【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航空发动机后承力框架，尤其是涉及一种航空发动机后承力框架及承压方法。
技术介绍
1、后承力框架是航空发动机上的关键部件，其位于发动机后部热端，主要承担将转子后部支点重力、冲击传出到外部机匣的功能。
2、在将后承力框架安装在发动机上对转子进行重力支撑时，发动机运行会产生高温，使其后承力框架长期处于温差较大的工作环境中，会出现热胀冷缩的状态，时间久了，容易影响后承力框架的刚性稳定性，导致后承力框架表面发生开裂的情况出现，从而降低后承力框架的使用寿命。
技术实现思路
1、本专利技术为解决在将后承力框架安装在发动机上对转子进行重力支撑时，发动机运行会产生高温，使其后承力框架长期处于温差较大的工作环境中，会出现热胀冷缩的状态，时间久了，容易影响后承力框架的刚性稳定性，导致后承力框架表面发生开裂的情况出现，从而降低后承力框架的使用寿命的问题所提出一种航空发动机后承力框架及承压方法。
2、为了实现上述目的，本专利技术采用了如下技术方案：一种航空发动机后承力框架及承压方法，包括第一后承力框架和第二后承力框架，所述第一后承力框架和第二后承力框架的两端分别卡接连接，所述第一后承力框架和第二后承力框架的外表面均设置有若干个加固装置，所述加固装置包括加固块和两个连接板，两个相邻所述加固块的一侧之间设置有辅助装置，所述加固装置是安装在第一后承力框架和第二后承力框架的外表面上用于提高第一后承力框架和第二后承力框架外表面的坚硬度，使其长期处于温差较大的工作环境中出现热胀冷缩
3、上述部件所达到的效果为：再将第一后承力框架和第二后承力框架安装在发动机上对转子进行重力支撑时，可以先通过辅助装置将加固装置中的若干个加固块固定连接起来，然后再将加固块安装固定在第一后承力框架和第二后承力框架的外表面上对其进行加固支撑，使其在使用中不易发生断裂开裂的情况，提高第一后承力框架和第二后承力框架的使用寿命。
4、优选的，所述第一后承力框架和第二后承力框架的外表面均对称固定连接有若干个l形杆，所述l形杆的一侧开设有若干个卡孔，所述加固块的一侧对称开设有l形槽，所述l形槽的内壁大小和形状与l形杆的外表面大小和形状相适配，所述加固块的一侧开设有矩形槽，所述矩形槽的内壁一侧开设有螺纹孔，所述螺纹孔的内壁螺纹连接有螺纹杆，所述螺纹杆的一端转动连接有挤压杆，所述挤压杆的外表面与矩形槽的内壁滑动连接，所述矩形槽的内壁两侧均开设有若干个圆孔，所述挤压杆的一端两侧分别与两块连接板的一侧抵接，所述连接板的一侧固定连接有若干个卡块，所述卡块的外表面与圆孔的内壁滑动连接，所述卡块的一端外表面大小和形状与卡孔的内壁大小和形状相适配。
5、上述部件所达到的效果为：通过设置加固装置，在使用第一后承力框架和第二后承力框架时，可以手动握住加固块将其一侧上的l形槽卡在l形杆的外表面上，然后借助工具将其螺纹杆在螺纹孔中拧动，使其带动挤压杆向下运动至一定位置，然后在挤压杆的挤压作用下，使其两块连接板向两侧移动，推动若干个卡块在圆孔中滑动至一定位置后，使其一端卡在l形杆上的卡孔中，从而可以将加固块固定在第一后承力框架和第二后承力框架的外表面上对其表面进行加固， 使其长期处于温差较大的工作环境中出现热胀冷缩时不易发生断裂的情况，提高第一后承力框架和第二后承力框架的使用寿命。
6、优选的，所述挤压杆的一侧对称固定连接有第一伸缩杆，所述第一伸缩杆的一端与矩形槽的内壁固定连接。
7、上述部件所达到的效果为：通过设置第一伸缩杆，可以将挤压杆的运动方向限位固定住，使其在向一侧运动时不易发生晃动。
8、优选的，所述挤压杆的两侧内壁均转动连接有滚轮杆，所述滚轮杆的外表面与连接板的一侧滚动抵接。
9、上述部件所达到的效果为：通过设置滚轮杆，可以减少挤压杆一侧与连接板一侧之间的接触摩擦力，使其抵接得更加顺畅平稳，不易发生磨损损坏的情况出现。
10、优选的，所述螺纹杆的顶部开设有拧槽，所述拧槽的横截面呈六边形状。
11、上述部件所达到的效果为：通过设置拧槽，在不方便手动将螺纹杆拧动时，可以借助工具将其插在拧槽中拧动，从而可以方便将螺纹杆拧动。
12、优选的，所述加固块的一侧开设有收纳槽，所述收纳槽的内壁与螺纹孔的内壁相连通，所述收纳槽的内壁大小与螺纹杆的顶部外表面大小相适配。
13、上述部件所达到的效果为：通过设置收纳槽，在将螺纹杆螺旋拧在螺纹孔中至一定位置后，使其卡块完全卡进卡孔中时，螺纹杆的一端会被收纳进收纳槽中，避免突出在加固块的外表面上影响发动机后面的安装使用。
14、优选的，所述加固块的底部一侧对称固定连接有若干个支撑块，所述支撑块的一侧与第一后承力框架和第二后承力框架的外表面抵接。
15、上述部件所达到的效果为：通过设置支撑块，可以将加固块一侧与第一后承力框架和第二后承力框架的外表面之间的缝隙支撑加固住，增加加固块的整体稳定性，使其支撑的过程中不易发生晃动。
16、优选的，所述辅助装置包括弧形块，所述弧形块的两侧均开设有凹槽，所述凹槽的内壁对称开设有卡槽，所述加固块的两侧均固定连接有凸块，所述凸块的外表面大小和形状与凹槽的内壁大小和形状相适配，所述凸块的一侧对称开设有t形槽，所述t形槽的内壁一侧固定连接有第二伸缩杆，所述第二伸缩杆的一端固定连接有卡杆，所述卡杆的外表面与t形槽的内壁滑动连接，所述第二伸缩杆的外表面套设连接有弹簧，所述弹簧的两端分别与卡杆的一侧和t形槽的一侧固定连接，所述卡杆的一端外表面大小和形状与卡槽的内壁大小和形状相适配。
17、上述部件所达到的效果为：通过设置辅助装置，在将加固装置安装在第一后承力框架和第二后承力框架的外表面上前，先手动握住卡杆将其在t形槽中滑动至一定位置后，使其第二伸缩杆和弹簧发生收缩，然后在将弧形块两端上的凹槽卡在凸块的外表面上，松开握住卡杆的手，卡杆在第二伸缩杆和弹簧的复位作用下，一端会卡进弧形块上的卡槽中，从而将弧形块固定在加固块上，使其对加固块进一步的加固，从而提高加固装置的加固效果，同时提高第一后承力框架和第二后承力框架的使用寿命。
18、优选的，所述卡杆的一端两侧均固定连接有若干个防滑块，若干个所述防滑块呈等距离排列。
19、上述部件所达到的效果为：通过设置防滑块，可以增大卡杆一端的接触摩擦力，在手动将其握住并拉动时不易在手中发生滑动。
20、优选的，用于权利要求1-9任一所述一种航空发动机后承力框架及承压方法，包括以下步骤：
21、步骤一、再将第一后承力框架和第二后承力框架安装在发动机上对转子进行重力支撑时，先手动握住卡杆将其在t形槽中滑动至一定位置后，使其第二伸缩杆和弹簧发本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种航空发动机后承力框架，其特征在于：包括第一后承力框架（1）和第二后承力框架（4），所述第一后承力框架（1）和第二后承力框架（4）的两端分别卡接连接，所述第一后承力框架（1）和第二后承力框架（4）的外表面均设置有若干个加固装置（2），所述加固装置（2）包括加固块（23）和两个连接板（211），两个相邻所述加固块（23）的一侧之间设置有辅助装置（3），所述加固装置（2）是安装在第一后承力框架（1）和第二后承力框架（4）的外表面上用于提高第一后承力框架（1）和第二后承力框架（4）外表面的坚硬度，使其长期处于温差较大的工作环境中出现热胀冷缩时不易发生断裂的情况，提高第一后承力框架（1）和第二后承力框架（4）的使用寿命，所述辅助装置（3）是用于安装在两块相邻的加固块（23）之间，用于将两块加固块（23）之间进行连接固定，使其增加加固块（23）的加固力度，对第一后承力框架（1）和第二后承力框架（4）的表面起到二次加固防护的作用。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机后承力框架，其特征在于：所述第一后承力框架（1）和第二后承力框架（4）的外表面均对称固定连接有若干个L形杆
3.根据权利要求2所述的一种航空发动机后承力框架，其特征在于：所述挤压杆（28）的一侧对称固定连接有第一伸缩杆（212），所述第一伸缩杆（212）的一端与矩形槽（25）的内壁固定连接。
4.根据权利要求3所述的一种航空发动机后承力框架，其特征在于：所述挤压杆（28）的两侧内壁均转动连接有滚轮杆（213），所述滚轮杆（213）的外表面与连接板（211）的一侧滚动抵接。
5.根据权利要求4所述的一种航空发动机后承力框架，其特征在于：所述螺纹杆（27）的顶部开设有拧槽（214），所述拧槽（214）的横截面呈六边形状。
6.根据权利要求5所述的一种航空发动机后承力框架，其特征在于：所述加固块（23）的一侧开设有收纳槽（215），所述收纳槽（215）的内壁与螺纹孔（26）的内壁相连通，所述收纳槽（215）的内壁大小与螺纹杆（27）的顶部外表面大小相适配。
7.根据权利要求6所述的一种航空发动机后承力框架，其特征在于：所述加固块（23）的底部一侧对称固定连接有若干个支撑块（216），所述支撑块（216）的一侧与第一后承力框架（1）和第二后承力框架（4）的外表面抵接。
8.根据权利要求7所述的一种航空发动机后承力框架，其特征在于：所述辅助装置（3）包括弧形块（31），所述弧形块（31）的两侧均开设有凹槽（32），所述凹槽（32）的内壁对称开设有卡槽（33），所述加固块（23）的两侧均固定连接有凸块（34），所述凸块（34）的外表面大小和形状与凹槽（32）的内壁大小和形状相适配，所述凸块（34）的一侧对称开设有T形槽（35），所述T形槽（35）的内壁一侧固定连接有第二伸缩杆（36），所述第二伸缩杆（36）的一端固定连接有卡杆（37），所述卡杆（37）的外表面与T形槽（35）的内壁滑动连接，所述第二伸缩杆（36）的外表面套设连接有弹簧（38），所述弹簧（38）的两端分别与卡杆（37）的一侧和T形槽（35）的一侧固定连接，所述卡杆（37）的一端外表面大小和形状与卡槽（33）的内壁大小和形状相适配。
9.根据权利要求8所述的一种航空发动机后承力框架，其特征在于：所述卡杆（37）的一端两侧均固定连接有若干个防滑块（39），若干个所述防滑块（39）呈等距离排列。
10.一种使用方法，其特征在于：用于权利要求1-9任一所述一种航空发动机后承力框架及承压方法，包括以下步骤：
...【技术特征摘要】
1.一种航空发动机后承力框架，其特征在于：包括第一后承力框架（1）和第二后承力框架（4），所述第一后承力框架（1）和第二后承力框架（4）的两端分别卡接连接，所述第一后承力框架（1）和第二后承力框架（4）的外表面均设置有若干个加固装置（2），所述加固装置（2）包括加固块（23）和两个连接板（211），两个相邻所述加固块（23）的一侧之间设置有辅助装置（3），所述加固装置（2）是安装在第一后承力框架（1）和第二后承力框架（4）的外表面上用于提高第一后承力框架（1）和第二后承力框架（4）外表面的坚硬度，使其长期处于温差较大的工作环境中出现热胀冷缩时不易发生断裂的情况，提高第一后承力框架（1）和第二后承力框架（4）的使用寿命，所述辅助装置（3）是用于安装在两块相邻的加固块（23）之间，用于将两块加固块（23）之间进行连接固定，使其增加加固块（23）的加固力度，对第一后承力框架（1）和第二后承力框架（4）的表面起到二次加固防护的作用。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机后承力框架，其特征在于：所述第一后承力框架（1）和第二后承力框架（4）的外表面均对称固定连接有若干个l形杆（21），所述l形杆（21）的一侧开设有若干个卡孔（22），所述加固块（23）的一侧对称开设有l形槽（24），所述l形槽（24）的内壁大小和形状与l形杆（21）的外表面大小和形状相适配，所述加固块（23）的一侧开设有矩形槽（25），所述矩形槽（25）的内壁一侧开设有螺纹孔（26），所述螺纹孔（26）的内壁螺纹连接有螺纹杆（27），所述螺纹杆（27）的一端转动连接有挤压杆（28），所述挤压杆（28）的外表面与矩形槽（25）的内壁滑动连接，所述矩形槽（25）的内壁两侧均开设有若干个圆孔（29），所述挤压杆（28）的一端两侧分别与两块连接板（211）的一侧抵接，所述连接板（211）的一侧固定连接有若干个卡块（210），所述卡块（210）的外表面与圆孔（29）的内壁滑动连接，所述卡块（210）的一端外表面大小和形状与卡孔（22）的内壁大小和形状相适配。
3.根据权利要求2所述的一种航空发动机后承力框架，其特征在于：所述挤压杆（28）的一侧对称固定连接有第一伸缩杆（212），所述第一伸缩杆（212）的一...
【专利技术属性】
技术研发人员：黄嘉晴，胡春平，朱夏雯，王建岭，王永，
申请(专利权)人：中国航发常州兰翔机械有限责任公司，
类型：发明
国别省市：
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