CN115464386A - 航空发动机主泵调节器端轴承组件的分解工装及分解方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了航空发动机主泵调节器端轴承组件的分解工装及分解方法，分解工装包括卡块支架、压块、顶杆支座和顶杆；卡块支架的底面设有侧板限位凹槽，侧板限位凹槽的中心处设有可供压块嵌入的压块限位凹槽，侧板限位凹槽的槽沿向内水平折弯形成一圈第一限位沟槽；卡块支架的顶面设有可供顶杆支座嵌入的支座限位凹槽；顶杆上设有外螺纹，所述卡块支架上设有数量与顶杆一致的第一螺纹孔，顶杆支座上设有数量与顶杆一致的第二螺纹孔，第一螺纹孔和第二螺纹孔一一对应。本发明结构简单、易于操作，侧板受力均匀，能够有效对轴承组件起到保护作用以避免其出现损伤，同时能够提高分解效率、降低维修成本、减少维修作业时间。

Description

航空发动机主泵调节器端轴承组件的分解工装及分解方法
技术领域
本发明涉及航空发动机维修技术领域，尤其是一种航空发动机主泵调节器端轴承组件的分解工装以及一种航空发动机主泵调节器端轴承组件的分解方法。
背景技术
如图1所示，航空发动机主泵调节器端轴承组件由滑动轴承510、侧板520和外圈密封圈530以及内圈密封圈540组成，滑动轴承510的中心设有凸台结构，侧板520通过内圈密封圈540卡接在凸台结构上。在进行航空发动机的大修时，必须将此轴承组件进行彻底分解方可进行下一步修理，而由于侧板的内环设有密封圈且侧板的外环上不存在有效着力点，直接用收进行分解难度很大，在修理中普遍采用解刀或片状扳手将侧板撬开进行分解，但因航空发动机长期工作，密封圈因燃油浸泡而发生膨胀，侧板与滑动轴承之间的紧度进一步增大，采用解刀撬开侧板时因受力点少而导致应力集中，容易造成侧板和额滑动轴承同时受到损伤，损伤严重时将导致零件报废。按照申请人单位的大修统计，航空发动机主泵调节器端轴承组件因分解造成的损伤率为53.28％、报废率为15.33％。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是：提供一种航空发动机主泵调节器端轴承组件的分解工装，能够提高航空发动机主泵调节器端轴承组件的分解效率、降低零件的损伤率。
为解决上述技术问题本发明所采用的技术方案是：航空发动机主泵调节器端轴承组件的分解工装，包括卡块支架、压块、顶杆支座和顶杆；所述卡块支架的底面设有侧板限位凹槽，侧板限位凹槽的中心处设有可供压块嵌入的压块限位凹槽，侧板限位凹槽的槽沿向内水平折弯形成一圈第一限位沟槽；所述卡块支架的顶面设有可供顶杆支座嵌入的支座限位凹槽；所述顶杆上设有外螺纹，所述卡块支架上设有数量与顶杆一致的第一螺纹孔，所述顶杆支座上设有数量与顶杆一致的第二螺纹孔，第一螺纹孔和第二螺纹孔一一对应。
进一步的是：所述卡块支架由两个半圆卡块拼接组成。
进一步的是：所述顶杆支座的边部设有一圈向外凸出的限位凸边，所述卡块支架顶面的支座限位凹槽的槽沿向内水平折弯形成一圈第二限位沟槽，第二限位沟槽与限位凸边卡嵌配合。
进一步的是：所述顶杆支座的底部固定有顶压凸块，所述卡块支架的中心设有与顶压凸块相配合的通孔，所述通孔由分别设置在两个半圆卡块上的两个半圆孔对接组成。
本发明还公开了一种航空发动机主泵调节器端轴承组件的分解方法，采用如上述内容所述的航空发动机主泵调节器端轴承组件的分解工装，包括以下步骤：
步骤一、取下航空发动机主泵调节器端轴承组件上侧板外圈的密封圈；
步骤二、将压块压紧在侧板与滑动轴承内圈装配形成的凸台上；
步骤三、将卡块支架安装在航空发动机主泵调节器端轴承组件上，使压块嵌入卡块支架底面的压块限位凹槽内，使侧板嵌入卡块支架的侧板限位凹槽内，同时使侧板的边部嵌入第一限位沟槽内；
步骤四、将顶杆支座压紧在卡块支架顶面的支座限位凹槽内，调节顶杆支座使第二螺纹孔与第一螺纹孔一一正对；
步骤五、将顶杆分别拧入相对应的第一螺纹孔中，再继续拧动顶杆直至侧板与滑动轴承分离；
步骤六、取下侧板内圈的密封圈。
本发明的有益效果是：本发明通过卡块支架和压块的配合固定在航空发动机主泵调节器端轴承组件的侧板上，利用顶杆与顶杆支座以及卡块支架之间的螺纹配合来实现对侧板的提升，从而将侧板从轴承组件上拆除；本发明结构简单、易于操作，并且在拆解侧板时不会出现应力集中的问题，侧板受力均匀，能够有效对轴承组件起到保护作用以避免其出现损伤，同时能够提高分解效率、降低维修成本、减少维修作业时间。
附图说明
图1为航空发动机主泵调节器端轴承组件的爆炸图；
图2为本发明的分解图；
图3为卡块支架与航空发动机主泵调节器端轴承组件的装配示意图；
图中标记为：100-卡块支架、110-侧板限位凹槽、120-压块限位凹槽、130-第一限位沟槽、140-支座限位凹槽、150-第一螺纹孔、160-半圆卡块、170-第二限位沟槽、200-压块、300-顶杆支座、310-第二螺纹孔、320-限位凸边、330-顶压凸块、400-顶杆、510-滑动轴承、520-侧板、530-外圈密封圈、540-内圈密封圈。
具体实施方式
为了便于理解本发明，下面结合附图对本发明进行进一步的说明。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”、“内”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，而不是指示或暗示所指的装置或部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的限制。
如图2所示，本发明所公开的航空发动机主泵调节器端轴承组件的分解工装由卡块支架100、压块200、顶杆支座300和顶杆400组成；其中，卡块支架100用于将分解工作固定在航空发动机主泵调节器端轴承组件上并对侧板520、压板200和顶杆支座300进行限位；压板200用于压紧在滑动轴承510的凸台结构上作为整个分解工作在进行分解工作时的支撑基础；顶杆支座300和顶杆400配合用于实现对侧板520的提升。本发明的分解工装从增大工作与轴承组件的接触面积的思路入手，采用全包围式的工装结构代替了传统分解方法中两点式施力的分解方式，有效解决了现有技术中长期存在的航空发动机主泵调节器端轴承组件分解时容易出现的零组件损伤问题。
如图2所示，在卡块支架100的底面设有侧板限位凹槽110，侧板限位凹槽110的中心处设有可供压块200嵌入的压块限位凹槽120，侧板限位凹槽110的槽沿向内水平折弯形成一圈第一限位沟槽130；在卡块支架100的顶面设有可供顶杆支座300嵌入的支座限位凹槽140；顶杆400上设有外螺纹，顶杆400的数量可根据实际施工需求进行设定，卡块支架100上设有与顶杆400相配合的第一螺纹孔150，同时在顶杆支座300上同样设有与顶杆400相配合的第二螺纹孔310，第一螺纹孔150以及第二螺纹孔310都与顶杆400数量一致且一一对应。在采用本发明所公开的航空发动机主泵调节器端轴承组件的分解工装对航空发动机主泵调节器端轴承组件进行分解时，如图3所示，将压板200覆盖在滑动轴承510的结构上，再将卡块支架100固定在侧板520上，使侧板520嵌入卡块支架100底部的侧板限位凹槽110中，侧板520的边部卡入卡块支架100的第一限位沟槽130中，同时压板200嵌入卡块支架100底部的压块限位凹槽120中；然后将顶杆支座300嵌入卡块支架100顶部的支座限位凹槽140中，并转动顶杆支座300使顶杆支座300上的第二螺纹孔310与卡块支架100上的第一螺纹孔150对准；最后将顶杆400拧入相对应的第二螺纹孔310中，持续拧动顶杆400使顶杆400继续下降至旋入卡块支架100上的第一螺纹孔150中，再继续拧动顶杆400使顶杆400的底部顶压在侧板520的顶面，由于侧板520、卡块支架100和顶杆支座300通过相互的限位配合形成一个整体结构，在顶杆400的持续施压作用下，这个整体结构与压块200发生分离，从而将侧板520从滑动轴承510上拆除。
为了便于进行分装工作在航空发动机主泵调节器端轴承组件上的拆装，本发明中将卡块支架100设置为由两个半圆卡块160组成的可拼接结构，两个半圆卡块160的结构相同且镜像对称。在进行分解工作的装配时，只需要将两个半圆卡块160从航空发动机主泵调节器端轴承组件的两侧水平对接即可，能够有效降低分解工作与在航空发动机主泵调节器端轴承组件的拆装难度，极大程度上提高了工作人员的维修效率。
进一步的，为了加强顶杆支座300与卡块支架100之间的相互限位效果，本发明中对顶杆支座300和卡块支架100的结构进一步改进，在顶杆支座300的边部设置了一圈向外凸出的限位凸边320，同时使卡块支架100顶面的支座限位凹槽140的槽沿向内水平折弯形成一圈第二限位沟槽170，限位凸边320与第二限位沟槽170卡嵌配合；在进行顶杆支座300与卡块支架100的装配时，顶杆支座300上的限位凸边320嵌入卡块支架100的第二限位沟槽170中，从而实现顶杆支座300和卡块支架100在竖直方向上的相互限位。
进一步的，为了通过提高顶杆支座300对压板200的顶压效果以提升顶杆支座300对侧板520的提升效果，本发明还在顶杆支座300的底部增加了顶压凸台330，顶压凸台330固定在顶杆支座300的底部，在卡块支架100的中心设有与顶压凸块330相配合的通孔，通孔由分别设置在两个半圆卡块160上的两个半圆孔对接组成；在将顶杆支座300装配在卡块支架100上时，顶压凸台330从卡块支架100中心的通孔中穿过并顶压在压块200的顶面。
本发明还公开了采用上述航空发动机主泵调节器端轴承组件的分解工装进行的航空发动机主泵调节器端轴承组件的分解方法，其分解方法具体包括以下步骤：
步骤一、取下航空发动机主泵调节器端轴承组件中侧板520上的外圈密封圈530；
步骤二、将压块200压紧在侧板520与滑动轴承510内圈装配形成的凸台上；
步骤三、将卡块支架100安装在航空发动机主泵调节器端轴承组件上，使压块200嵌入卡块支架100底面的压块限位凹槽120内，使侧板520嵌入卡块支架100的侧板限位凹槽110内，同时使侧板520的边部嵌入第一限位沟槽130内；
步骤四、将顶杆支座300压紧在卡块支架100顶面的支座限位凹槽140内，调节顶杆支座300使第二螺纹孔310与第一螺纹孔150一一正对；
步骤五、将顶杆400分别拧入相对应的第一螺纹孔150中，再继续拧动顶杆400直至侧板520与滑动轴承510分离；
步骤六、取下侧板520上的内圈密封圈540。
采用本发明所公开的航空发动机主泵调节器端轴承组件的分解工装配合航空发动机主泵调节器端轴承组件的分解方法后，有效避免了在对航空发动机主泵调节器端轴承组件进行分解的过程中导致的滑动轴承510及侧板520的损伤，减少了零部件的报废，缩短了损伤件的修理周期，从而节约了维修成本，提高了维修工作效率。采用本发明的所公开的航空发动机主泵调节器端轴承组件的分解工装和航空发动机主泵调节器端轴承组件的分解方法后，以申请人单位的大修工作数据为参考，每年可节约维修成本约282万元，每年可缩短维修周期约640小时。

Claims (5)

1.航空发动机主泵调节器端轴承组件的分解工装，其特征在于：包括卡块支架(100)、压块(200)、顶杆支座(300)和顶杆(400)；所述卡块支架(100)的底面设有侧板限位凹槽(110)，侧板限位凹槽(110)的中心处设有可供压块(200)嵌入的压块限位凹槽(120)，侧板限位凹槽(110)的槽沿向内水平折弯形成一圈第一限位沟槽(130)；所述卡块支架(100)的顶面设有可供顶杆支座(300)嵌入的支座限位凹槽(140)；所述顶杆(400)上设有外螺纹，所述卡块支架(100)上设有数量与顶杆(400)一致的第一螺纹孔(150)，所述顶杆支座(300)上设有数量与顶杆(400)一致的第二螺纹孔(310)，第一螺纹孔(150)和第二螺纹孔(310)一一对应。
2.如权利要求1所述的航空发动机主泵调节器端轴承组件的分解工装，其特征在于：所述卡块支架(100)由两个半圆卡块(160)拼接组成。
3.如权利要求2所述的航空发动机主泵调节器端轴承组件的分解工装，其特征在于：所述顶杆支座(300)的边部设有一圈向外凸出的限位凸边(320)，所述卡块支架(100)顶面的支座限位凹槽(140)的槽沿向内水平折弯形成一圈第二限位沟槽(170)，第二限位沟槽(170)与限位凸边(320)卡嵌配合。
4.如权利要求2所述的航空发动机主泵调节器端轴承组件的分解工装，其特征在于：所述顶杆支座(300)的底部固定有顶压凸块(330)，所述卡块支架(100)的中心设有与顶压凸块(330)相配合的通孔，所述通孔由分别设置在两个半圆卡块(160)上的两个半圆孔对接组成。
5.航空发动机主泵调节器端轴承组件的分解方法，其特征在于：采用如权利要求1至4任意一项所述的航空发动机主泵调节器端轴承组件的分解工装，包括以下步骤：
步骤一、取下航空发动机主泵调节器端轴承组件中侧板(520)上的外圈密封圈(530)；
步骤二、将压块(200)压紧在侧板(520)与滑动轴承(510)内圈装配形成的凸台上；
步骤三、将卡块支架(100)安装在航空发动机主泵调节器端轴承组件上，使压块(200)嵌入卡块支架(100)底面的压块限位凹槽(120)内，使侧板(520)嵌入卡块支架(100)的侧板限位凹槽(110)内，同时使侧板(520)的边部嵌入第一限位沟槽(130)内；
步骤四、将顶杆支座(300)压紧在卡块支架(100)顶面的支座限位凹槽(140)内，调节顶杆支座(300)使第二螺纹孔(310)与第一螺纹孔(150)一一正对；
步骤五、将顶杆(400)分别拧入相对应的第一螺纹孔(150)中，再继续拧动顶杆(400)直至侧板(520)与滑动轴承(510)分离；
步骤六、取下侧板(520)上的内圈密封圈(540)。
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