CN116835417A - 一种航空发动机装配辅助设备 - Google Patents

Abstract

本申请涉及一种航空发动机装配辅助设备，涉及航空发动机的技术领域，辅助设备包括安装座，安装座上设置有吊钩机构，吊钩机构相对两侧均设置有辅助稳定机构；辅助稳定机构包括伸长臂、推动臂和夹爪，伸长臂沿竖直方向设置，推动臂设置在伸长臂下端且推动臂沿水平方向设置，夹爪设置在推动臂朝向吊钩机构的一端，推动臂包括能够推动夹爪沿水平方向运动的推动驱动件。本申请在吊钩机构的两侧设置辅助夹持机构，通过夹爪对吊钩机构吊起的零件进行水平方向的加固，能够降低吊起的零件在安装过程之中的晃动情况。

Description

一种航空发动机装配辅助设备

技术领域

本申请涉及航空发动机的技术领域，尤其是涉及一种航空发动机装配辅助设备。

背景技术

航空发动机是一种高度复杂和精密的热力机械，作为飞机的心脏，不仅是飞机飞行的动力，也是促进航空事业发展的重要推动力，人类航空史上的每一次重要变革都与航空发动机的技术进步密不可分。

目前，航空发动机在进行组装时，由于其体积较大，且重量较重，一般需要通过吊装设备将零件吊起，然后移动到待组装的位置，再进行组装。现有的吊装设备一般将收线机构安装在天车上，且收线机构的下方设置有挂钩对零件进行连接，天车在轨道上移动，带动零件进行移动，收线机构带动挂钩和零件上下移动，完成吊装。

在航空发动机的吊装过程之中，垂直装配是至将航空发动机在其轴线与水平面垂直的状态下进行安装的过程。垂直装配是航空发动机的典型装配方式，垂直装配具有易于对中、工艺简单等特点。航空发动机垂直装配完成后需翻转至水平状态，以便于运输和进行台架试验。

针对上述中的相关技术，采用吊装的方式实现航空发动机的组装过程之中，由于吊装多采用钢索，所以在航空发动机的零件相互对准的过程之中，零件容易出现晃动的情况，而导致定位不准。

发明内容

本申请提供一种航空发动机装配辅助设备，其目的是降低航空发动机在相互定位安装的过程之中的晃动幅度，增加安装和定位的准确性。

本申请提供的一种航空发动机装配辅助设备采用如下的技术方案：

一种航空发动机装配辅助设备，包括安装座，所述安装座上设置有吊钩机构，所述吊钩机构相对两侧均设置有辅助稳定机构；所述辅助稳定机构包括伸长臂、推动臂和夹爪，所述伸长臂沿竖直方向设置，所述推动臂设置在所述伸长臂下端且所述推动臂沿水平方向设置，所述夹爪设置在所述推动臂朝向所述吊钩机构的一端，所述推动臂包括能够推动所述夹爪沿水平方向运动的推动驱动件。

通过采用上述技术方案，本申请中安装座的设置，一方面用于与工厂内的行车相互连接，另一方面也为吊钩机构以及辅助夹持机构提供了安装的主体。而安装座下方的吊钩机构的设置，能够实现航空发动机中各个零件的起吊工作；吊钩机构两侧均设置一个辅助夹持机构，辅助夹持机构通过伸长臂的设置，将夹爪设置在吊钩机构的下侧，并且在伸长臂与夹爪之间设置推动臂，而推动臂包括推动驱动件，因此在推动驱动件的作用下，夹爪能够沿水平方向朝吊钩机构的方向运动。

从而通过两个辅助夹持架构的配合，在吊钩机构将航空发动机的零件吊起后，两个夹爪沿水平方向设置在零件的两侧，因此能够在水平方向对零件进行定位，降低吊起后的零件的晃动情况。

可选的，所述吊钩机构包括安装板，所述安装板设置在所述安装座下侧，所述安装板与所述安装座之间设置有能够驱动所述安装板旋转的微转平台。

通过采用上述技术方案，吊钩机构中安装板的设置用于安装吊钩机构的其他零件，而安装板与安装座之间设置微调平台，从而微调平台驱动安装板旋转，使得在吊钩机构吊起零件之后，通过微调平台的旋转能够驱动零件旋转，便于安装过程之中零件与零件的安装孔的对齐。

可选的，还包括定位反馈机构，所述定位反馈机构包括激光传感器和调节连杆，所述调节连杆与所述夹爪滑动连接，所述激光传感器与所述调节连杆相互连接，所述激光传感器沿竖直方向设置且所述激光传感器的检测部竖直朝下设置。

通过采用上述技术方案，定位反馈机构中激光传感器沿竖直方向设置，且激光传感器的检测部竖直朝下设置，从而当夹爪夹持零件之后，通过调节连接杆在夹爪上滑动，使得激光传感器的检测部能够沿竖直方向对准零件上的安装孔，因此激光传感器能够检测到在吊装零件安装的过程之中，零件与零件的安装孔是否对齐，从而能够反馈信息给微转平台，使得微转平台能够驱动零件与零件的安装孔对齐。

可选的，所述调节连杆包括滑动块、连接柱以及旋转杆，所述连接柱轴向沿竖直方向设置，所述连接柱上端与所述滑动块相互连接，所述夹爪上开设有滑动环槽，所述滑动块与所述滑动环槽插接配合且所述滑动块与所述滑动环槽内壁滑动连接；

所述连接柱下端与所述旋转杆转动连接，所述激光传感器设置在所述旋转杆远离所述连接柱的一端。

通过采用上述技术方案，调节连杆中，通过滑动块与滑动环槽的配合，使得滑动块能够在夹爪上滑动，而连接柱与旋转杆的设置，使得旋转杆能够以连接柱为中轴线进行转动。由于激光传感器设置在旋转杆上，从而通过旋转、连接柱以及滑动块的设置，使得激光传感器能够进行多方向的调节，便于激光传感器对准吊起的零件上的安装孔。

可选的，所述夹爪沿竖直方向间隔设置有若干个，所述夹爪包括夹持环与延伸臂，所述延伸臂长度方向沿所述推动臂长度方向设置，且所述延伸臂两端分别与所述夹持环以及所述推动臂相互连接，若干所述夹持环同轴设置且轴向沿竖直方向设置。

通过采用上述技术方案，夹爪沿竖直方向设置若干个，使得在吊起零件之后，若干个夹爪分别夹住零件的不同位置，能够有效地防止零件在夹持过程中出现滑移或旋转，从而能够提高零件的夹持稳定性。而延伸臂的设置用于固定夹持环，夹持环的设置便于夹持航空发动机内的圆柱体零件。

可选的，所述延伸臂包括支撑臂与滑动臂，所述支撑臂沿自身长度方向与所述滑动臂滑动连接，所述支撑臂与所述滑动臂之间设置有抵紧弹簧，所述抵紧弹簧轴向沿所述支撑臂的长度方向且所述抵紧弹簧两端分别与所述支撑臂以及所述滑动臂相互连接。

通过采用上述技术方案，延伸臂包括支撑臂与滑动臂，且滑动臂与支撑臂滑动连接，并且在滑动臂与支撑臂之间设置抵紧弹簧，因此，在夹爪夹持零件时，通过抵紧弹簧的作用，使得夹持环能够与零件抵紧，增加夹持的稳定性。同时，若干个夹爪这样的设置，在夹持的零件沿自身轴向呈阶梯分布时，通过滑动臂与支撑臂之间的滑动，使得对应的夹爪能够适应零件不同位置的直径尺寸，并在承受夹紧力的同时提供足够的支撑。

可选的，所述夹持环包括第一环与第二环，所述第一环与第二环沿水平方向设置在所述延伸臂两侧，所述第一环与所述第二环相互靠近的一端均与所述延伸臂转动连接。

通过采用上述技术方案，夹持环包括第一环与第二环，而第一环与第二环均与延伸臂相互连接，从而在夹持零件的直径过大时，通过第一环与第二环的转动，从而使得零件能够进入到夹持环内，实现对零件的夹持。

可选的，所述第一环与所述延伸臂之间设置有第一抵紧弹性件，所述第一抵紧弹性件两端分别与所述第一环以及所述延伸臂转动连接；所述第二环与所述延伸臂之间设置有第二抵紧弹性件，所述第二抵紧弹性件两端分别与所述第二环以及所述延伸臂转动连接。

通过采用上述技术方案，第一抵触弹性件的设置，通过第一抵触弹性件的弹性形变能够限位第一环的转动，在零件进入到夹持环内时，第一环在第一抵触弹性件的作用下能够与零件侧壁抵紧，从而增加夹持零件的稳定性，同时第一抵触弹性件的设置，也能换实现第一环转动后的自动复位。第二抵触弹性件的作用同第一抵触弹性件的作用相同。

可选的，所述伸长臂包括第一臂与第二臂，所述第一臂与所述第二臂沿竖直方向滑动连接，所述第一臂上端与所述安装座相互连接，所述第二臂下端与所述推动臂相互连接，所述第一臂与所述第二臂之间设置有能够驱动所述第二臂沿竖直方向运动的升降驱动件。

通过采用上述技术方案，伸长臂包括第一臂、第二臂以及设置在第一臂与第二臂之间的伸降驱动件，并且第一臂与第二臂沿竖直方向滑动连接，从而通过升降驱动件的设置能够实现第二臂沿竖直方向的运动，从而能够改变夹爪的位置，以此适应不同的零件的吊装。

可选的，所述第一臂与所述第二臂之间设置有防坠组件，所述防坠组件包括第一限位板与第二限位板，所述第一限位板设置在所述第一臂朝向所述第二臂的一侧，所述第二限位板设置在所述第二臂朝向所述第一臂的一侧，所述第一限位板沿竖直方向设置在所述第二限位板正下方。

通过采用上述技术方案，防坠组件中第一限位板与第二限位板沿竖直方向正对的设置，一方面，在第一臂与第二臂沿竖直方向滑动时，第一限位板与第二限位板对第一臂与第二臂之间的滑动距离进行限位；另一方面，在第二臂坠落时，第一限位板与第二限位板能够相处支撑，防止第二臂直接坠落。

综上所述，本申请包括以下至少一种有益技术效果：

1.本申请在吊钩机构的两侧设置辅助夹持机构，通过夹爪对吊钩机构吊起的零件进行水平方向的加固，能够降低吊起的零件在安装过程之中的晃动情况。

2.通过微转平台与反馈定位机构的配合，能够实现吊起的零件的安装过程之中的自动旋转与定位。

3.通过延伸臂以及夹持环的结构设置，使得辅助夹持机构能够夹持多种直径尺寸的圆柱形零件以及外侧壁面呈阶梯状的圆柱形零件。

附图说明

图1是本申请中装配辅助设备的整体结构示意图。

图2是本申请中吊钩机构的爆炸结构示意图。

图3是本申请中吊装箱的整体结构示意图。

图4是本申请中辅助稳定机构的整体结构示意图。

图5是本申请中推动臂的爆炸结构示意图。

图6是本申请中夹爪的整体结构示意图。

图7是本申请中夹爪的剖视结构示意图。

图8是本申请中定位反馈机构的整体结构示意图。

图9是图8中A部分的局部放大结构示意图。

图中，1、安装座；

2、吊钩机构；21、安装板；22、微转平台；23、吊装箱；231、驱动轴；232、吊装钢索；233、吊装钩；234、吊装驱动件；

3、辅助稳定机构；31、伸长臂；311、第一臂；312、第二臂；313、升降驱动件；314、防坠组件；3141、第一限位板；3142、第二限位板；32、推动臂；321、导向柱；322、导向槽；323、推动柱；324、推动驱动件；325、固定板；33、夹爪；331、夹持环；3311、第一环；3312、第二环；3313、第一抵紧弹性件；3314、第二抵紧弹性件；332、延伸臂；3321、支撑臂；3322、滑动臂；3323、滑动槽；3324、抵紧弹簧；

4、定位反馈机构；41、激光传感器；42、调节连杆；421、滑动块；422、连接柱；423、旋转杆；43、滑动环槽。

具体实施方式

以下结合附图1-附图8，对本申请作进一步详细说明。

一种航空发动机装配辅助设备，参照图1，包括安装座1，安装座1上侧用于与行车固定连接，使得行车能够实现整个装配辅助设备的输送。

参照图1和图2，安装座1沿竖直方向下侧设置有吊钩机构2，吊钩机构2包括安装板21，安装板21设置在安装座1下方，且安装板21与安装座1之间设置有微转平台22，微转平台22下侧与安装板固定连接，微转平台22采用回转支撑与伺服电机配合形成的旋转平台。从而通过微转平台22的设置，能够实现安装板21在安装座1下进行旋转。因此，在吊钩机构2对实现航空发动机的吊装的过程之中，能够通过微转平台22旋转航空发动机的零件，便于零件与零件之间的安装孔的对齐。

参照图2和图3，吊钩机构2还包括吊装箱23，吊装箱23内设置有驱动轴231，驱动轴231上缠绕有吊装钢索232，驱动轴231下侧设置有吊装钩233，吊装钢索232穿过吊装钩233，吊装箱23上设置有吊装驱动件234，吊装驱动件234采用电极驱动的齿轮箱，吊装驱动件234与驱动轴231同轴连接。从而在吊装驱动件234的驱动下，吊装钩233能够在竖直方向上升或下降，实现对航空发动机的零件的吊装。

参照图1和图4，安装板21下侧还设置有两个辅助稳定机构3，两个辅助稳定机构3沿水平方向设置在吊钩机构2相对的两侧。辅助稳定机构3包括伸长臂31，伸长臂31包括第一臂311和第二臂312，第一臂311与第二臂312沿竖直方向滑动连接，第一臂311与第二臂312之间设置有若干升降驱动件313，升降驱动件313采用液压缸，升降驱动件313沿竖直方向设置，升降驱动件313上端与第一臂311相互连接，下端与第二臂312相互连接，第一臂311上端与安装板21固定连接。因此，在若干个升降驱动件313的驱动下，第二臂312能够沿竖直方向进行升降运动。

参照图4，第一臂311与第二臂312之间还设置有防坠组件314，防坠组件314包括第一限位板3141与第二限位板3142，第一限位板3141设置在第一臂311下端且第一限位板3141设置在第一臂311朝向第二臂312的一侧，第二限位板3142设置在第二臂312上端且第二限位板3142设置在第二臂312朝向第一臂311的一侧，第一限位板3141沿竖直方向设置在第二限位板3142正下方，且第一限位板3141与第二限位板3142沿竖直方向相对设置。因此，防坠组件314的设置，一方面，能够对第二臂312的升降运动进行限位，另一方面，也能够防止第二臂312从第一臂311上坠落。

参照图4和图5，第二臂312下端设置有夹爪33，两个辅助稳定机构3中的夹爪33沿水平方向相对设置；第二臂312与夹爪33之间还设置有推动臂32，推动臂32包括导向柱321，吊钩机构2设置在导向柱321长度方向一侧，导向柱321长度方向一侧开设有导向槽322，导向槽322沿导向长度方向贯穿导向柱321；推动臂32还包括推动柱323，推动柱323长度方向与导向柱321长度方向相同，推动柱323与导向槽322插接配合，且推动柱323与导向槽322内壁沿导向柱321的长度方向滑动连接；推动柱323朝向吊钩机构2的一侧与夹爪33相互连接；推动臂32还包括若干推动驱动件324，推动驱动件324采用液压缸，推动驱动件324沿导向柱321长度方向设置，推动驱动件324一端与第二臂312相互连接，另一端与推动柱323相互连接。因此，在推动驱动件324的驱动下，推动臂32能够驱动夹爪33朝向吊钩机构2的方向运动；从而，在吊钩机构2将航发动机的零件吊起来后，通过两个辅助稳定机构3内的夹爪33相向运动，能够夹持零件，降低零件在吊装的过程之中的晃动。

参照图5，推动柱323与夹爪33之间设置有固定板325，固定板325背离推动柱323的一侧与夹爪33相互连接，夹爪33沿竖直方向间隔设置有若干个。通过若干个夹爪33的配合，能够增加夹持的稳定性。

参照,5和图6，夹爪33包括夹持环331和延伸臂332，延伸臂332设置在固定板325上且延伸臂332的长度方向沿推动柱323的长度方向设置，延伸臂332沿自身长度方向一端固定板325相互连接，另一端与夹持环331相互连接，夹持环331的轴向沿竖直方向设置。采用夹持环331的设置，能够配合航空发动机的零件的圆柱形外壳，能够增加夹持的稳定性。

参照图6，夹持环331包括第一环3311与第二环3312，第一环3311与第二环3312连接形成半圆环形，第一环3311与第二环3312相互靠近的一端均与延伸臂332转动连接；第一环3311与延伸臂332之间设置有第一抵紧弹性件3313，第一抵紧弹性件3313两端分别与延伸臂332之间第一环3311转动连接，第二环3312与延伸臂332之间设置有第二抵紧弹性件3314，第二抵紧弹性件3314两端分别与第二环3312以及延伸臂332转动连接，第一抵紧弹性件3313与第二抵紧弹性件3314均采用弹簧组成的阻尼器或减震器。因此，在夹爪33所夹持的零件的径向尺寸不同时，通过第一环3311与第二环3312的转动，使得第一环3311与第二环3312也能够对零件进行夹持，同时通过第一抵紧弹性件3313与第二抵紧弹性件3314的配合，能够有效地增加零件与第一环3311以及第二环3312之间的摩擦力和侧向稳定性，确保夹爪33能够牢固地夹住不同直径的工件，并防止夹持过程中出现滑移或者变形现象。

参照图6和图7，延伸臂332包括支撑臂3321与滑动臂3322，支撑臂3321与滑动臂3322同轴设置，支撑臂3321一端与固定板325相互连接，另一端与滑动臂3322滑动连接，滑动臂3322远离支撑臂3321的一端分别与第一环3311以及第二环3312转动连接；支撑臂3321朝向滑动臂3322的一侧开设有滑动槽3323，滑动槽3323沿支撑臂3321长度方向开设，滑动臂3322与滑动槽3323插接配合且滑动臂3322与滑动槽3323内壁滑动连接；滑动槽3323内设置有抵紧弹簧3324，抵紧弹簧3324轴向沿滑动臂3322的长度方向设置且抵紧弹簧3324两端分别与滑动臂3322以及滑动臂3322的内壁相互连接。通过支撑臂3321与滑动臂3322的设置，使得夹持环331能够沿支撑臂3321的长度方向滑动，同时，配合抵紧弹簧3324，使得夹持环331能够与被夹持的零件之间抵紧；因此，在对零件进行夹持时，通过若干个夹爪33上的延伸臂332的设置，使得夹持环331能够适应夹持的零件上对应的位置的直径，增加夹持的稳定性。

参照图1和图8，沿竖直方向位于最下方的夹爪33上设置有两个定位反馈机构4，两个定位反馈机构4分别设置在第一环3311与第二环3312上；定位反馈机构4包括激光传感器41，激光传感器41沿竖直方向设置且激光传感器41的检测部竖直朝下设置；定位反馈机构4还包括调节连杆42，调节连杆42一端与第一环3311或第二环3312转动连接，另一端与激光传感器41相互连接。因此，通过调节连杆42的设置，能够调节激光传感器41的位置，从而在夹爪33夹持零件之后，调节激光传感器41至激光传感器41的检测部正对零件上安装用的通孔时，则通过激光传感器41能够驱动所安装的两个零件之间的安装孔是否对齐，进而反馈至微转平台22，实现零件的对齐。

参照图8和图9，第一环3311与第二环3312上均开设有滑动环槽43，滑动环槽43的开口竖直朝下设置，调节连杆42包括滑动块421、连接柱422和旋转杆423，滑动块421与滑动环槽43插接配合，且滑动块421与滑动环槽43内壁滑动连接；滑动块421下侧与连接柱422同轴连接，连接柱422轴向沿竖直方向设置，连接柱422下端与旋转杆423转动连接，激光传感器41设置在旋转杆423远离连接柱422一端。通过滑动环槽43与调节连杆42的配合，能够对激光传感器41的位置进行调节，保证反馈定位准确性。

本申请实施例的实施原理为：首先，通过吊钩机构2内的吊装箱23将对应的零件吊起，然后伸长臂31沿竖直方向伸长，将夹爪33对准对应的零件，通过推动驱动件324的作用，实现夹爪33对零件侧壁的夹持，此时零件在运动过程之中的晃动情况显著减弱。

然后，在行车的作用下，将吊起的零件移动对应位置，然后手动调节激光传感器41，将激光传感器41的检测部对准零件的安装孔，之后通过微转平台22的旋转驱动，缓慢旋转零件，至激光传感器41同时穿过吊起的零件的安装孔以及地面上的零件的安装孔，此时零件与零件相互对齐，吊装箱23与伸长臂31同时下降至两个零件对准，然后完成零件之间的安装。

本具体实施方式的实施例均为本申请的较佳实施例，并非依此限制本申请的保护范围，其中相同的零部件用相同的附图标记表示。故：凡依本申请的结构、形状、原理所做的等效变化，均应涵盖于本申请的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种航空发动机装配辅助设备，包括安装座（1），其特征在于，所述安装座（1）上设置有吊钩机构（2），所述吊钩机构（2）相对两侧均设置有辅助稳定机构（3）；

所述辅助稳定机构（3）包括伸长臂（31）、推动臂（32）和夹爪（33），所述伸长臂（31）沿竖直方向设置，所述推动臂（32）设置在所述伸长臂（31）下端且所述推动臂（32）沿水平方向设置，所述夹爪（33）设置在所述推动臂（32）朝向所述吊钩机构（2）的一端，所述推动臂（32）包括能够推动所述夹爪（33）沿水平方向运动的推动驱动件（324）。

2.根据权利要求1所述的一种航空发动机装配辅助设备，其特征在于，所述吊钩机构（2）包括安装板（21），所述安装板（21）设置在所述安装座（1）下侧，所述安装板（21）与所述安装座（1）之间设置有能够驱动所述安装板（21）旋转的微转平台（22）。

3.根据权利要求2所述的一种航空发动机装配辅助设备，其特征在于，还包括定位反馈机构（4），所述定位反馈机构（4）包括激光传感器（41）和调节连杆（42），所述调节连杆（42）与所述夹爪（33）滑动连接，所述激光传感器（41）与所述调节连杆（42）相互连接，所述激光传感器（41）沿竖直方向设置且所述激光传感器（41）的检测部竖直朝下设置。

4.根据权利要求3所述的一种航空发动机装配辅助设备，其特征在于，所述调节连杆（42）包括滑动块（421）、连接柱（422）以及旋转杆（423），所述连接柱（422）轴向沿竖直方向设置，所述连接柱（422）上端与所述滑动块（421）相互连接，所述夹爪（33）上开设有滑动环槽（43），所述滑动块（421）与所述滑动环槽（43）插接配合且所述滑动块（421）与所述滑动环槽（43）内壁滑动连接；

所述连接柱（422）下端与所述旋转杆（423）转动连接，所述激光传感器（41）设置在所述旋转杆（423）远离所述连接柱（422）的一端。

5.根据权利要求1所述的一种航空发动机装配辅助设备，其特征在于，所述夹爪（33）沿竖直方向间隔设置有若干个，所述夹爪（33）包括夹持环（331）与延伸臂（332），所述延伸臂（332）长度方向沿所述推动臂（32）长度方向设置，且所述延伸臂（332）两端分别与所述夹持环（331）以及所述推动臂（32）相互连接，若干所述夹持环（331）同轴设置且轴向沿竖直方向设置。

6.根据权利要求5所述的一种航空发动机装配辅助设备，其特征在于，所述延伸臂（332）包括支撑臂（3321）与滑动臂（3322），所述支撑臂（3321）沿自身长度方向与所述滑动臂（3322）滑动连接，所述支撑臂（3321）与所述滑动臂（3322）之间设置有抵紧弹簧（3324），所述抵紧弹簧（3324）轴向沿所述支撑臂（3321）的长度方向且所述抵紧弹簧（3324）两端分别与所述支撑臂（3321）以及所述滑动臂（3322）相互连接。

7.根据权利要求5所述的一种航空发动机装配辅助设备，其特征在于，所述夹持环（331）包括第一环（3311）与第二环（3312），所述第一环（3311）与第二环（3312）沿水平方向设置在所述延伸臂（332）两侧，所述第一环（3311）与所述第二环（3312）相互靠近的一端均与所述延伸臂（332）转动连接。

8.根据权利要求7所述的一种航空发动机装配辅助设备，其特征在于，所述第一环（3311）与所述延伸臂（332）之间设置有第一抵紧弹性件（3313），所述第一抵紧弹性件（3313）两端分别与所述第一环（3311）以及所述延伸臂（332）转动连接；

所述第二环（3312）与所述延伸臂（332）之间设置有第二抵紧弹性件（3314），所述第二抵紧弹性件（3314）两端分别与所述第二环（3312）以及所述延伸臂（332）转动连接。

9.根据权利要求1所述的一种航空发动机装配辅助设备，其特征在于，所述伸长臂（31）包括第一臂（311）与第二臂（312），所述第一臂（311）与所述第二臂（312）沿竖直方向滑动连接，所述第一臂（311）上端与所述安装座（1）相互连接，所述第二臂（312）下端与所述推动臂（32）相互连接，所述第一臂（311）与所述第二臂（312）之间设置有能够驱动所述第二臂（312）沿竖直方向运动的升降驱动件（313）。

10.根据权利要求9所述的一种航空发动机装配辅助设备，其特征在于，所述第一臂（311）与所述第二臂（312）之间设置有防坠组件（314），所述防坠组件（314）包括第一限位板（3141）与第二限位板（3142），所述第一限位板（3141）设置在所述第一臂（311）朝向所述第二臂（312）的一侧，所述第二限位板（3142）设置在所述第二臂（312）朝向所述第一臂（311）的一侧，所述第一限位板（3141）沿竖直方向设置在所述第二限位板（3142）正下方。