一种航空发动机双级高涡转静子单元体装配工装的制作方法

1.本技术属于航空发动机双级高涡转静子单元体装配设计技术领域，具体涉及一种航空发动机双级高涡转静子单元体装配工装。


背景技术：

2.航空发动机双级高涡转静子单元体主要包括高涡一级转子盘1、高涡二级转子盘2、静子组件3、静子机匣4，其中，高涡一级转子盘1、高涡二级转子盘2间通过止口过盈配合，以螺栓进行连接，静子组件3装配在高涡一级转子盘1、高涡二级转子盘2之间，外侧连接静子机匣4，如图1所示。
3.航空发动机双级高涡转静子单元体在进行装配前，需要对高涡一级转子盘1、高涡二级转子盘2的装配结构进行测量，构成转子组件进行装配测量，在进行装配时，需先将高涡一级转子盘1、高涡二级转子盘2拆解，组装静子组件3后，再将高涡一级转子盘1、高涡二级转子盘2组装，其后装配静子机匣4。
4.当前，对航空发动机双级高涡转静子单元体进行组装，存在以下问题：
5.1)对高涡一级转子盘1、高涡二级转子盘2进行装配时，需要先将高涡一级转子盘1上的止口冷却，其后迅速将高涡二级转子盘2压在其上，以螺栓进行连接，由于受空间的限制，难以保证在高涡一级转子盘1上的止口恢复到室温前完成对各个螺栓的拧紧，容易导致高涡一级转子盘1、高涡二级转子盘2间装配不到位，各处压紧不均，同轴度差；
6.2)缺少对静子机匣4的定位装置，在装配时，需以人力手抬，占用较多的人力，且效率较低；
7.3)装配完成后，缺少对高涡一级转子盘1、高涡二级转子盘2、静子组件3、静子机匣4的定位装置，易发生磕碰。
8.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
9.需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本技术的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本技术的新颖性和创造性。


技术实现要素：

10.本技术的目的是提供一种航空发动机双级高涡转静子单元体装配工装，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
11.本技术的技术方案是：
12.一种航空发动机双级高涡转静子单元体装配工装，包括：
13.承力座，连接在高涡一级转子的端部上；
14.承力杆，其一端连接在承力座上，贯穿高涡一级转子、高涡二级转子内设置；
15.转接筒，其一端连接在高涡二级转子的端部；
16.双向液压缸，其壳体连接在转接筒另一端内，其输出轴连接在承力杆的另一端，以
能够通过输出轴的伸缩向高涡二级转子施加背向高涡一级转子的拆解力，以及施加朝向高涡一级转子的压接力。
17.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机双级高涡转静子单元体装配工装中，承力杆背向承力座的一端外壁具有环形连接边；
18.还包括：
19.转接杆，其一端连接在双向液压缸的输出轴上，另一端的外壁具有环形凸出；环形凸出与环形连接边之间通过螺栓连接。
20.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机双级高涡转静子单元体装配工装中，还包括：
21.活塞连接螺母，螺接在双向液压缸的输出轴上，与转接杆朝向双向液压缸一端之间通过快卸销连接。
22.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机双级高涡转静子单元体装配工装中，还包括：
23.过渡筒，其一端螺接在高涡二级转子端部的外周，另一端与转接筒朝向高涡二级转子的一端之间通过连接边以螺栓连接。
24.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机双级高涡转静子单元体装配工装中，承力座与高涡一级转子的端部之间通过螺栓连接。
25.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机双级高涡转静子单元体装配工装中，还包括：
26.导向筒，套设在高涡一级转子外周，其一端连接在承力座上；
27.支撑环，支撑静子机匣，套接在导向筒外周，能够沿导向筒轴向滑动，以带动静子机匣向静子组件靠近，或远离静子组件。
28.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机双级高涡转静子单元体装配工装中，还包括：
29.支撑筒，套接在导向筒外周，其外壁具有环形支撑边；
30.多个顶丝，连接在支撑环、环形支撑边之间，以能够驱动支撑环沿导向筒轴向滑动。
31.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机双级高涡转静子单元体装配工装中，还包括：
32.多个插销，能够将支撑筒锁定在导向筒不同的轴向位置上，以使静子机匣向静子组件靠近，或远离静子组件。
33.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机双级高涡转静子单元体装配工装中，还包括：
34.承力筒，其一端通过连接边以螺栓连接在承力座上，另一端与导向筒朝向承力座的一端之间通过连接边以螺栓连接。
35.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机双级高涡转静子单元体装配工装中，还包括：
36.转运车架，其上连接承力座。
附图说明
37.图1是本技术实施例提供的航空发动机双级高涡转静子单元体的结构的示意图；
38.图2是本技术实施例提供的航空发动机双级高涡转静子单元体装配工装的示意图；
39.图3是本技术实施例提供的航空发动机双级高涡转静子单元体装配工装与高涡二级转子盘配合的局部示意图；
40.图4是本技术实施例提供的静子机匣远离静子组件的示意图；
41.图5是本技术实施例提供的静子机匣靠近静子组件的示意图；
42.其中：
43.1-高涡一级转子盘；2-高涡二级转子盘；3-静子组件；4-静子机匣；5-承力座；6-承力杆；7-转接筒；8-双向液压缸；9-转接杆；10-活塞连接螺母；11-快卸销；12-过渡筒；13-导向筒；14-支撑环；15-支撑筒；16-顶丝；17-插销；18-承力筒；19-转运车架。
44.为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
45.为使本技术的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本技术的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
46.此外，除非另有定义，本技术描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本技术所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本技术描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本技术的限制。本技术描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本技术描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本技术描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
47.此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本技术的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本技术中的具体含义。
48.下面结合附图1至图5对本技术做进一步详细说明。
49.一种航空发动机双级高涡转静子单元体装配工装，包括：
50.承力座5，连接在高涡一级转子1的端部上；
51.承力杆6，其一端连接在承力座5上，贯穿高涡一级转子1、高涡二级转子2内设置；
52.转接筒7，其一端连接在高涡二级转子2的端部；
53.双向液压缸8，其壳体连接在转接筒7另一端内，其输出轴连接在承力杆6的另一端，以能够通过输出轴的伸缩向高涡二级转子2施加背向高涡一级转子1的拆解力，以及施加朝向高涡一级转子1的压接力。
54.以上述实施例公开的航空发动机双级高涡转静子单元体装配工装，对航空发动机双级高涡转静子单元体进行装配，可参照以下步骤进行：
55.将高涡一级转子1的端部连接在承力座5上，高涡二级转子2的端部连接在转接筒7背向双向液压缸8壳体的一端；
56.拧下连接高涡一级转子1、高涡二级转子2的螺栓；
57.以双向液压缸8输出轴伸长，向高涡二级转子2施加背向高涡一级转子1的拆解力，使高涡二级转子2自高涡一级转子1上拆下；
58.将高涡二级转子2自转接筒7上拆下，与静子组件3装配，可以是设计专用的工具进行连接装配；
59.将高涡二级转子2的端部连接在转接筒7背向双向液压缸8壳体的一端；
60.对高涡一级转子1的止口进行冷却，以双向液压缸8输出轴回缩，向高涡二级转子2施加朝向高涡一级转子1的压接力，将高涡二级转子2紧压在高涡一级转子1上，以螺栓连接高涡一级转子1、高涡二级转子2；
61.将静子机匣4装配到静子组件3上。
62.对于上述实施例公开的航空发动机双级高涡转静子单元体装配工装，领域内技术人员可以理解的是，在以其对航空发动机双级高涡转静子单元体进行装配时，可在拧紧高涡一级转子1、高涡二级转子2过程中，以双向液压缸8输出轴回缩，向高涡二级转子2持续施加朝向高涡一级转子1的压接力，使高涡二级转子2紧压在高涡一级转子1上，以此能够保证高涡一级转子盘1、高涡二级转子盘2间能够装配到位，各处压紧均匀，具有较好的同轴度。
63.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机双级高涡转静子单元体装配工装中，承力杆6背向承力座5的一端外壁具有环形连接边；
64.还包括：
65.转接杆9，其一端连接在双向液压缸8的输出轴上，另一端的外壁具有环形凸出；环形凸出与环形连接边之间通过螺栓连接
66.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机双级高涡转静子单元体装配工装中，还包括：
67.活塞连接螺母10，螺接在双向液压缸8的输出轴上，与转接杆9朝向双向液压缸8一端之间通过快卸销11连接。
68.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机双级高涡转静子单元体装配工装中，还包括：
69.过渡筒12，其一端螺接在高涡二级转子2端部的外周，另一端与转接筒7朝向高涡二级转子2的一端之间通过连接边以螺栓连接。
70.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机双级高涡转静子单元体装配工装中，
承力座5与高涡一级转子1的端部之间通过螺栓连接。
71.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机双级高涡转静子单元体装配工装中，还包括：
72.导向筒13，套设在高涡一级转子1外周，其一端连接在承力座5上；
73.支撑环14，支撑静子机匣4，套接在导向筒13外周，能够沿导向筒13轴向滑动，以带动静子机匣4向静子组件3靠近，或远离静子组件3。
74.以上述实施例公开的航空发动机双级高涡转静子单元体装配工装，对航空发动机双级高涡转静子单元体进行装配，在将静子机匣4装配到静子组件3上时，可以支撑环14支撑静子机匣4，带动静子机匣4向静子组件3靠近，支撑静子机匣4与静子组件3间的装配，可节约人力，具有较高的效率，且对航空发动机双级高涡转静子单元体装配完成后，可定位高涡一级转子盘1、高涡二级转子盘2、静子组件3、静子机匣4的位置，避免发生磕碰，在对静子机匣4、静子组件3分解时，可在静子机匣4、静子组件3分解后，以支撑环14支撑静子机匣4，带动静子机匣4远离静子组件3，使静子机匣4与静子组件3分开。
75.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机双级高涡转静子单元体装配工装中，还包括：
76.支撑筒15，套接在导向筒13外周，其外壁具有环形支撑边；
77.多个顶丝16，连接在支撑环14、环形支撑边之间，以能够驱动支撑环14沿导向筒13轴向滑动。
78.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机双级高涡转静子单元体装配工装中，还包括：
79.多个插销17，能够将支撑筒15锁定在导向筒13不同的轴向位置上，以使静子机匣4向静子组件3靠近，或远离静子组件3，在需要将静子机匣4装配到静子组件3时，可将支撑筒15锁定在靠近静子组件3的位置，在对静子机匣4、静子组件3拆解后，可将支撑筒15锁定在远离静子组件3的位置。
80.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机双级高涡转静子单元体装配工装中，还包括：
81.承力筒18，其一端通过连接边以螺栓连接在承力座5上，另一端与导向筒13朝向承力座5的一端之间通过连接边以螺栓连接。
82.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机双级高涡转静子单元体装配工装中，还包括：
83.转运车架19，其上连接承力座5，以方便对装配中以及装配完成后的航空发动机双级高涡转静子单元体进行转运。
84.说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
85.至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本技术的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本技术的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本技术的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本技术的保护范围之内。