飞机发动机叶片安装辅助架制造技术

本发明专利技术的飞机发动机叶片安装辅助架，属于发动机叶片安装技术领域，本发明专利技术通过设置第一电机，第一电机的输出端带动支撑板转动，在第一电机输出端带动支撑板转动的同时，第一导向杆在第一导向槽中滑动，为支撑板转动，调节角度进行导向支撑，通过安装第二电机的输出端转动带动转板进行转动，便于辅助飞机发动机叶片的安装，通过安装第二丝杆滑台以及第一电动伸缩杆，便于对尺寸的飞机发动机叶片进行限位固定安装，通过将第一电动伸缩杆带动定位板伸入，若干叶片之间，在启动第二电动伸缩杆，第二电动伸缩杆的伸缩端伸长带动定位块卡住叶片，便于对飞机发动机叶片进行固定夹持。便于对飞机发动机叶片进行固定夹持。便于对飞机发动机叶片进行固定夹持。

【技术实现步骤摘要】
飞机发动机叶片安装辅助架


[0001]本专利技术涉及发动机叶片安装
，具体讲是飞机发动机叶片安装辅助架。

技术介绍

[0002]涡轮叶片，燃气涡轮发动机中涡轮段的重要组成部件，高速旋转的叶片负责将高温高压的气流吸入燃烧器，以维持引擎的工作，在飞机发动机叶片生产加工过程中，需要使用发动机叶片安装辅助架，从而方便对飞机发动机叶片进行安装，提高安装效率。
[0003]现有飞机发动机叶片安装辅助架还存在以下不足之处：
[0004](1)现在飞机发动机叶片安装辅助架，在使用时，需要对发动机叶片进行夹持，在夹持工装中操作较为繁琐，消耗时间长，同时夹持尺寸无法调节，适用范围小。
[0005](2)现有的飞机发动机叶片安装辅助架，无法进行转动，同时无法对固定住的发动机叶片进行角度调节，十分的不方便。

技术实现思路

[0006]本专利技术的目的在于提供飞机发动机叶片安装辅助架，以解决上述
技术介绍
中提出现在飞机发动机叶片安装辅助架，在使用时，需要对发动机叶片进行夹持，在夹持工装中操作较为繁琐，消耗时间长，同时夹持尺寸无法调节，适用范围小，现有的飞机发动机叶片安装辅助架，无法进行转动，同时无法对固定住的发动机叶片进行角度调节，十分的不方便的问题。
[0007]本专利技术的技术方案是：包括有底板，所述底板的上端四周分别固定连接有液压杆，四个所述液压杆的伸缩端固定连接有同一个缓冲板，所述缓冲板的上端设置有安装架，所述安装架的上端开设有第一凹槽，所述第一凹槽的内部安装有第一丝杆滑台，所述第一丝杆滑台的滑块上端前侧安装有第一电机，所述第一丝杆滑台的滑块上端后侧安装连接板，所述第一电机的输出端通过轴承和所述连接板相连接，所述第一电机的上端安装有支撑块，所述支撑块靠近所述连接板的一侧和所述连接板靠近所述支撑块的一侧分别开设有第一导向槽，两个所述第一导向槽为弧形，所述第一电机的输出端上固定连接有支撑板，所述支撑板的两侧分别固定连接有第一导向杆，两个所述第一导向杆分别和两个所述第一导向槽滑动连接。
[0008]进一步的，所述支撑板的一侧安装有第二电机，所述第二电机的输出端穿过所述支撑板固定连接有转板，所述转板为圆形，所述转板的和所述支撑板相远离的一侧开设有若干第二凹槽，若干所述第二凹槽从中心点呈圆周分布，若干所述第二凹槽的内部分别安装有第二丝杆滑台，若干所述第二丝杆滑台的滑块一侧固定连接有第一电动伸缩杆。
[0009]进一步的，若干所述第一电动伸缩杆的伸缩端通过螺栓螺母可拆卸固定连接有定位板，若干所述定位板分别靠近所述转板的中心一侧开设有第一收藏槽，若干所述第一收藏槽的内部分别安装有第二电动伸缩杆，若干所述第二电动伸缩杆的伸缩端固定连接有定位块。
[0010]进一步的，所述转板靠近所述支撑板的一侧上下端分别固定连接有第二导向杆，所述支撑板靠近所述转板的一侧开设有第二导向槽，两个所述第二导向杆分别和所述第二导向槽滑动连接。
[0011]进一步的，所述缓冲板和所述安装架的底部之间安装有若干阻尼器，若干所述阻尼器上均套设有缓冲弹簧。
[0012]进一步的，所述底板的底部四周分别安装有万向轮，所述底板的底部四周分别开设有第二收藏槽，两两所述万向轮分别位于两两所述第二收藏槽之间，四个所述第二收藏槽内部分别安装有气缸，四个所述气缸的底部分别固定连接有称重块。
[0013]进一步的，所述底板的上端前后两侧分别开设有第三凹槽，两个所述第三凹槽的内部分别安装有第三丝杆滑台，两个所述第三丝杆滑台的滑块上端分别固定连接有移动板，两个所述移动板相互靠近的一侧分别开设有第四凹槽，两个所述第四凹槽内部分别安装有第四丝杆滑台。
[0014]进一步的，两个所述第四丝杆滑台的两个滑块相互靠近的一侧上下两端分别固定连接有第三电动伸缩杆，两两所述第三电动伸缩杆的伸缩端固定连接有同一个夹持板，两个所述夹持板相互靠近的一侧分别固定连接有弧形橡胶板。
[0015]本专利技术通过改进在此提供飞机发动机叶片安装辅助架，与现有技术相比，具有如下改进及优点：
[0016]本专利技术通过设置第一电机，第一电机的输出端带动支撑板转动，在第一电机输出端带动支撑板转动的同时，第一导向杆在第一导向槽中滑动，为支撑板转动，调节角度进行导向支撑，通过安装第二电机的输出端转动带动转板进行转动，便于辅助飞机发动机叶片的安装，通过安装第二丝杆滑台以及第一电动伸缩杆，便于对尺寸的飞机发动机叶片进行限位固定安装，通过将第一电动伸缩杆带动定位板伸入，若干叶片之间，在启动第二电动伸缩杆，第二电动伸缩杆的伸缩端伸长带动定位块卡住叶片，便于对飞机发动机叶片进行固定夹持，通过安装万向轮，便于移动本装置，通过安装气缸，气缸的伸缩端伸长称重块，对底板进行撑高，便于稳固本装置。
附图说明
[0017]下面结合附图和实施例对本专利技术作进一步解释:
[0018]图1为本专利技术正视结构示意图；
[0019]图2为本专利技术中第一导向杆和第一导向槽连接处结构示意图；
[0020]图3为本专利技术中第一导向槽处正视结构示意图；
[0021]图4为本专利技术中移动板处正视剖面结构示意图；
[0022]图5为本专利技术图1中A处结构示意图；
[0023]图6为本专利技术图1中B处结构示意图；
[0024]图7为本专利技术图1中C处结构示意图；
[0025]图8为本专利技术图7中D处结构示意图。
[0026]附图标记说明：1、底板；2、万向轮；3、液压杆；4、缓冲板；5、安装架；6、阻尼器；7、缓冲弹簧；8、第一凹槽；9、第一丝杆滑台；10、第一电机；11、连接板；12、支撑板；13、第一导向杆；14、第一导向槽；15、第二电机；16、转板；17、第二凹槽；18、第二丝杆滑台；19、第二导向
杆；20、第二导向槽；21、第一电动伸缩杆；22、定位板；23、第一收藏槽；24、第二电动伸缩杆；25、定位块；26、第二收藏槽；27、气缸；28、称重块；29、移动板；30、第四凹槽；31、第四丝杆滑台；32、第三电动伸缩杆；33、夹持板；34、弧形橡胶板；35、第三凹槽；36、第三丝杆滑台；37、支撑块。
具体实施方式
[0027]下面将结合附图1至图8对本专利技术进行详细说明，对本专利技术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专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0028]本专利技术通过改进在此提供飞机发动机叶片安装辅助架，如图1
‑
图8所示，包括有底板1，底板1的上端四周分别固定连接有液压杆3，四个液压杆3的伸缩端固定连接有同一个缓冲板4，缓冲板4的上端设置有安装架5，安装架5的上端开设有第一凹槽8，第一凹槽8的内部安装有第一丝杆滑台9，第一丝杆滑台9的滑块上端前侧安装有第一电机10，第一丝杆滑台9的滑块上端后侧安装连接板11，第一电机10的输出端通过轴本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.飞机发动机叶片安装辅助架，其特征在于：包括有底板(1)，所述底板(1)的上端四周分别固定连接有液压杆(3)，四个所述液压杆(3)的伸缩端固定连接有同一个缓冲板(4)，所述缓冲板(4)的上端设置有安装架(5)，所述安装架(5)的上端开设有第一凹槽(8)，所述第一凹槽(8)的内部安装有第一丝杆滑台(9)，所述第一丝杆滑台(9)的滑块上端前侧安装有第一电机(10)，所述第一丝杆滑台(9)的滑块上端后侧安装连接板(11)，所述第一电机(10)的输出端通过轴承和所述连接板(11)相连接，所述第一电机(10)的上端安装有支撑块(37)，所述支撑块(37)靠近所述连接板(11)的一侧和所述连接板(11)靠近所述支撑块(37)的一侧分别开设有第一导向槽(14)，两个所述第一导向槽(14)为弧形，所述第一电机(10)的输出端上固定连接有支撑板(12)，所述支撑板(12)的两侧分别固定连接有第一导向杆(13)，两个所述第一导向杆(13)分别和两个所述第一导向槽(14)滑动连接。2.根据权利要求1所述的飞机发动机叶片安装辅助架，其特征在于：所述支撑板(12)的一侧安装有第二电机(15)，所述第二电机(15)的输出端穿过所述支撑板(12)固定连接有转板(16)，所述转板(16)为圆形，所述转板(16)的和所述支撑板(12)相远离的一侧开设有若干第二凹槽(17)，若干所述第二凹槽(17)从中心点呈圆周分布，若干所述第二凹槽(17)的内部分别安装有第二丝杆滑台(18)，若干所述第二丝杆滑台(18)的滑块一侧固定连接有第一电动伸缩杆(21)。3.根据权利要求2所述的飞机发动机叶片安装辅助架，其特征在于：若干所述第一电动伸缩杆(21)的伸缩端通过螺栓螺母可拆卸固定连接有定位板(22)，若干所述定位板(22)分别靠近所述转板(16)的中心一侧开设有第一收藏槽(23)，若干所述第一收藏槽(23)的...

【专利技术属性】
技术研发人员：王超，杨柳，李传兵，
申请(专利权)人：浙江寰宇航空发动机有限公司，
类型：发明
国别省市：