构布置。

在一些实施例中，第二转子盘20包括锥形段，第二转子盘20的直径沿远离第一转子盘10的方向逐渐增大。连接部21设置在锥形段的端部，顶靠部312包括第一顶靠面和第二顶靠面，第一顶靠面顶靠在第一凹槽11的进口端面12上，第二顶靠面顶靠在锥形段的外壁上。

如图3所示，进口端面12和第一顶靠面为水平面，锥形段的外壁和第二顶靠面均为倾斜面。

在一些实施例中，第一顶块31还包括与支撑部311连接的延伸部313，延伸部313自支撑部311向远离第二顶块32的方向延伸，第一顶块31设有贯穿支撑部311和延伸部313的第一连接孔，第一连接孔的内壁设有内螺纹，连接件33的外壁设有与内螺纹配合的外螺纹。

通过设置延伸部313，可以增加第一顶块31上设置内螺纹的长度，提高螺纹连接的稳定性，同时通过设置支撑部311和延伸部313的结构，可以减小支撑部311的厚度，便于分解装置30的布置。

在一些实施例中，分解组件包括限位销34，第二顶块32设有第二连接孔，连接件33的周向设有环形的第三凹槽331，限位销34穿过第二连接孔插入第三凹槽331中以限制第二顶块32和连接件33在轴向上发生相对运动。

通过设置第三凹槽331和限位销34，既可以使连接件33能够相对于第二顶块32发生相对转动，又可以限制第二顶块32相对于连接件33作轴向运动，从而在旋转连接件33时使第一顶块31相对于第二顶块32发生轴向运动，改变第一顶块31和第二顶块32之间的轴向距离，实现第一转子盘10和第二转子盘20的分离。

在一些实施例中，分解组件包括驱动件，驱动件用于驱动第一顶块31和第二顶块32发生相对运动。

通过设置驱动件，可以驱动连接件33相对于第一顶块31和第二顶块32转动，进而使第一顶块31和第二顶块32发生相对运动。

驱动件可以为油缸、气缸或者电机等，通过驱动件可以实现自动化拆卸，代替人工拆解，提高拆解效率。

在一些实施例中，分解组件还包括引导杆35，引导杆35连接于第一顶块31和第二顶块32之间并用于对第一顶块31和第二顶块32的相对运动方向进行引导。

引导杆35可以为圆柱形杆，第一顶块31设有第三连接孔，第二顶块32设有第四凹槽，引导杆35穿过第三连接孔并插入第四凹槽中，引导杆35与第三连接孔之间以及引导杆35与第四凹槽之间均为间隙配合，以避免引导杆35对连接件33的转动造成阻碍。

通过设置引导杆35，可以对第一顶块31和第二顶块32的相对运动方向进行引导，还可以限制第一顶块31相对于第二顶块32发生转动，使得第一顶块31在连接件33的旋转作用下只能沿连接件33的轴向运动，从而驱动第一转子盘10和第二转子盘20发生轴向分离。

在一些实施例中，第二顶块32包括插入部，插入部插入第二凹槽22中，且插入部沿远离第一顶块31的方向呈渐缩形状。这种设置既可以便于第二顶块32的插入，又可以增大传递至第二转子盘20的作用力，提高对第二转子盘20的稳固作用，有效保证第二转子盘20在分解过程中的稳定性。

如图2所示，在一些实施例中，分解工装包括多个相对独立的分解装置30，多个分解装置30沿第一转子盘10和第二转子盘20的周向均匀布置。

分解工装设置为包括多个相对独立的分解装置30的结构形式，可以比较方便地将分解装置30安装于第一转子盘10和第二转子盘20之间。

在上述各个实施例中，连接件33可以为带有螺帽的螺杆。

通过对本发明分解工装多个实施例的说明，可以看到本发明分解工装实施例采用外置且多点分布式结构，可以避免分解力和反作用力产生弯矩导致转子盘的辐板发生变形，提高了分解工艺的安全性，而且分解工装整体结构简单，操作方便，工艺成本低，工程应用价值较大。

下面对本发明航空发动机转子盘分解工装一个实施例的操作过程进行说明：

1、在分解之前，需要对分解工装进行组装，组装步骤包括：

将第一顶块31通过螺纹连接于连接件33上；

将带有第一顶块31的连接件33安装到第二顶块32的安装槽内，对齐第一顶块31的第三连接孔与第二顶块32的第四凹槽；

将两个限位销34穿过第二连接孔并插入到第二顶块32的第三凹槽内；

安装两个引导杆35。

2、组装完成后，对过盈连接的第一转子盘10和第二转子盘20进行分解，分解步骤包括：

转动连接件33，调整第一顶块31与第二顶块32的高度差，使得分解装置30能够放置到第一转子盘10和第二转子盘20之间的夹缝内；

周向均布放置多个分解装置30，将第二顶块32插入到第二凹槽中；

转动连接件33，使得第一顶块31与第一转子盘10底部法兰台的进口端面12接触；

逐一拧紧各个分解装置30上的连接件33，驱动第一顶块31缓慢上升，直至将第一转子盘10从第二转子盘20上分离出去。

最后应当说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：在不脱离本发明原理的前提下，依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换，这些修改和等同替换均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。

Claims (10)

1.一种航空发动机转子盘分解工装，用于分解相互连接的第一转子盘(10)和第二转子盘(20)，所述第一转子盘(10)的靠近所述第二转子盘(20)的一侧设有第一凹槽(11)，所述第二转子盘(20)设有连接部(21)，所述连接部(21)插入所述第一凹槽(11)中且所述连接部(21)与所述第一凹槽(11)之间为过盈配合，所述第二转子盘(20)的靠近所述第一转子盘(10)的一侧设有第二凹槽(22)，所述第二凹槽(22)靠近所述第二转子盘(20)的外缘，其特征在于，所述分解工装包括分解装置(30)，所述分解装置(30)包括：

第一顶块(31)，顶靠在所述第一凹槽(11)的进口端面(12)上；

第二顶块(32)，嵌入所述第二凹槽(22)中；和

分解组件，用于使所述第一顶块(31)和所述第二顶块(32)发生相对运动，以使所述第一转子盘(10)和所述第二转子盘(20)分离。

2.根据权利要求1所述的航空发动机转子盘分解工装，其特征在于，所述分解组件包括连接件(33)，所述连接件(33)与所述第一顶块(31)通过螺纹连接，所述连接件(33)与所述第二顶块(32)连接，且所述连接件(33)和所述第二顶块(32)在所述连接件(33)的轴向方向上保持相对固定。

3.根据权利要求2所述的航空发动机转子盘分解工装，其特征在于，所述第一顶块(31)包括支撑部(311)和顶靠部(312)，所述顶靠部(312)与所述支撑部(311)连接并自连接处向远离所述第二顶块(32)的方向弯折，所述支撑部(311)与所述连接件(33)通过螺纹连接，所述顶靠部(312)顶靠在第一凹槽(11)的进口端面(12)上。

4.根据权利要求3所述的航空发动机转子盘分解工装，其特征在于，所述第二转子盘(20)包括锥形段，所述连接部(21)设置在所述锥形段的端部，所述顶靠部(312)包括第一顶靠面和第二顶靠面，所述第一顶靠面顶靠在所述第一凹槽(11)的进口端面(12)上，所述第二顶靠面顶靠在所述锥形段的外壁上。

5.根据权利要求3所述的航空发动机转子盘分解工装，其特征在于，所述第一顶块(31)还包括与所述支撑部(311)连接的延伸部(313)，所述延伸部(313)自所述支撑部(311)向远离所述第二顶块(32)的方向延伸，所述第一顶块(31)设有贯穿所述支撑部(311)和所述延伸部(313)的第一连接孔，所述第一连接孔的内壁设有内螺纹，所述连接件(33)的外壁设有与所述内螺纹配合的外螺纹。

6.根据权利要求2所述的航空发动机转子盘分解工装，其特征在于，所述分解组件包括限位销(34)，所述第二顶块(32)设有第二连接孔，所述连接件(33)的周向设有环形的第三凹槽(331)，所述限位销(34)穿过所述第二连接孔插入所述第三凹槽(331)中以限制所述第二顶块(32)和所述连接件(33)在轴向上发生相对运动。

7.根据权利要求1所述的航空发动机转子盘分解工装，其特征在于，所述分解组件还包括驱动件，所述驱动件用于驱动所述第一顶块(31)和所述第二顶块(32)发生相对运动。

8.根据权利要求1所述的航空发动机转子盘分解工装，其特征在于，所述分解组件还包括引导杆(35)，所述引导杆(35)连接于所述第一顶块(31)和所述第二顶块(32)之间并用于对所述第一顶块(31)和所述第二顶块(32)的相对运动方向进行引导。

9.根据权利要求1所述的航空发动机转子盘分解工装，其特征在于，所述第二顶块(32)包括插入部，所述插入部插入所述第二凹槽(22)中，且所述插入部沿远离所述第一顶块(31)的方向呈渐缩形状。

10.根据权利要求1～9任一项所述的航空发动机转子盘分解工装，其特征在于，所述分解工装包括多个相对独立的所述分解装置(30)，多个所述分解装置(30)沿所述第一转子盘(10)和所述第二转子盘(20)的周向均匀布置。

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