CN117283272A - 一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法，用于拆卸动力涡轮组件中的弹性轴，属于航空发动机维修技术领域，包括以下步骤：液压收紧，利用液压装置通过收紧装置将弹性轴收紧；状态固定，通过限位件将收紧装置与弹性轴之间的过盈状态固定；提取弹性轴，通过提取装置使弹性轴与动力涡轮组件相分离。本发明解决了以破坏弹性轴的方式拆解弹性轴会增加航空发动机的维修成本的技术问题，实现了将弹性轴从涡轮组件中拆解出来的同时能够减小弹性轴损耗的技术效果。

Description

一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法

技术领域

本发明涉及航空发动机维修技术领域，具体涉及一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法。

背景技术

请参阅图1、图2及图3，图1为航空发动机动力涡轮组件的结构图；图2为航空发动机动力涡轮组件（另一视角）的结构图；图3为图2中A-A方向上的剖视图；

如图1及图2所示，所述航空发动机动力涡轮组件包括动力涡轮盘101、动力涡轮轴102以及弹性轴103，其中，所述弹性轴103的两端均为花键，所述弹性轴103的一端花键与动力涡轮轴102中的花键孔相连，另一端伸出动力涡轮轴102以外，且所述弹性轴103压装于动力涡轮轴102的花键孔内，两者配合过盈量大，装配紧度高。

在维修航空发动机动力涡轮组件的过程中，需要将弹性轴103从动力涡轮组件中取出，从而分别对动力涡轮盘101、动力涡轮轴102及弹性轴103进行维修。

现有技术中，在拆解弹性轴103时，只能考虑将拆解力作用于弹性轴103伸出动力涡轮轴102以外的部分进行拆解，若采用抓取弹性轴103花键外周的方式进行拆解，在提取弹性轴103时，抓取装置容易从弹性轴103花键的外周上滑落，从而无法实现弹性轴103的拆解。因此通常采用破坏性方法取出弹性轴103，一般是采用机械加工切除整个弹性轴103或者在弹性轴103冒出动力涡轮组件部位的侧面钻孔，将销子插入孔内，再用设备提取销子，连同弹性轴103一起取出。但拆解后的弹性轴103已破坏，而航空发动机的部件价格高昂，用破坏弹性轴103的方式进行拆解，会极大的增加航空发动机的维修成本。

发明内容

为解决上述问题，本发明提供了一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法，用于拆卸动力涡轮组件中的弹性轴，包括以下步骤：

液压收紧，利用液压装置通过收紧装置将弹性轴收紧；

状态固定，通过限位件将收紧装置与弹性轴之间的过盈状态固定；

提取弹性轴，通过提取装置使弹性轴与动力涡轮组件相分离。

在一些实施例中，所述收紧装置包括：

安装座，用于放置涡轮组件；

收紧组件，所述收紧组件与弹性轴相连；

第一螺轴，所述第一螺轴与收紧组件相连，通过提取收紧组件用于提取弹性轴；

压紧组件，所述压紧组件与收紧组件相连，通过向收紧组件施加作用力使收紧组件与弹性轴过盈配合。

在一些实施例中，所述收紧组件为中空结构的套状结构，其中空处为第一容置通道，所述第一容置通道与弹性轴相套接；

所述收紧组件为分体式结构，包括：多组收紧构件，多组收紧构件呈环形分布以围成套状结构；

所述收紧组件为锥形；

所述压紧组件为中空的套状结构，其中空处为第二容置通道，所述第二容置通道为与收紧组件外形相适配的锥形；

所述压紧组件与收紧组件相套接后，所述收紧构件沿弹性轴的径向发生位移用于使收紧构件与弹性轴过盈连接。

在一些实施例中，所述收紧构件的中部开设有垂直于第一容置通道设置的凹槽，所述凹槽为连接槽，多组收紧构件的连接槽连成空心盘状结构，所述连接槽与第一螺轴的一端相适配；

所述连接槽中沿径向还设有贯穿收紧构件设置的通孔，所述通孔为销孔；

所述第一螺轴为一端设有连接件，另一端设有螺纹的结构；

所述第一螺轴设有连接件的一端与连接槽相适配，且所述连接件上设有与销孔相适配的连接销；

所述连接件与连接槽相连，所述连接销与销孔相连。

在一些实施例中，所述限位件为与第一螺轴相适配的固定螺母；

所述液压装置为压床，且所述压床的压力大于10吨。

在一些实施例中，所述安装座包括底座，以及与底座可拆卸连接支撑座；

所述支撑座中央设有可供弹性轴穿过的连接口，沿所述连接口还设有承座；

所述安装座的底部还设有直线型凹槽，所述直线型凹槽为限位槽，以及与所述限位槽相适配的夹持块；

所述夹持块与限位槽经螺栓连接，用于阻止安装座在拆解过程中出现旋转或位移。

在一些实施例中，所述提取装置包括：

压装组件，所述压装组件与收紧装置及涡轮组件相连；用于对涡轮组件进行限位；

提取组件，所述提取组件与收紧装置相连，用于提取收紧装置以提取弹性轴；

第二螺轴，所述第二螺轴与提取组件相连；

套筒，所述套筒与第二螺轴相适配用于提取所述提取组件；

限位螺母，所述限位螺母与第二螺轴相适配。

在一些实施例中，所述提取组件为分体式空心结构，包括多组相互扣合设置的提取爪；

其中，所述提取爪为中部内凹，顶部和底部设有凸出部的结构；所述提取爪相互扣合以后，其内凹处构成空心的容置室，用于在将提取装置与收紧装置相连时容置收紧装置，其顶部及底部的凸出部连成环形结构；

其中，所述提取组件底部的环形结构为提取部，所述提取组件顶部的环形结构为连接部；

所述提取爪的侧部还设有第一连接孔。

在一些实施例中，所述第二螺轴的一端设有内螺纹，另一端为条形的连接段；

所述提取装置还包括：连接堵头，所述连接堵头将提取组件与第二螺轴相连；

所述连接堵头的一端为盘状结构，另一端设有与内螺纹相适配的外螺纹，其中，所述连接堵头为盘状结构的一端位于容置室中与连接部相连；

所述提取组件还包括：横梁，所述横梁分别与分体式结构的提取爪相连，用于对提取爪进行限位。

在一些实施例中，所述套筒包括：设于底部的连接盘，以及设于连接盘上的固定座，其中，所述连接盘上设有安装孔；

所述固定座为侧板的顶部连接有横板的结构，所述固定座横板的中央设有可供第二螺轴穿过的第三连接孔；

所述第三连接孔为条形孔，与第二螺轴为条形结构的连接段相适配，第二螺轴在与套筒连接后用于使第二螺轴不可旋转；

所述限位螺母与第二螺轴为条形的连接段螺纹连接，且所述限位螺母位于固定座上方，与固定座的横板相抵接以后，用于使所述限位螺母只可旋转不可位移，通过限位螺母旋转传动第二螺轴进行上升。

通过采用上述技术方案，本发明主要具有以下技术效果：

通过将收紧组件与弹性轴过盈连接，然后通过提取装置来提取收紧组件，从而将弹性轴将涡轮组件中拆解出来，解决了以破坏弹性轴的方式拆解弹性轴会增加航空发动机的维修成本的技术问题，实现了将弹性轴从涡轮组件中拆解出来的同时能够减小弹性轴损耗的技术效果。

附图说明

图1为航空发动机动力涡轮组件的结构图；

图2为航空发动机动力涡轮组件（另一视角）的结构图；

图3为图2中A-A方向上的剖视图；

图4为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法的拆解结构示意图；

图5为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法中收紧装置的结构示意图；

图6为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法中收紧装置的剖面结构示意图；

图7为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法中收紧装置（不含安装座）的爆炸结构示意图；

图8为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法中收紧装置（不含安装座）的结构示意图；

图9为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法中收紧组件的结构示意图；

图10为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法中压紧组件的结构示意图；

图11为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法中状态固定的结构示意图；

图12为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法中提取装置的结构示意图；

图13为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法中提取装置的剖面结构示意图；

图14为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法中提取组件的结构示意图；

图15为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法中第二螺轴的结构示意图；

图16为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法中连接堵头的结构示意图；

图17为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法中横梁的结构示意图；

图18为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法中套筒的结构示意图。

其中，附图标记的含义如下:

1、收紧装置；11、安装座；111、底座；112、支撑座；1121、连接口；1122、放置口；1123、承座；113、限位槽；114、夹持块；12、收紧组件；121、第一容置通道；122、收紧构件；123、连接槽；124、销孔；125、凸台；13、第一螺轴；131、连接件；132、连接销；14、压紧组件；141、第二容置通道；15、压筒；

2、固定螺母；

3、提取装置；31、压装组件；311、压装板；32、提取组件；321、提取爪；3211、提取部；3212、连接部；3213、第一连接孔；322、容置室；323、横梁；3231、第二连接孔；33、第二螺轴；331、内螺纹；332、连接段；34、套筒；341、连接盘；342、固定座；35、限位螺母；36、连接堵头；361、外螺纹；37、扳手；

101、动力涡轮盘；102、动力涡轮轴；103、弹性轴。

实施方式

为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面将结合本发明中的说明书附图，对本发明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一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。

在本文中提及“实施例”意味着，结合实施例描述的特定特征、结构或特性可以包含在本发明的至少一个实施例中。在说明书中的各个位置出现该短语并不一定均是指相同的实施例，也不是与其它实施例互斥的独立的或备选的实施例。本领域技术人员显式地和隐式地理解的是，本文所描述的实施例可以与其它实施例相结合。

图4为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法的拆解结构示意图；

本发明提供了一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法，用于拆卸动力涡轮组件中的弹性轴，包括以下步骤：

（a）液压收紧，利用液压装置通过收紧装置将弹性轴收紧；

图5为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法中收紧装置的结构示意图；

图6为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法中收紧装置的剖面结构示意图；

如图5及图6所示，所述收紧装置1包括：安装座11，用于放置涡轮组件；收紧组件12，所述收紧组件12与弹性轴相连；第一螺轴13，所述第一螺轴13与收紧组件12相连，通过提取收紧组件12用于提取弹性轴；压紧组件14，所述压紧组件14与收紧组件12相连，通过向收紧组件12施加作用力使收紧组件12与弹性轴过盈配合。在此需要说明的是，本发明中，所述轴向指的是弹性轴旋转中心轴所在的方向，即与中心轴共同的方向，所述径向就是沿弹性轴直径或半径的直线方向，即垂直于轴向的直线方向。

在一些实施例中，所述安装座11为用于放置涡轮组件的支撑结构，其包括底座111，以及与底座111可拆卸连接支撑座112，进一步地，所述底座111为圆形底板边缘处设有弧形侧板的结构，所述底板具有一定的尺寸，使得涡轮组件能够放置于底板上；所述侧板具有一定的高度，从而起到连接支撑所述支撑座112的作用。

进一步地，所述支撑座112为圆形结构，其中央设有可供弹性轴穿过的圆形连接口1121，使得弹性轴能够伸出至支撑座112上方与收紧组件12相连，在一些实施例中，所述支撑座112上还设有将圆形连接口1121与支撑座112外周边缘相连通的放置口1122，通过设置放置口1122，操作人员能够将弹性轴滑入连接口1121中，从而降低拆解过程中的操作难度。

在一些实施例中，沿所述连接口1121还设有环形承座1123，所述承座1123用于支撑收紧组件12，其具体作用将在下文进一步说明。

图7为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法中收紧装置（不含安装座）的爆炸结构示意图；

图8为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法中收紧装置（不含安装座）的结构示意图；

图9为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法中收紧组件的结构示意图；

如图7、图8及图9所示，所述收紧组件12与弹性轴相连，从而通过提取收紧组件12的方式，在不损坏涡轮组件的同时，将弹性轴从涡轮组中件拆解出来。在一些实施例中，所述收紧组件12为中空结构的套状结构，其中空处为第一容置通道121，所述第一容置通道121与弹性轴相套接后用于将收紧组件12与弹性轴过盈配合。

进一步地，所述收紧组件12为分体式结构，包括：多组收紧构件122，多组收紧构件122呈环形分布以围成套状结构，一方面将收紧组件12与弹性轴相套接；另一方面还能通过收紧构件122与弹性轴相套接后，使收紧构件122沿弹性轴的径向发生位移，将收紧组件12与弹性轴过盈配合。

进一步地，所述收紧构件122上的中部开设有垂直于第一容置通道121设置弧形凹槽，所述弧形凹槽为连接槽123，多组收紧构件122的连接槽123连成空心盘状结构，所述连接槽123与第一螺轴13的一端相适配，用于将收紧组件12与第一螺轴13相连。

在一些实施例中，所述连接槽123中沿径向还设有贯穿收紧构件122的通孔，所述通孔为销孔124，用于将收紧组件12与第一螺轴13相连后进行限位，从而起到防止收紧组件12与第一螺轴13相连以后发生相对转动的作用。

进一步地，所述收紧组件12为上窄下宽的锥形，通过将收紧组件12设计为锥形，从而利用压紧组件14向收紧组件12施加轴向上的压力后，所述收紧构件122能够沿弹性轴的径向发生位移，通过收紧组件12与弹性轴过盈配合将收紧组件12与弹性轴相连。

进一步地，如图5、图6及图9所示，操作人员在组装收紧装置1时，可通过将收紧构件122放置于承座1123上，从而利用承座1123在液压收紧的过程中支撑收紧组件12。在一些实施例中，所述收紧组件12的底部还设有与承座1123相配合的台阶状凸台125，从而增强收紧组件12与安装座11连接时的稳定性。

如图7及图8所示，所述第一螺轴13为一端设有盘状连接件131，另一端设有螺纹的结构，所述第一螺轴13设有盘状连接件131的一端与连接槽123相适配，且所述连接件131上设有与销孔124相适配的连接销132，通过将连接件131与连接槽123相连，以及将连接销132与销孔124相连，从而将第一螺轴13与收紧组件12相连，且所述收紧装置1与弹性轴连接以后，所述第一螺轴13设有盘状连接件131的一端与弹性轴的一端之间具有间隙，以防止在液压收紧的过程中损坏弹性轴。

图10为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法中压紧组件的结构示意图；

如图10所示，所述压紧组件14为中空的套状结构，其中空处为第二容置通道141，在一些实施例中，所述第二容置通道141为与收紧组件12外形相适配的锥形，所述压紧组件14与收紧组件12相套接后，通过向压紧组件14上施加轴向上的压力，从而使收紧构件122与弹性轴过盈连接。

在一些实施例中，涡轮组件、收紧组件12、第一螺轴13以及压紧组件14同轴设置，相互之间不可歪扭，从而保证在拆解弹性轴时，收紧组件12与弹性轴能够通过过盈配合将收紧组件12与弹性轴相连，从而提高拆解的成功率。

如图5及图6所示，所述收紧装置1还包括：压筒15，所述压筒15为中空圆柱体形结构，所述压筒15设于压紧组件14上，通过在压紧组件14上方设置压筒15，在液压装置向下施加压力作用下，压紧组件14将使收紧构件122沿弹性轴的径向发生位移，使收紧组件12与弹性轴过盈连接。

在一些实施例中，所述液压装置为压床，且所述压床的压力大于10吨，如上原因在于，在10吨以上压床的压力作用下，所述收紧组件12与弹性轴形成的过盈量远大于弹性轴与动力涡轮轴装配时的过盈量，这样在提取弹性轴时，收紧装置1与弹性轴之间的收紧力大于弹性轴与动力涡轮轴间收紧力，从而保证在提取弹性轴时，工装不会从弹性轴中滑脱。

（b）状态固定，通过限位件将收紧装置与弹性轴之间的过盈状态固定；

此步骤中，为通过限位件将收紧装置1与弹性轴之间的过盈状态固定，从而避免在弹性轴提取过程中，收紧装置1与弹性轴间收紧状态松动，导致提取弹性轴失败。

图11为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法中状态固定的结构示意图；

如图11所示，所述限位件为与第一螺轴13相适配的固定螺母2，操作人员利用液压装置通过收紧装置1将弹性轴收紧后，即可取下压筒15，将固定螺母2与第一螺轴13具有螺纹的一端相连，从而通过固定螺母2将收紧装置1与弹性轴之间的过盈状态固定，从而防止在提取弹性轴的过程中，收紧装置1与弹性轴发生分离。

（c）提取弹性轴，通过提取装置使弹性轴与动力涡轮组件相分离。

图12为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法中提取装置的结构示意图；

图13为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法中提取装置的剖面结构示意图；

如图12及图13所示，所述提取装置3包括：压装组件31，所述压装组件31与收紧装置1及涡轮组件相连；用于对涡轮组件进行限位；提取组件32，所述提取组件32与收紧装置1相连，用于提取收紧装置1以提取弹性轴；第二螺轴33，所述第二螺轴33与提取组件32相连；套筒34，所述套筒34与第二螺轴33相适配用于提取所述提取组件32；限位螺母35，所述限位螺母35与第二螺轴33相适配。

在一些实施例中，所述压装组件31为限制涡轮组件进行位移的部分，所述压装组件31包括：压装板311，所述压装板311与安装座11相连，并与涡轮组件相抵接，通过压装板311与涡轮组件相抵接，从而阻止涡轮组件的进一步运动，进而起到防止提取弹性轴时，涡轮组件跟随弹性轴进行位移的作用。

图14为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法中提取组件的结构示意图；

如图12、图13及图14所示，所述提取组件32为将提取装置3与收紧装置1相连的部分，从而通过提取收紧装置1的方式，将弹性轴从涡轮组件中拆解出来。

在一些实施例中，所述提取组件32为分体式的空心圆柱体形结构，包括多组相互扣合设置的提取爪321，其中，所述提取爪321为中部内凹，顶部和底部设有弧形的凸出部的结构；所述提取爪321相互扣合以后，其内凹处构成空心的容置室322，用于在将提取装置3与收紧装置1相连时容置收紧装置1，其顶部及底部的弧形凸出部连成环形结构，其中，所述提取组件32底部的环形结构为提取部3211，所述提取组件32顶部的环形结构为连接部3212。

进一步地，通过在提取组件32上设置环形提取部3211，将所述提取部3211与压紧组件14的底部相连以后，通过提取压紧组件14即可提取收紧装置1，进而提取涡轮组件中的弹性轴。另一方面，通过将提取组件32设计为分体式，以便于操作人员通过扣合的方式将收紧装置1容置于容置室322中。

在一些实施例中，所述提取爪321的侧部沿竖直方向还设有第一连接孔3213，所述第一连接孔3213的作用将在下文进一步说明。

图15为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法中第二螺轴的结构示意图；

如图12、图13及图15所示，所述第二螺轴33的一端与提取组件32相连，通过第二螺轴33的位移传动提取组件32进行位移，在一些实施例中,所述第二螺轴33的一端设有内螺纹331，另一端为条形的连接段332。

进一步地，所述提取装置3还包括：连接堵头36，所述连接堵头36将提取组件32与第二螺轴33相连。

图16为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法中连接堵头的结构示意图；

在一些实施例中，所述连接堵头36的一端为盘状结构，另一端设有与内螺纹331相适配的外螺纹361，其中，所述连接堵头36为盘状结构的一端位于容置室322中与连接部3212相连，从而利用连接堵头36将第二螺轴33与提取组件32相连。

进一步地，所述提取组件32还包括：横梁323，所述横梁323分别与分体式结构的提取爪321相连，用于对提取爪321进行限位，从而防止提取过程中，围成圆柱体形结构的提取组件32发生分解。

图17为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法中横梁的结构示意图；

如图17所示，所述横梁323为板状结构，其中部设有可供第二螺轴33穿过的通孔，所述通孔的两侧也设有第二连接孔3231，操作人员将螺栓或者螺钉依次穿过第二连接孔3231、第一连接孔3213，即可通过横梁323将分体式设计的提取爪321连接成整体结构。

图18为本发明一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法中套筒的结构示意图；

如图18所示，所述套筒34为固定支撑结构，其包括设于底部的连接盘341，以及设于连接盘341上的固定座342，其中，所述连接盘341上设有安装孔，可通过螺栓将连接盘341与压装组件31相连，从而将套筒34固定在压装组件31上，所述固定座342为侧板的顶部连接有横板的结构，所述提取组件32位于固定座342两组侧板形成的空心结构中，进一步地，所述固定座342横板的中央设有可供第二螺轴33穿过的第三连接孔3421，在一些实施例中，所述第三连接孔3421为条形孔，与第二螺轴33为条形结构的连接段332相适配。可以理解的是，通过将第三连接孔3421设计为条形孔，以及将第二螺轴33的一端设计为与第三连接孔3421相适配的条形，因此，第二螺轴33在与套筒34连接后不可旋转。

进一步地，所述限位螺母35与第二螺轴33为条形的连接段332螺纹连接，且所述限位螺母35位于固定座342上方，与固定座342的横板部分抵接以后，所述限位螺母35只可旋转不可位移，从而利用限位螺母35旋转传动第二螺轴33进行上升，通过第二螺轴33上升带动提取组件32上升，从而实现将弹性轴从涡轮组件中拆解出来，进而实现将弹性轴从涡轮组件中拆解出来的同时减小弹性轴损耗的效果。

进一步地，所述提取装置3还包括：扳手37，所述扳手37为中部设有与限位螺母35相适配螺母孔的结构，从而通过将扳手37套接与限位螺母35上，旋转扳手37的方式旋转限位螺母35。

如图12及图13所示，所述安装座11的底部还设有直线型凹槽，所述直线型凹槽为限位槽113，以及与所述限位槽113相适配的夹持块114，通过将夹持块114与限位槽113经螺栓相连以后，将夹持块114与虎钳相连，即可利用虎钳将夹持块114夹紧，用于阻止安装座11在拆解过程中出现旋转或位移，从而导致提取弹性轴失败。

最后应说明的是：本发明实施例公开的仅为本发明较佳实施例而已，仅用于说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解；其依然可以对前述各项实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或替换，并不使相应的技术方案的本质脱离本发明各项实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法，用于拆卸动力涡轮组件中的弹性轴，其特征在于，包括以下步骤：

液压收紧，利用液压装置通过收紧装置将弹性轴收紧；

状态固定，通过限位件将收紧装置与弹性轴之间的过盈状态固定；

提取弹性轴，通过提取装置使弹性轴与动力涡轮组件相分离。

2.根据权利要求1所述的一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法，其特征在于，所述收紧装置包括：

安装座，用于放置涡轮组件；

收紧组件，所述收紧组件与弹性轴相连；

第一螺轴，所述第一螺轴与收紧组件相连，通过提取收紧组件用于提取弹性轴；

压紧组件，所述压紧组件与收紧组件相连，通过向收紧组件施加作用力使收紧组件与弹性轴过盈配合。

3.根据权利要求2所述的一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法，其特征在于，所述收紧组件为中空结构的套状结构，其中空处为第一容置通道，所述第一容置通道与弹性轴相套接；

所述收紧组件为分体式结构，包括：多组收紧构件，多组收紧构件呈环形分布以围成套状结构；

所述收紧组件为锥形；

所述压紧组件为中空的套状结构，其中空处为第二容置通道，所述第二容置通道为与收紧组件外形相适配的锥形；

所述压紧组件与收紧组件相套接后，所述收紧构件沿弹性轴的径向发生位移用于使收紧构件与弹性轴过盈连接。

4.根据权利要求2所述的一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法，其特征在于，所述收紧构件的中部开设有垂直于第一容置通道设置的凹槽，所述凹槽为连接槽，多组收紧构件的连接槽连成空心盘状结构，所述连接槽与第一螺轴的一端相适配；

所述连接槽中沿径向还设有贯穿收紧构件设置的通孔，所述通孔为销孔；

所述第一螺轴为一端设有连接件，另一端设有螺纹的结构；

所述第一螺轴设有连接件的一端与连接槽相适配，且所述连接件上设有与销孔相适配的连接销；

所述连接件与连接槽相连，所述连接销与销孔相连。

5.根据权利要求2所述的一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法，其特征在于，所述限位件为与第一螺轴相适配的固定螺母；

所述液压装置为压床，且所述压床的压力大于10吨。

6.根据权利要求2所述的一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法，其特征在于，所述安装座包括底座，以及与底座可拆卸连接支撑座；

所述支撑座中央设有可供弹性轴穿过的连接口，沿所述连接口还设有承座；

所述安装座的底部还设有直线型凹槽，所述直线型凹槽为限位槽，以及与所述限位槽相适配的夹持块；

所述夹持块与限位槽经螺栓连接，用于阻止安装座在拆解过程中出现旋转或位移。

7.根据权利要求1所述的一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法，其特征在于，所述提取装置包括：

压装组件，所述压装组件与收紧装置及涡轮组件相连；用于对涡轮组件进行限位；

提取组件，所述提取组件与收紧装置相连，用于提取收紧装置以提取弹性轴；

第二螺轴，所述第二螺轴与提取组件相连；

套筒，所述套筒与第二螺轴相适配用于提取所述提取组件；

限位螺母，所述限位螺母与第二螺轴相适配。

8.根据权利要求7所述的一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法，其特征在于，所述提取组件为分体式空心结构，包括多组相互扣合设置的提取爪；

其中，所述提取爪为中部内凹，顶部和底部设有凸出部的结构；所述提取爪相互扣合以后，其内凹处构成空心的容置室，用于在将提取装置与收紧装置相连时容置收紧装置，其顶部及底部的凸出部连成环形结构；

其中，所述提取组件底部的环形结构为提取部，所述提取组件顶部的环形结构为连接部；

所述提取爪的侧部还设有第一连接孔。

9.根据权利要求8所述的一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法，其特征在于，所述第二螺轴的一端设有内螺纹，另一端为条形的连接段；

所述提取装置还包括：连接堵头，所述连接堵头将提取组件与第二螺轴相连；

所述连接堵头的一端为盘状结构，另一端设有与内螺纹相适配的外螺纹，其中，所述连接堵头为盘状结构的一端位于容置室中与连接部相连；

所述提取组件还包括：横梁，所述横梁分别与分体式结构的提取爪相连，用于对提取爪进行限位。

10.根据权利要求7所述的一种航空发动机动力涡轮组件弹性轴拆解方法，其特征在于，所述套筒包括：设于底部的连接盘，以及设于连接盘上的固定座，其中，所述连接盘上设有安装孔；

所述固定座为侧板的顶部连接有横板的结构，所述固定座横板的中央设有可供第二螺轴穿过的第三连接孔；

所述第三连接孔为条形孔，与第二螺轴为条形结构的连接段相适配，第二螺轴在与套筒连接后用于使第二螺轴不可旋转；

所述限位螺母与第二螺轴为条形的连接段螺纹连接，且所述限位螺母位于固定座上方，与固定座的横板相抵接以后，用于使所述限位螺母只可旋转不可位移，通过限位螺母旋转传动第二螺轴进行上升。