一種航空發動機點火附件裝配式安裝結構及安裝方法與流程

文檔序號:19835735發布日期:2020-02-04 12:59
一種航空發動機點火附件裝配式安裝結構及安裝方法與流程

本發明涉及屬于航空發動機裝配設計技術領域,特別涉及一種航空發動機點火附件裝配式安裝結構及安裝方法。



背景技術:

現有發動機點火系統的安裝采用平板支架螺釘固定的方式,因點火附件體積大、重量重,且為下置式傾斜安裝,在發動機工作過程中受振動、高溫等環境因素影響,安裝固定點火附件的支架安裝爪經常發生斷裂等故障。安裝爪斷裂后,振動對點火附件的影響加劇,通常引起點火附件裂紋損壞,電氣連接部位折斷等故障,影響發動機燃燒室點火,發生發動機點火不成功等問題,以及影響發動機工作,導致飛機不能按預定要求完成科目。

如圖1所示,現有航空發動機點火附件的安裝均采用整體式安裝座,安裝座由一整塊金屬板制成,安裝座焊接4個金屬安裝爪,發動機機匣與安裝座通過安裝爪固定。如圖2所示,點火附件通過螺栓安裝在安裝座上,安裝座通過螺栓固定在發動機機匣上,實現點火附件的安裝固定,整個點火附件的安裝是剛性結構。點火附件體積較大,重量達7kg,在發動機圓形殼體上安裝后,發動機工作過程中產生的振動加大了螺釘固定產生的應力,由于圓形殼體上的安裝,在點火附件的安裝支架上產生應力集中,支架被損壞,點火附件安裝不牢固,會造成發動機點火系統不能穩定工作,同時,點火附件支架報廢率高,更換成本高。



技術實現要素:

為了解決現有技術存在的安裝空間受限、應力等因素導致的點火附件安裝固定困難,損壞率高等技術問題,本發明提供了一種航空發動機點火附件裝配式安裝結構及安裝方法,保證點火附件安裝固定可靠,工作過程穩定、無損壞,保證航空發動機正常工作。

為了實現上述目的,本發明的技術方案是:

一種航空發動機點火附件裝配式安裝結構,包括安裝支架、第一支撐支架和第二支撐支架;

所述安裝支架設置有第一銷釘、第二銷釘和指形觸點,所述第一銷釘和第二銷釘均通過第一支撐支架與航空發動機安裝邊連接,所述指形觸點通過第二支撐支架與航空發動機安裝邊連接;

所述第一支撐支架設置有關節軸承,用以與第一銷釘或第二銷釘連接;

所述第二支撐支架也設置有關節軸承,用以與指形觸點連接。

所述安裝支架為矩形框架結構,用于固定點火附件,所述第一銷釘和第二銷釘分別位于安裝支架的兩個長邊。

所述指形觸點包括殼體,所述殼體設置有彎鉤形滑槽,所述殼體內部設置有頂針,所述頂針的一端穿過殼體連接安裝支架與第二支撐支架,所述頂針的另一端設置有尾附,所述頂針設置有彈簧和滑塊,所述滑塊沿彎鉤形滑槽移動對頂針進行限位。

所述第一銷釘和第二銷釘的設置方向相同,所述指形觸點的設置方向與第二銷釘的設置方向垂直。

所述第一支撐支架和第二支撐支架均設置有安裝孔,用以與發動機安裝邊固定連接。

一種航空發動機點火附件的安裝方法,采用上述航空發動機點火附件裝配式安裝結構,包括如下步驟:

將點火附件安裝在安裝支架上,將一個第一支撐支架與航空發動機的一個安裝邊連接,將另一個第一支撐支架和第二支撐支架分別與航空發動機的另一個安裝邊連接;

將安裝支架的第一銷釘和第二銷釘分別插入與其對應的第一支撐支架的關節軸承;

通過指形觸點連接安裝支架與第二支撐支架。

本發明的有益效果:

1)體積小、重量輕,矩形框架結構的安裝支架與其他發動機用點火附件安裝座相比重量更輕,更符合發動機減輕零組件重量的要求;

2)空間小,第一銷釘、第二銷釘和指形觸點構成三角形的三點式固定方式,比現有發動機用點火附件四點固定方式減少了固定位置,節省空間,更能滿足航空發動機外圍尺寸受限的要求;

3)操作方便,采用插入式固定方式,兩個橫向設置的第一銷釘和第二銷釘,以及作為縱向定位器指形觸點,兩個方向上牢固安裝點火附件,不需要安裝墊片、擰緊螺釘等操作,安裝簡捷方便;

4)消除應力,安裝在航空發動機安裝邊上的3個支撐支架均配裝關節軸承,可以在任意方向轉動,當發動機振動過程中,關節軸承的轉動消除安裝固定帶來的應力集中,相較于其他發動機螺釘固定安裝,避免點火附件安裝支架由于應力集中造成的損壞,并且能夠有效可靠實現對點火附件的安裝固定,保證發動機控制系統工作的可靠性;

5)抗振性更好,縱向定位的指形觸點內部采用彈簧阻尼結構,減輕發動機水平振動造成的影響,縱向振動由于安裝支架與支撐支架間關節軸承支撐時各方向均可轉動,且插入式結構中頂針與關節軸承之間間隙較大,相比較于其他發動機螺釘固定的剛性連接結構,能更好的減輕振動造成的影響,避免振動造成的零組件損傷。

本發明的其他特征和優點將在下面的具體實施方式中部分予以詳細說明。

附圖說明

圖1是現有整體式點火附件安裝座的結構示意圖;

圖2是現有點火附件安裝在安裝座的示意圖;

圖3是本發明實施例提供的安裝支架的結構示意圖;

圖4是圖3的a向視圖;

圖5是本發明實施例提供的第一支撐支架的結構示意圖;

圖6是本發明實施例提供的第二支撐支架的結構示意圖,其中(a)為主視圖,(b)為左視圖,(c)為俯視圖;

圖7是本發明實施例提供的點火附件安裝在安裝支架上的主視示意圖;

圖8是本發明實施例提供的點火附件安裝在安裝支架上的左視示意圖。

說明書附圖中的附圖標記包括:

1-安裝座,2-安裝爪,3-螺栓,4-點火附件,5-安裝支架,6-第一銷釘,7-指形觸點,8-第一支撐支架,9-關節軸承,10-襯套,11-頂針,12-彈簧,13-尾附,14-殼體,15-安裝邊,16-第二銷釘,17-第二支撐支架。

具體實施方式

下面將結合本發明實施例中的附圖,對本發明實施例中的技術方案進行清楚、完整地描述,顯然,所描述的實施例僅僅是本發明的一部分實施例,而不是全部的實施例。

在本發明的描述中,需要理解的是,術語“縱向”、“橫向”、“豎向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”“內”、“外”等指示的方位或位置關系為基于附圖所示的方位或位置關系,僅是為了便于描述本發明和簡化描述,而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構造和操作,因此不能理解為對本發明的限制。此外,術語“第一”、“第二”僅用于描述目的,而不能理解為指示或暗示相對重要性。

在本發明的描述中,除非另有規定和限定,需要說明的是,術語“安裝”、“相連”、“連接”應做廣義理解,例如,可以是機械連接或電連接,也可以是兩個元件內部的連通,可以是直接相連,也可以通過中間媒介間接相連,對于本領域的普通技術人員而言,可以根據具體情況理解上述術語的具體含義。

為了解決現有技術存在的問題,如圖3至圖8所示,本發明實施例提供了一種航空發動機點火附件裝配式安裝結構及安裝方法,保證點火附件4安裝固定可靠,工作過程穩定、無損壞,保證航空發動機正常工作。

如圖3和圖4所示,一種航空發動機點火附件4裝配式安裝結構,包括安裝支架5、第一支撐支架8和第二支撐支架17支撐支架用于支撐安裝支架5,并減小振動、消除應力;安裝支架5設置有第一銷釘6、第二銷釘16和指形觸點7,第一銷釘6、第二銷釘16和指形觸點7均焊接在安裝支架5上,第一銷釘6和第二銷釘16均通過第一支撐支架8與航空發動機安裝邊15連接,指形觸點7通過第二支撐支架17與航空發動機安裝邊15連接,安裝支架5為矩形框架結構,用于固定點火附件4,第一銷釘6和第二銷釘16分別位于安裝支架5的兩個長邊,第一銷釘6和第二銷釘16的設置方向相同,指形觸點7的設置方向與第二銷釘16的設置方向垂直,即第二銷釘16與指形觸點7的方向為正交關系。

如圖5和圖6所示,第一支撐支架8設置有關節軸承9,用以與第一銷釘6或第二銷釘16連接,第二支撐支架17也設置有關節軸承9,用以與指形觸點7連接,第一支撐支架8和第二支撐支架17均設置有安裝孔,用以與發動機安裝邊15固定連接。

本實施例中,采用矩形框架結構的安裝支架5,其外圍尺寸長×寬為220mm×150mm,其內部中空結構的長×寬為140mm×70mm,相比較于現有發動機用點火附件4安裝座長×寬為284mm×206mm的一體式平板結構,重量更輕,更符合發動機減輕零組件重量的要求,矩形框架結構與支撐支架配合既能保證重量輕又能牢固安裝點火附件4即保證發動機工作的穩定性。將點火附件4固定在安裝支架5上,安裝支架5通過3個支撐支架固定在航空發動機安裝邊15上,第一銷釘6、第二銷釘16和指形觸點7裝入對應的支撐支架的關節軸承9中后鎖緊指形觸點7,完成點火附件4的固定安裝,其中,第一銷釘6通過第一支撐支架8與航空發動機的一個安裝邊15連接,第二銷釘16通過第一支撐支架8與航空發動機的另一個安裝邊15連接,指形觸點7通過第二支撐支架17與航空發動機的另一個安裝邊15連接。如圖5所示,第一支撐支架8為三角形結構,第一支撐支架8的一個頂點設置關節軸承9,第一支撐支架8的另外兩個頂點均設置有安裝孔,用以與發動機安裝邊15固定連接,第一支撐支架8還設置有安裝孔,用以與發動機安裝邊15固定連接,安裝孔與關節軸承9位于同一平面上。如圖6所示,第二支撐支架17也設置有安裝孔,用以與發動機安裝邊15固定連接,第二支撐支架17上安裝孔所在的平面與關節軸承9所在的平面垂直。當發動機工作過程中,無論橫向還是縱向的振動都可以通過關節軸承9的活動支撐化解,點火附件4與發動機之間的柔性連接避免了裝配應力的作用,3點雙方向固定的方式有效限制了點火附件4的活動范圍,既保證點火附件4在有限的空間內快速安裝,又使點火附件4不會發生大的位移,不與周圍組件干涉。

如圖4和圖7所示,指形觸點7包括殼體14,殼體14設置有彎鉤形滑槽,殼體14內部設置有頂針11,頂針11的一端穿過殼體14連接安裝支架5與第二支撐支架17,頂針11的另一端設置有尾附13,用于壓入及擰緊頂針11,頂針11設置有彈簧12和滑塊,滑塊沿彎鉤形滑槽移動對頂針11進行限位。指形觸點7的具體設置為:殼體14為圓柱筒結構,殼體14的一端設置有通孔,殼體14的另一端與螺母螺紋連接,殼體14內部設置有頂針11,頂針11的一端穿過殼體14的通孔連接安裝支架5的襯套10與第二支撐支架17的關節軸承9,頂針11的另一端設置有尾附13,頂針11外套設有彈簧12,彈簧12靠近尾附13一端與頂針11固定連接,在尾附13擰緊頂針11壓縮彈簧12時對彈簧12進行限位,殼體14的外部設置有若干個彎鉤形滑槽,頂針11設置有滑塊,尾附13擰緊頂針11的過程中,滑塊沿滑槽移動并將頂針11位置固定,當然彎鉤形滑槽可設置有多個,滑塊可以只設置一個,這是為了方便操作,實現對頂針11的限位,通過自帶阻尼功能的指形觸點7與帶有關節軸承9第二支撐支架17配合,有效避免發動機振動、安裝應力等外部因素對點火附件4的影響,保證點火系統穩定工作。

如圖7和圖8所示,一種航空發動機點火附件4的安裝方法,采用上述航空發動機點火附件4裝配式安裝結構,包括如下步驟:

將點火附件4通過螺栓3和螺母固定安裝在安裝支架5上,將一個第一支撐支架8與航空發動機的一個安裝邊15連接,將另一個第一支撐支架8和第二支撐支架17分別與航空發動機的另一個安裝邊15連接,兩個第一支撐支架8和一個第二支撐支架17均與對應的航空發動機安裝邊15固定連接,;

將安裝支架5的第一銷釘6和第二銷釘16分別插入與其對應的第一支撐支架8的關節軸承9;

通過指形觸點7連接安裝支架5與第二支撐支架17,即將安裝支架5安放到與第二支撐支架17對應的位置,用力將指形觸點7的頂針11推入關節軸承9中,旋轉尾附13,鎖住指形觸點7,完成點火附件4的固定安裝。

為保證點火附件4在發動機圓形外殼上穩定安裝,消除發動機振動、裝配應力等對點火附件4支架的損害,在現有點火附件4安裝位置,通過本發明的裝配式安裝結構實現點火附件4的安裝。通過第一支撐支架8和第二支撐支架17的關節軸承9使點火附件4的安裝為柔性連接的安裝方式,能夠滿足發動機外部空間需求,保證發動機點火系統核心部件的穩定可靠工作,免除螺釘等緊固件安裝時預留的操作空間,避免剛性連接帶來的應力影響即點火附件4及安裝座損壞對航空發動機工作的影響,并在發動機工作過程中克服振動等因素的影響,保證點火附件4安裝固定可靠,工作過程穩定、無損壞,保證航空發動機正常工作,本發明的安裝方法方便、快捷、高效,可廣泛應用于航空發動機點火系統中。

盡管已經示出和描述了本發明的實施例,本領域的普通技術人員可以理解:在不脫離本發明的原理和宗旨的情況下可以對這些實施例進行多種變化、修改、替換和變型,本發明的范圍由權利要求及其等同物限定。

再多了解一些
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