[發明專利]航空發動機裝配方法

有效

• 申請號: 201910165594.4
• 申請日: 2019-03-06
• 公開（公告）號: CN111663970B
• 公開（公告）日: 2022-08-12
• 發明（設計）人: 胡一廷;李琳;鄭思凱;李志平
• 申請（專利權）人: 中國航發商用航空發動機有限責任公司
• 主分類號: F01D25/28
• 分類號: F01D25/28
• 代理公司: 中國貿促會專利商標事務所有限公司 11038
• 代理人: 鄒丹

本發明公開了一種航空發動機裝配方法，涉及航空裝配領域，用以實現渦輪轉靜子與后機匣的精準安裝。該裝配方法包括以下步驟：支撐渦輪轉靜子，使得支撐渦輪轉靜子的第一安裝孔的中心線是豎直的；將引導芯軸安裝至第一安裝孔中；將吊具與后機匣固定，吊具設有第二安裝孔；將第二安裝孔安裝于引導芯軸，直至后機匣與渦輪轉靜子接觸；其中，第二安裝孔與引導芯軸同軸；將后機匣與渦輪轉靜子安裝在一起。上述技術方案，借助引導芯軸和吊具實現渦輪后機匣和低壓渦輪轉靜子豎直安裝，在安裝過程中，渦輪后機匣不與低壓渦輪轉靜子發生刮碰，提高了低壓渦輪單元體裝配質量。

技術領域

本發明涉及航空裝配領域，具體涉及一種航空發動機裝配方法。

背景技術

低渦轉靜子單元體與渦輪后機匣單元體是發動機的重要組成部分，渦輪后機匣腔內封嚴環上設有蜂窩，與低壓渦輪轉靜子單元體上的篦齒形成封嚴，減少漏氣，提高渦輪工作效率。蜂窩與篦齒之間的徑向間隙0.2mm～0.25mm。渦輪后機匣是發動機的主承力框架，發動機五支點軸承外環安裝在后機匣軸承座內，五支點軸承內環安裝在低壓渦輪轉靜子單元體的承力錐壁上，自由狀態下，五支點軸承徑向游隙0.06mm～0.08mm。

發明人發現，現有技術中至少存在下述問題：低渦轉靜子單元體與渦輪后機匣單元體在裝配過程中，安裝過程不可視，軸承內、外環容易磕碰，篦齒與蜂窩容易刮碰、損壞。

發明內容

本發明提出一種航空發動機裝配方法，用以實現渦輪轉靜子與后機匣的精準安裝。

本發明提供了一種航空發動機裝配方法，包括以下步驟：

支撐渦輪轉靜子，使得所述支撐渦輪轉靜子的第一安裝孔的中心線是豎直的；

將引導芯軸安裝至所述第一安裝孔中；

將吊具與后機匣固定，所述吊具設有第二安裝孔；

將第二安裝孔安裝于所述引導芯軸，直至所述后機匣與所述渦輪轉靜子接觸；其中，所述第二安裝孔與所述引導芯軸同軸；

將所述后機匣與所述渦輪轉靜子安裝在一起。

在一些實施例中，航空發動機裝配方法還包括以下步驟：

拆掉所述吊具。

在一些實施例中，航空發動機裝配方法還包括以下步驟：

拆掉所述引導芯軸。

在一些實施例中，所述將引導芯軸安裝至所述第一安裝孔中之后還包括以下步驟：

判斷所述引導芯軸的安裝位置是否到位。

在一些實施例中，采用以下公式判斷所述引導芯軸的安裝位置是否到位：

如果|H-H1-H2|≤0.05，則所述引導芯軸的安裝裝置正確；其中，H1為軸承座后端面與內壓緊螺母后端的軸向距離；H2為引導芯軸測量面與軸承座后端面的軸向距離；H為引導芯軸測量面與前端面的軸向距離。

在一些實施例中，所述第一安裝孔為所述渦輪轉靜子的內壓緊螺母所安裝的螺孔，所述渦輪轉靜子相對于所述螺孔的中心線對稱。

在一些實施例中，所述將第二安裝孔安裝于所述引導芯軸，直至所述后機匣與所述渦輪轉靜子接觸包括以下步驟：

水平吊起所述吊具和所述后機匣；

將所述第二安裝孔對準所述引導芯軸；

將所述吊具和所述后機匣下落至所述后機匣與所述渦輪轉靜子接觸。

在一些實施例中，所述水平吊起所述吊具和所述后機匣包括以下步驟：

吊起所述吊具和所述后機匣；