一种适用于航空发动机轮盘的试验工装制造技术

本发明专利技术公开了一种适用于航空发动机轮盘的试验工装，包括主轴，所述主轴的一端可拆卸连接有连接部，所述主轴的另一端可拆卸连接有轮盘，所述主轴的端部可拆卸连接有穿过轮盘的平衡工装，所述平衡工装靠近主轴端部的部位设有用于分离自身与主轴的第一顶丝孔

【技术实现步骤摘要】
一种适用于航空发动机轮盘的试验工装


[0001]本专利技术属于航空发动机轮盘强度试验领域，特别涉及一种适用于航空发动机轮盘的试验工装
。

技术介绍

[0002]随着航空发动机的发展，航空发动机追求更大的功率，使得其轮盘的尺寸更大
、
质量更重，结构更为复杂，相比于常见的端齿结构连接的轮盘，这种大功率航空发动机轮盘常设计为止口定位，使得试验风险加大
。
[0003]轮盘在试验前需要将工装和轮盘进行组装，然后整体支撑在动平衡机上进行动平衡，以减小轮盘在试验器上试验时的振动，使得轮盘平稳越过临界转速并安全运行至试验目标转速
。
[0004]针对这种大尺寸大质量且止口定位的航空发动机轮盘，在实际工程中出现动平衡时，因悬臂质量过重而无法有效进行动平衡支撑和分解繁琐等技术问题，模拟这种轮盘在航空发动机整体结构中各轮盘之间的连接
、
配合和定位方式，设计一种可有效实现动平衡支撑
、
分解便捷的工装，既能实现动平衡，又不影响试验安全，保证能够进行大尺寸
、
大质量且止口定位的轮盘强度试验
。

技术实现思路

[0005]针对上述问题，本专利技术公开了一种适用于航空发动机轮盘的试验工装，包括主轴，所述主轴的一端可拆卸连接有连接部，所述主轴的另一端可拆卸连接有轮盘，所述主轴的端部可拆卸连接有穿过轮盘的平衡工装，所述平衡工装靠近主轴端部的部位设有用于分离自身与主轴的第一顶丝孔
。
[0006]进一步地，所述平衡工装包括沿自身竖向中心线依次设置的安装座
、
连接体，所述安装座内沿自身竖向中心线依次设有第一圆槽
、
与主轴端部卡合的第一定位槽，所述第一定位槽的直径大于第一圆槽的直径，所述安装座上均布有与主轴端部连接的第一紧固件，所述安装座的直径大于连接体的直径，所述第一圆槽与第一定位槽连通
。
[0007]进一步地，所述第一顶丝孔均布在安装座上，所述第一顶丝孔与第一紧固件相邻设置，所述第一顶丝孔远离连接体的部位设有螺纹
。
[0008]进一步地，所述主轴包括沿自身竖向中心线依次设置的第二凸台
、
轴体
、
第一凸台，所述轴体端部远离第一凸台的位置设有连接座，轮盘连接在连接座上，所述第一凸台与第一定位槽卡合
。
[0009]进一步地，所述轴体靠近连接部部位设有平衡凸台
。
[0010]进一步地，所述连接座包括沿自身竖向中心线依次向外扩散设置的固定座
、
延伸座，所述延伸座上设有容置轮盘法兰的安装槽，所述延伸座上均布有与安装槽连通的螺纹孔，所述安装槽的直径大于螺纹孔的直径，所述螺纹孔内设有与轮盘法兰连接的第二紧固件
。
[0011]进一步地，所述延伸座上设有与螺纹孔相邻的第二顶丝孔，所述第二顶丝孔与安装槽连通，所述第二顶丝孔内设有螺纹
。
[0012]进一步地，所述固定座靠近轴体端部的位置设有容置槽，所述容置槽的壁面为弧形，所述容置槽内容置有轮盘的端部
。
[0013]进一步地，所述连接部包括沿自身竖向中心线依次设置的传动轴
、
连接法兰，所述传动轴内沿自身竖向中心线依次设有连接孔
、
与连接孔连通的六方槽，所述传动轴位于连接孔与六方槽连接处的部位设有销钉孔，所述六方槽的直径小于连接孔的直径
。
[0014]进一步地，所述连接法兰内沿自身竖向中心线依次设置有与六方槽连通的第二圆槽
、
与第二凸台卡合的第二定位槽，所述第二圆槽与第二定位槽连通，所述第二定位槽的直径大于第二圆槽的直径，所述连接法兰上均布有与轴体端部连接的第三紧固件；
[0015]所述连接法兰上设有第三顶丝孔，所述第三顶丝孔靠近主轴的部位设有螺纹
。
[0016]与现有技术相比，本专利技术的有益效果是：
[0017]1)
本专利技术通过主轴和平衡工装既能实现整个转子的有效支撑和动平衡，又不影响试验安全
。
[0018]2)
本专利技术中的连接部
、
主轴
、
平衡工装都是可拆卸连接的，在拆卸后利用第一顶丝孔可快速分解平衡工装和轴体，因而分解便捷
。
[0019]本专利技术的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本专利技术而了解
。
本专利技术的目的和其他优点可通过在说明书
、
权利要求书以及附图中所指出的结构来实现和获得
。
附图说明
[0020]为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图
。
[0021]图1示出了根据本专利技术实施例的结构示意图；
[0022]图2示出了图1中
A
的局部放大图；
[0023]图3示出了图1中
B
的局部放大图；
[0024]图4示出了图1中
C
的局部放大图；
[0025]图5示出了第一顶丝的结构示意图；
[0026]图6示出了封堵体与延伸座的结构示意图；
[0027]附图标记：1平衡工装，
11
连接体，
12
安装座，
121
第一圆槽，
122
第一定位槽，
123
第一紧固件，
124
六角孔，
125
第一六角螺钉，
126
第一顶丝孔，2主轴，
21
第一凸台，
22
连接座，
221
固定座，
2211
容置槽，
2212
壁面，
222
延伸座，
2221
安装槽，
2222
螺纹孔，
223
第二紧固件，
2231
第二六角螺钉，
2232
第二顶丝孔，
224
螺纹衬套，
23
轴体，
231
平衡凸台，
24
第二凸台，3连接部，
31
连接法兰，
311
第二定位槽，
312
第二圆槽，
313
第三紧固件，
3131
第三六角螺钉，
3132
安装孔，
32
传动轴，
321
六方槽，
322
销钉孔，
323
连接孔，
33
第三顶丝孔本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种适用于航空发动机轮盘的试验工装，其特征在于，包括主轴
(2)
，所述主轴
(2)
的一端可拆卸连接有连接部
(3)
，所述主轴
(2)
的另一端可拆卸连接有轮盘
(4)
，所述主轴
(2)
的端部可拆卸连接有穿过轮盘
(4)
的平衡工装
(1)
，所述平衡工装
(1)
靠近主轴
(2)
端部的部位设有用于分离自身与主轴
(2)
的第一顶丝孔
(126)。2.
根据权利要求1所述的一种适用于航空发动机轮盘的试验工装，其特征在于，所述平衡工装
(1)
包括沿自身竖向中心线依次设置的安装座
(12)、
连接体
(11)
，所述安装座
(12)
内沿自身竖向中心线依次设有第一圆槽
(121)、
与主轴
(2)
端部卡合的第一定位槽
(122)
，所述第一定位槽
(122)
的直径大于第一圆槽
(121)
的直径，所述安装座
(12)
上均布有与主轴
(2)
端部连接的第一紧固件
(123)
，所述安装座
(12)
的直径大于连接体
(11)
的直径，所述第一圆槽
(121)
与第一定位槽
(122)
连通
。3.
根据权利要求2所述的一种适用于航空发动机轮盘的试验工装，其特征在于，所述第一顶丝孔
(126)
均布在安装座
(12)
上，所述第一顶丝孔
(126)
与第一紧固件
(123)
相邻设置，所述第一顶丝孔
(126)
远离连接体
(11)
的部位设有螺纹
。4.
根据权利要求2所述的一种适用于航空发动机轮盘的试验工装，其特征在于，所述主轴
(2)
包括沿自身竖向中心线依次设置的第二凸台
(24)、
轴体
(23)、
第一凸台
(21)
，所述轴体
(23)
端部远离第一凸台
(21)
的位置设有连接座
(22)
，轮盘
(4)
连接在连接座
(22)
上，所述第一凸台
(21)
与第一定位槽
(122)
卡合
。5.
根据权利要求4所述的一种适用于航空发动机轮盘的试验工装，其特征在于，所述轴体
(23)
靠近连接部
(3)
部位设有平衡凸台
(231)。6.
根据权利要求4所述的一种适用于航空发动机轮盘的试验工装，其特征在于，所述连接座
(22)
包括沿自身竖向中心线依次向外扩散设置的固定座
(221)、
延伸座
(222)
，所述延伸座
(222)...

【专利技术属性】
技术研发人员：聂卫健，唐虎标，刘飞春，袁胜，刘文魁，
申请(专利权)人：中国航发湖南动力机械研究所，
类型：发明
国别省市：