CN219293043U - 飞行器发动机舱焊接夹具 - Google Patents

Abstract

本申请涉及一种飞行器发动机舱焊接夹具，包括：安装轴、第一夹紧块和第二夹紧块。第一夹紧块与其中一个锻环相匹配，第一夹紧块可拆卸安装在安装轴上。第二夹紧块与另一个锻环相匹配，第二夹紧块可拆卸安装在安装轴上，第二夹紧块与第一夹紧块相对设置。第一夹紧块和第二夹紧块相互朝向的两侧面分别适用于安装两个锻环。将第一夹紧块和第二夹紧块分别安装在安装轴的靠近相对两端处，使两个锻环相对设置，金属筒体放置在第一夹紧块和第二夹紧块之间，再将第一夹紧块和第二夹紧块固定在安装轴上，完成装配。

Description

飞行器发动机舱焊接夹具

技术领域

本申请涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种飞行器发动机舱焊接夹具。

背景技术

航空航天技术领域中，对飞行器发动机舱体有着较高的制造要求。某飞行器的发动机舱体的钛合金筒状大型薄壁件，外形为光滑圆柱面，中段为金属筒体，两端为锻环，装配后进行激光焊接，将两锻环焊接在金属筒体的两端。

由于激光焊接对焊缝的要求较高，因此需要在焊接过程中使锻环与筒体紧密贴合。如何对两个锻环和金属筒体进行装配焊接，成为本领域技术人员亟待解决的问题。

发明内容

有鉴于此，本申请提出了一种飞行器发动机舱焊接夹具，适用于将两个锻环加紧在金属筒体的相对两端，进而便于进行焊接。

根据本申请的一方面，提供了一种飞行器发动机舱焊接夹具，包括：

安装轴、第一夹紧块和第二夹紧块；

所述第一夹紧块与其中一个锻环相匹配，所述第一夹紧块可拆卸安装在所述安装轴上；

所述第二夹紧块与另一个锻环相匹配，所述第二夹紧块可拆卸安装在所述安装轴上，所述第二夹紧块与所述第一夹紧块相对设置；

所述第一夹紧块和所述第二夹紧块相互朝向的两侧面分别适用于安装两个锻环。

在一种可能的实现方式中，所述第一夹紧块设有第一定位部；

所述第一定位部位于所述第一夹紧块的朝向所述第二夹紧块一侧，所述第一定位部适用于对相匹配的锻环进行定位。

在一种可能的实现方式中，所述第二夹紧块设有第二定位部；

所述第二定位部位于所述第二夹紧块的朝向所述第一夹紧块一侧，所述第二定位部适用于对相匹配的锻环进行定位。

在一种可能的实现方式中，所述第一定位部为凸台结构。

在一种可能的实现方式中，所述第二定位部为凸台结构。

在一种可能的实现方式中，所述第一夹紧快开设有第一安装孔；

所述第一安装孔位于所述第一定位部的中部，所述第一夹紧块通过所述第一安装孔套设在所述安装轴上。

在一种可能的实现方式中，所述第二夹紧块设有第二安装孔；

所述第二安装孔位于所述第二定位部的中部，所述第二夹紧块通过所述第二安装孔套设在所述安装轴上。

在一种可能的实现方式中，所述安装轴的体长方向两端分别设有限位部；

两个所述限位部用于对所述第一夹紧块和所述第二夹紧块的安装位置进行限定。

在一种可能的实现方式中，所述安装轴的体长方向两端还设有螺纹杆；

所述第一夹紧块和所述第二夹紧块分别套设在两个所述螺纹杆上。

在一种可能的实现方式中，所述第一夹紧块还设有第三安装孔；

所述第三安装孔适用于将所述第一夹紧块固定于工作台。

本申请适用于将两个锻环加紧在金属筒体的相对两端，进而便于进行焊接。通过设置第一夹紧块和第二夹紧块，分别用于放置两个锻环，将第一夹紧块和第二夹紧块分别安装在安装轴的靠近相对两端处，使两个锻环相对设置，金属筒体放置在第一夹紧块和第二夹紧块之间，使金属桶体的两端分别朝向第一夹紧块和第二夹紧块，将第一夹紧块和第二夹紧块的分别相互朝向进行压紧，使两个锻环紧贴在金属筒体的相对两端，再将第一夹紧块和第二夹紧块固定在安装轴上，完成装配。

根据下面参考附图对示例性实施例的详细说明，本申请的其它特征及方面将变得清楚。

附图说明

包含在说明书中并且构成说明书的一部分的附图与说明书一起示出了本申请的示例性实施例、特征和方面，并且用于解释本申请的原理。

图1示出本申请实施例的飞行器发动机舱焊接夹具的剖视图；

图2示出本申请实施例的安装轴的主视图；

图3示出本申请实施例的第一夹紧块的主视图；

图4示出本申请实施例的第一夹紧块的侧面剖视图；

图5示出本申请实施例的第二夹紧块的主视图；

图6示出本申请实施例的第二夹紧块的侧面剖视图。

具体实施方式

以下将参考附图详细说明本申请的各种示例性实施例、特征和方面。附图中相同的附图标记表示功能相同或相似的元件。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。

其中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”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实用新型或简化描述，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实用新型的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本实用新型的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。

另外，为了更好的说明本申请，在下文的具体实施方式中给出了众多的具体细节。本领域技术人员应当理解，没有某些具体细节，本申请同样可以实施。在一些实例中，对于本领域技术人员熟知的方法、手段、元件和电路未作详细描述，以便于凸显本申请的主旨。

图1示出根据本申请一实施例的飞行器发动机舱焊接夹具的剖视图；图2示出根据本申请一实施例的安装轴的主视图；图3示出根据本申请一实施例的第一夹紧块的主视图；图4示出根据本申请一实施例的第一夹紧块的侧面剖视图；图5示出根据本申请一实施例的第二夹紧块的主视图；图6示出根据本申请一实施例的第二夹紧块的侧面剖视图。如图1所示，该飞行器发动机舱焊接夹具包括：安装轴300、第一夹紧块100和第二夹紧块200。第一夹紧块100与其中一个锻环相匹配，第一夹紧块100可拆卸安装在安装轴300上。第二夹紧块200与另一个锻环相匹配，第二夹紧块200可拆卸安装在安装轴300上，第二夹紧块200与第一夹紧块100相对设置。第一夹紧块100和第二夹紧块200相互朝向的两侧面分别适用于安装两个锻环。

本申请适用于将两个锻环加紧在金属筒体的相对两端，进而便于进行焊接。通过设置第一夹紧块100和第二夹紧块200，分别用于放置两个锻环，将第一夹紧块100和第二夹紧块200分别安装在安装轴300的靠近相对两端处，使两个锻环相对设置，金属筒体放置在第一夹紧块100和第二夹紧块200之间，使金属桶体的两端分别朝向第一夹紧块100和第二夹紧块200，将第一夹紧块100和第二夹紧块200的分别相互朝向进行压紧，使两个锻环紧贴在金属筒体的相对两端，再将第一夹紧块100和第二夹紧块200固定在安装轴300上，完成装配。

在一种可能的实现方式中，第一夹紧块100设有第一定位部110。第一定位部110位于第一夹紧块100的朝向第二夹紧块200一侧，第一定位部110适用于对相匹配的锻环进行定位。通过设置第一定位部110，实现对相匹配锻环在第一夹紧块100上的定位安装，便于对锻环进行装配。

在一种可能的实现方式中，第二夹紧块200设有第二定位部210。第二定位部210位于第二夹紧块200的朝向第一夹紧块100一侧，第二定位部210适用于对相匹配的锻环进行定位。通过设置第二定位部210，实现对相匹配锻环在第二夹紧块200上的定位安装，便于对锻环进行装配。

在一种可能的实现方式中，第一定位部110为凸台结构。凸台的外侧边缘与相匹配的锻环内侧壁相匹配，使锻环可套设在凸台上进行定位与安装，整体结构较为简单，有效的降低了生产成本。

在一种可能的实现方式中，第二定位部210为凸台结构，与第一定位部110结构相同，此处不再赘述。

此处，需要进行说明的是，第一夹紧块100和第二夹紧块200均为圆盘结构，第一定位部110设置在第一夹紧块100的其中一端面，第二定位部210设置在第二夹紧块200的其中一端面。

在一种可能的实现方式中，第一夹紧快开设有第一安装孔120。第一安装孔120位于第一定位部110的中部，第一夹紧块100通过第一安装孔120套设在安装轴300上，第一安装孔120的圆心与第一夹紧块100圆盘结构的圆心重合，整体结构较为简单，有效的降低了生产成本。

在一种可能的实现方式中，第二夹紧块200设有第二安装孔220。第二安装孔220位于第二定位部210的中部，第二夹紧块200通过第二安装孔220套设在安装轴300上。第二安装孔220的圆心与第二夹紧块200圆盘结构的圆心重合，整体结构较为简单，有效的降低了生产成本。

此处，需要进行说明的是，如图3和图5所示，第一定位部110的凸台结构为圆柱凸台，该圆柱凸台的圆心与第一安装孔120的圆心重合，第二定位部210的凸台结构也为圆柱凸台，该圆柱凸台的圆心与第二安装孔220的圆心重合，保证在装配过程中是两个锻环的圆心始终处于同一直线上，进而保证在对金属筒体的装配过程中定位准确。

在一种可能的实现方式中，如图2所示，安装轴300的体长方向两端分别设有限位部310。两个限位部310用于对第一夹紧块100和第二夹紧块200的安装位置进行限定，便于对第一夹紧块100和第二夹紧块200进行装配。

在一种可能的实现方式中，安装轴300的体长方向两端还设有螺纹杆320。第一夹紧块100和第二夹紧块200分别套设在两个螺纹杆320上，可通过螺栓分别对第一夹紧块100和第二夹紧块200进行夹紧，整体结构较为简单，便于进行装配。

此处，需要进行说明的是，两个螺纹杆320同轴设置。

此处，需要进行说明的是，第一夹紧块100的直径大于第二夹紧块200的直径，使第一夹紧块100可拥有较大空间设置第三安装孔130

在一种可能的实现方式中，第一夹紧块100还设有第三安装孔130。第三安装孔130适用于将第一夹紧块100固定于工作台，通过可旋转的工作台，将第一夹紧块100通过第三安装孔130安装在可旋转的工作台上，使本申请可以转动完成焊接。

此处，需要进行说明的是，安装轴300的竖直方向横截面积由靠近第二夹紧块200的一端到靠近第一夹紧块100的一端逐渐增大，即安装轴300由靠近第二夹紧块200的一端到靠近第一夹紧块100的一端逐渐变粗，使安装轴300的重心靠近第一夹紧块100。使本申请在通过第三安装孔130安装在工作台上更加稳定。

以上已经描述了本申请的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。本文中所用术语的选择，旨在最好地解释各实施例的原理、实际应用或对市场中的技术的改进，或者使本技术领域的其它普通技术人员能理解本文披露的各实施例。

Claims (10)

1.一种飞行器发动机舱焊接夹具，其特征在于，适用于在激光焊接中将两个锻环分别夹紧在金属筒体的两端，包括：

安装轴、第一夹紧块和第二夹紧块；

所述第一夹紧块与其中一个锻环相匹配，所述第一夹紧块可拆卸安装在所述安装轴上；

所述第二夹紧块与另一个锻环相匹配，所述第二夹紧块可拆卸安装在所述安装轴上，所述第二夹紧块与所述第一夹紧块相对设置；

所述第一夹紧块和所述第二夹紧块相互朝向的两侧面分别适用于安装两个锻环。

2.根据权利要求1所述的飞行器发动机舱焊接夹具，其特征在于，所述第一夹紧块设有第一定位部；

所述第一定位部位于所述第一夹紧块的朝向所述第二夹紧块一侧，所述第一定位部适用于对相匹配的锻环进行定位。

3.根据权利要求1所述的飞行器发动机舱焊接夹具，其特征在于，所述第二夹紧块设有第二定位部；

所述第二定位部位于所述第二夹紧块的朝向所述第一夹紧块一侧，所述第二定位部适用于对相匹配的锻环进行定位。

4.根据权利要求2所述的飞行器发动机舱焊接夹具，其特征在于，所述第一定位部为凸台结构。

5.根据权利要求3所述的飞行器发动机舱焊接夹具，其特征在于，所述第二定位部为凸台结构。

6.根据权利要求2所述的飞行器发动机舱焊接夹具，其特征在于，所述第一夹紧块开设有第一安装孔；

所述第一安装孔位于所述第一定位部的中部，所述第一夹紧块通过所述第一安装孔套设在所述安装轴上。

7.根据权利要求3所述的飞行器发动机舱焊接夹具，其特征在于，所述第二夹紧块设有第二安装孔；

所述第二安装孔位于所述第二定位部的中部，所述第二夹紧块通过所述第二安装孔套设在所述安装轴上。

8.根据权利要求1至7任一所述的飞行器发动机舱焊接夹具，其特征在于，所述安装轴的体长方向两端分别设有限位部；

两个所述限位部用于对所述第一夹紧块和所述第二夹紧块的安装位置进行限定。

9.根据权利要求8所述的飞行器发动机舱焊接夹具，其特征在于，所述安装轴的体长方向两端还设有螺纹杆；

所述第一夹紧块和所述第二夹紧块分别套设在两个所述螺纹杆上。

10.根据权利要求8所述的飞行器发动机舱焊接夹具，其特征在于，所述第一夹紧块还设有第三安装孔；

所述第三安装孔适用于将所述第一夹紧块固定于工作台。

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