CN111946460B - 用于航空发动机风扇组合件装配的导正装置及装配方法 - Google Patents

用于航空发动机风扇组合件装配的导正装置及装配方法 Download PDF

Info

Publication number
CN111946460B
CN111946460B CN202010796685.0A CN202010796685A CN111946460B CN 111946460 B CN111946460 B CN 111946460B CN 202010796685 A CN202010796685 A CN 202010796685A CN 111946460 B CN111946460 B CN 111946460B
Authority
CN
China
Prior art keywords
assembly
guide rod
guide
fan assembly
core machine
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202010796685.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111946460A (zh
Inventor
杜红喜
王锦邦
吴旭
时新桓
王力男
王伦
何勇
宋晓阳
张福苹
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
No 5719 Factory of PLA
Original Assignee
No 5719 Factory of PLA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by No 5719 Factory of PLA filed Critical No 5719 Factory of PLA
Priority to CN202010796685.0A priority Critical patent/CN111946460B/zh
Publication of CN111946460A publication Critical patent/CN111946460A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111946460B publication Critical patent/CN111946460B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P19/00—Machines for simply fitting together or separating metal parts or objects, or metal and non-metal parts, whether or not involving some deformation; Tools or devices therefor so far as not provided for in other classes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P19/00—Machines for simply fitting together or separating metal parts or objects, or metal and non-metal parts, whether or not involving some deformation; Tools or devices therefor so far as not provided for in other classes
    • B23P19/10—Aligning parts to be fitted together
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B66—HOISTING; LIFTING; HAULING
    • B66C—CRANES; LOAD-ENGAGING ELEMENTS OR DEVICES FOR CRANES, CAPSTANS, WINCHES, OR TACKLES
    • B66C1/00—Load-engaging elements or devices attached to lifting or lowering gear of cranes or adapted for connection therewith for transmitting lifting forces to articles or groups of articles
    • B66C1/10—Load-engaging elements or devices attached to lifting or lowering gear of cranes or adapted for connection therewith for transmitting lifting forces to articles or groups of articles by mechanical means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明公开了一种用于航空发动机风扇组合件装配的导正装置及装配方法，属于发动机装配技术领域，可有效降低航空发动机风扇组合件装配过程中造成支点石墨件碰伤损坏的问题。所述导正装置包括导向杆、定位环以及若干连接件，导向杆的一端为吊装端，导向杆的另外一端为导向端，定位环同轴地设置在导向杆的吊装端一端，各连接件沿定位环的周向间隔分布设置，并且每根连接件的一端与定位环连接，另一端与导向杆连接。本发明可在风扇组合件装配过程中能够通过其导向杆的导向部起到导向安装的效果，进而在下放过程中能有效地降低支点石墨件碰伤的问题；同时可有效地提高风扇组合件装配的便捷性和效率，降低了备件消耗量。

Description

用于航空发动机风扇组合件装配的导正装置及装配方法
技术领域
本发明涉及航空发动机装配技术领域，尤其涉及一种用于航空发动机风扇组合件装配的导正装置及装配方法。
背景技术
航空发动机的装配是航空发动机维修中的重要一环。涡扇发动机在装配风扇组合件过程中，风扇组合件上的支点轴承组件的滚棒或支点跑道容易与核心机上的支点石墨件发生擦碰，而由于支点石墨件的结构强度较低，因而易造成支点石墨件碰伤，导致支点处接触式密封装置失效，滑油泄漏量增多，发动机滑油消耗量增大。同时破损的支点石墨件会掉落滑油***中，导致滑油***出现异物，甚至可能导致支点轴承出现损伤故障，造成严重的后果。支点石墨件碰伤导致支点支撑组件返工，不仅造成了备件的额外消耗，而且浪费了人力资源，更影响了发动机装配质量，制约着发动机装配进度。
发明内容
本发明解决的技术问题是提供一种可有效降低航空发动机风扇组合件装配过程中造成支点石墨件碰伤损坏的用于航空发动机风扇组合件装配的导正装置。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：用于航空发动机风扇组合件装配的导正装置，所述导正装置用于将风扇组合件与核心机进行装配，风扇组合件与核心机的装配通过核心机上设置的支点石墨件与风扇组合件上的支点轴承组件配合实现，导正装置包括导向杆、定位环以及若干连接件，导向杆的一端为吊装端，导向杆的另外一端为导向端，定位环同轴地设置在导向杆的吊装端一端，各连接件沿定位环的周向间隔分布设置，并且每根连接件的一端与定位环连接，另一端与导向杆连接；在定位环上朝向导向端的一侧形成有用于与核心机配合的配合环面，在定位环上沿其周向间隔设置有若干用于与核心机连接的连接孔；导向杆的导向端能够从核心机的中心通孔穿过并从核心机上与风扇组合件配合的一端穿出，并且穿出的部分形成用于与风扇组合件上的支点轴承组件的中心孔插接配合的导向部。
进一步的是：在导向杆的中部形成有一段用于与核心机内对应的限位结构配合的环形凸台结构，该环形凸台结构的直径大于导向杆其它部位的直径。
进一步的是：所述连接件相对于导向杆的轴线呈偏斜设置，并且连接件从与导向杆连接的一端至与定位环连接的一端的延伸方向为朝向导向杆的导向端方向偏斜设置。
进一步的是：各连接件沿定位环的周向等角度间隔分布设置。
进一步的是：连接件设置有六至十二根。
进一步的是：连接件设置有十根。
进一步的是：在吊装端设置有吊环。
进一步的是：导向部能够拆卸。
进一步的是：导向部在沿导向杆的轴向具有0-4mm的调节量。
另外，本发明还提供一种航空发动机风扇组合件装配方法，采用上述本发明所述的用于航空发动机风扇组合件装配的导正装置，包括如下步骤：
S1、将已经装配好并检测合格的核心机固定安装到翻转装配车上，然后通过翻转装配车以使核心机上需要与定位环配合连接的一端竖直向上；
S2、吊装导正装置：利用吊具从吊装端吊起导正装置，然后使导向杆的导向端由上向下从核心机的中心通孔穿过并从核心机上与风扇组合件配合的一端穿出，然后通过连接件由连接孔将定位环与核心机连接固定；
S3、翻转装配车，使导向杆的导向端竖直向上；
S4、吊装已经装配好并检测合格的风扇组合件：利用吊具吊起风扇组合件，并使风扇组合件上的支点轴承组件位于导向杆的导向端的正上方，然后下放风扇组合件使风扇组合件上的支点轴承组件的中心孔从导向杆的导向端套入导向部，直至支点轴承组件与支点石墨件配合到位；
S5、旋转风扇组合件，使风扇组合件与核心机上设置的防错孔对正，然后进行风扇组合件与核心机的连接安装；
S6、翻转装配车，使导向杆的吊装端竖直向上，然后拆卸连接定位环与核心机的连接件，最后取出导正装置。
本发明的有益效果是：
1)利用导正装置进行装配，在风扇组合件装配过程中能够通过其导向杆的导向部起到导向安装的效果，进而在下放过程中能有效地降低支点石墨件碰伤的问题；同时可有效地提高风扇组合件装配的便捷性和效率，降低了备件消耗量。
2)通过设置导向部为可拆卸结构；并进一步设置其轴向具有0-4mm的调节量；能更有效地与不同发动机风扇组合件的尺寸适配。
3)通过设置环形凸台结构，能由该环形凸台结构与核心机内对应的限位结构配合，以起到对导向杆更好的径向、轴向限位作用，进而提高导向杆安装到核心机内后的位置精度，提高对风扇组合件的导向装配精度。
附图说明
图1为本发明所述的导正装置的立体示意图；
图2为图1的主视图；
图3为图1的俯视图；
图4为本发明中导正装置在对风扇组合件与核心机进行装配时的主视图；
图5为图4在第一种角度下的立体示意图；
图6为图4在第二种角度下的立体视图；
图中标记为：风扇组合件1、核心机2、支点石墨件3、支点轴承组件4、中心孔41、导正装置5、导向杆100、定位环200、连接件300、吊装端101、导向端102、导向部103、环形凸台结构104、吊环105、配合环面201、连接孔202。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明进一步说明。需要说明，若本发明中有涉及方向性指示用于，如上、下、左、右、前、后的方向、方位用语，是为了利于构件间相对位置联系的描述，非为相关构件、构件间位置关系的绝对位置特指，仅用于解释在某一特定姿态下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。另外，若本发明中有涉及表述数量的术语“若干”或者“多个”等，具体指的是两个及两个以上的情况，同时也可根据本领域技术人员结合实际情况中对该数量的具体需求进行合理设置。
本发明所述的用于航空发动机风扇组合件装配的导正装置，所述导正装置5用于将风扇组合件1与核心机2进行装配的辅助工具，风扇组合件1与核心机2的装配通过核心机2上设置的支点石墨件3与风扇组合件1上的支点轴承组件4配合实现，本发明中的导正装置5 包括导向杆100、定位环200以及若干连接件300，导向杆100的一端为吊装端101，导向杆100的另外一端为导向端102，定位环200同轴地设置在导向杆100的吊装端101一端，各连接件300沿定位环200的周向间隔分布设置，并且每根连接件300的一端与定位环200连接，另一端与导向杆100连接；在定位环200上朝向导向端102的一侧形成有用于与核心机2配合的配合环面201，在定位环200上沿其周向间隔设置有若干用于与核心机2连接的连接孔 202；导向杆100的导向端102能够从核心机2的中心通孔穿过并从核心机2上与风扇组合件 1配合的一端穿出，并且穿出的部分形成用于与风扇组合件1上的支点轴承组件4的中心孔 41插接配合的导向部103。
使用时，将导向杆100的导向端102从核心机2的中心通孔的一端穿入，并从另一端穿出后进一步延伸形成具有一定长度的导向部103；该导向部103即为在后续装配风扇组合件1 的过程中，用于***到风扇组合件1上的支点轴承组件4的中心孔41中，进而起到对风扇组合件1的导向装配作用，降低风扇组合件1安装过程中因晃动或未对齐而导致的支点轴承组件4与支点石墨件3的撞击损坏情况发生；进而提高安装质量和安装的便捷性。不失一般性的，导向部103对应部分的尺寸应当设置为与支点轴承组件4的中心孔41相适配，以确保与支点轴承组件4的中心孔41的配合导向效果。
更为具体的，本发明中可进一步设置导向部103能够拆卸。这样，通过替换导向部件103 后能实现与不同发动机风扇组合件1的尺寸适配。更进一步的，还可设置导向部103在沿导向杆100的轴向具有0-4mm的调节量；具体的如可通过螺纹连接结构实现上述调节，即导向部103通过螺纹连接安装到导向杆100上，通过控制其螺纹连接的尺寸实现对导向部103的调节。
另外，本发明中的导向杆100需要从核心机2内部的中心通孔穿过，并且为了提高导向杆100穿过后的定位精度，本发明中导向杆100上相应部位的直径尺寸可设置为与核心机内部的中心通孔中相应段的孔径尺寸相配，并在能够顺利安装的前提下，适当降低导向杆100 与中心通孔的配合间隙，以此提高导向杆100安装后的定位精度。本发明中可进一步在在导向杆100的中部形成有一段用于与核心机2内对应的限位结构配合的环形凸台结构104，该环形凸台结构104的直径大于导向杆100其它部位的直径。即通过该环形凸台结构104与核心机2内对应处的限位结构进行更为精确的定位配合；其中，核心机2内对应的限位结构，指的是在核心机2内部原本已存在的、且结构强度较高的适合用于对导向杆100进行限位的结构；本领域技术人员可根据核心机2内对应的中心通孔的结构选取其中适宜的部位作为其限位结构；可选择但不限于如下核心机2内的结构：核心机前轴颈内侧柱面以及核心机内部低压涡轮与高压涡轮配合用的支点轴承的内孔面。另外，在设置有环形凸台结构104的情况下，也可通过该环形凸台结构104在轴向方向形成的台阶面与核心机2内对应的中心通孔中相应的限位结构实现对导向杆100的轴向限位作用，其起到对限位杆100***深度的精确控制。
本发明中的定位环200是用于与核心机2配合连接，以将定位环200与核心机2固定连接，进而固定导向杆100；具体的为通过在定位环200上朝向导向端102的一侧形成有用于与核心机2配合的配合环面201，同时在定位环200上沿其周向间隔设置有若干用于与核心机2连接的连接孔202；如可通过螺钉或者螺栓由连接孔202将定位环200固定安装到核心机2上。当然，不失一般性的定位环200的尺寸应当与核心机2上相应配合部位的尺寸一致，以确保二者有效的配合连接；同时还应当确保定位环200与核心机2配合后，其导向杆100 刚好能够与核心机2内部的中心通孔同轴配合。
更为具体的，为了使得定位环200能够更好的与核心机2配合连接，本发明中的连接件300 优选设置为相对于导向杆100的轴线呈偏斜设置，并且连接件300从与导向杆100连接的一端至与定位环200连接的一端的延伸方向为朝向导向杆100的导向端102方向偏斜设置。这样一来，可降低安装定位环200的过程中，连接件300的干扰。
更具体的，本发明中的各连接件300可进一步设置为沿定位环200的周向等角度间隔分布设置。这样可提高各连接件300的受力分布情况。具体的，连接件300的数量可优选设置为六至十二根；如具体设置为十，相应的相邻两根连接件300的角度间距设置为36°。
另外，为便于吊装整个导正装置，本发明中可进一步在吊装端101设置有吊环105。
本发明所述的航空发动机风扇组合件装配方法，采用上述本发明所述的用于航空发动机风扇组合件装配的导正装置5，具体包括如下步骤：
S1、将已经装配好并检测合格的核心机2固定安装到翻转装配车上，然后通过翻转装配车以使核心机2上需要与定位环200配合连接的一端竖直向上；其中，翻转装配车为具备能够上下翻转功能的一种常用装配工装；通过翻转装配车，即可实现安装在装配车上的装配工件的上下翻转，以实现对装配工件不同部位的转配。
S2、吊装导正装置5：利用吊具从吊装端101吊起导正装置5，然后使导向杆100的导向端102由上向下从核心机2的中心通孔穿过并从核心机2上与风扇组合件1配合的一端穿出，然后通过连接件由连接孔202将定位环200与核心机2连接固定；当然，在吊装导正装置5的过程中，应当缓慢***导向杆100，并尽量避免发生碰撞的情况；另外，可采用螺栓或者螺钉等连接件用于定位环200与核心机2的连接固定。
S3、翻转装配车，使导向杆100的导向端102竖直向上；此时导向杆100上的导向部103 将从核心机2上需要装配风扇组合件1的那端穿出，并相对于支点石墨件3高出一定的长度。
S4、吊装已经装配好并检测合格的风扇组合件1：利用吊具吊起风扇组合件1，并使风扇组合件1上的支点轴承组件4位于导向杆100的导向端102的正上方，然后下放风扇组合件 1使风扇组合件1上的支点轴承组件4的中心孔41从导向杆100的导向端102套入导向部103，直至支点轴承组件4与支点石墨件3配合到位；下放风扇组合件1的过程中应当缓慢下放；此过程中，支点轴承组件4的中心孔41先从导向杆100的导向端102套入导向部103，利用导向部103起到对风扇组合件1的导向限位，并在风扇组合件1继续下放的过程中将风扇组合件1上的支点轴承组件4装配入支点石墨件3中实现配合；由于由导向部103的导向限位作用，因此能够有效地减低支点轴承组件4装配到支点石墨件3的过程中的晃动，进而避免支点轴承组件4与支点石墨件3发生碰撞的情况，以此避免造成的支点石墨件3的破坏。
S5、旋转风扇组合件1，使风扇组合件1与核心机2上设置的防错孔对正，然后进行风扇组合件1与核心机2的连接安装；具体的，风扇组合件1与核心机2的连接一般通过沿周向设置的若干螺栓进行连接。
S6、翻转装配车，使导向杆100的吊装端101竖直向上，然后拆卸连接定位环200与核心机2的连接件，最后取出导正装置5。
至此，即完成了对风扇组合件1与核心机2的装配。

Claims (10)

1.用于航空发动机风扇组合件装配的导正装置，所述导正装置(5)用于将风扇组合件(1)与核心机(2)进行装配，风扇组合件(1)与核心机(2)的装配通过核心机(2)上设置的支点石墨件(3)与风扇组合件(1)上的支点轴承组件(4)配合实现，其特征在于：导正装置(5)包括导向杆(100)、定位环(200)以及若干连接件(300)，导向杆(100)的一端为吊装端(101)，导向杆(100)的另外一端为导向端(102)，定位环(200)同轴地设置在导向杆(100)的吊装端(101)一端，各连接件(300)沿定位环(200)的周向间隔分布设置，并且每根连接件(300)的一端与定位环(200)连接，另一端与导向杆(100)连接；在定位环(200)上朝向导向端(102)的一侧形成有用于与核心机(2)配合的配合环面(201)，在定位环(200)上沿其周向间隔设置有若干用于与核心机(2)连接的连接孔(202)；导向杆(100)的导向端(102)能够从核心机(2)的中心通孔穿过并从核心机(2)上与风扇组合件(1)配合的一端穿出，并且穿出的部分形成用于与风扇组合件(1)上的支点轴承组件(4)的中心孔(41)插接配合的导向部(103)。
2.如权利要求1所述的用于航空发动机风扇组合件装配的导正装置，其特征在于：在导向杆(100)的中部形成有一段用于与核心机(2)内对应的限位结构配合的环形凸台结构(104)，该环形凸台结构(104)的直径大于导向杆(100)其它部位的直径。
3.如权利要求1所述的用于航空发动机风扇组合件装配的导正装置，其特征在于：所述连接件(300)相对于导向杆(100)的轴线呈偏斜设置，并且连接件(300)从与导向杆(100)连接的一端至与定位环(200)连接的一端的延伸方向为朝向导向杆(100)的导向端(102)方向偏斜设置。
4.如权利要求1所述的用于航空发动机风扇组合件装配的导正装置，其特征在于：各连接件(300)沿定位环(200)的周向等角度间隔分布设置。
5.如权利要求1所述的用于航空发动机风扇组合件装配的导正装置，其特征在于：连接件(300)设置有六至十二根。
6.如权利要求1所述的用于航空发动机风扇组合件装配的导正装置，其特征在于：连接件(300)设置有十根。
7.如权利要求1所述的用于航空发动机风扇组合件装配的导正装置，其特征在于：在吊装端(101)设置有吊环(105)。
8.如权利要求1至7中任意一项所述的用于航空发动机风扇组合件装配的导正装置，其特征在于：导向部(103)能够拆卸。
9.如权利要求8所述的用于航空发动机风扇组合件装配的导正装置，其特征在于：导向部(103)在沿导向杆(100)的轴向具有0-4mm的调节量。
10.航空发动机风扇组合件装配方法，采用上述权利要求1至9中任意一项所述的用于航空发动机风扇组合件装配的导正装置(5)，其特征在于：包括如下步骤：
S1、将已经装配好并检测合格的核心机(2)固定安装到翻转装配车上，然后通过翻转装配车以使核心机(2)上需要与定位环(200)配合连接的一端竖直向上；
S2、吊装导正装置(5)：利用吊具从吊装端(101)吊起导正装置(5)，然后使导向杆(100)的导向端(102)由上向下从核心机(2)的中心通孔穿过并从核心机(2)上与风扇组合件(1)配合的一端穿出，然后通过连接件由连接孔(202)将定位环(200)与核心机(2)连接固定；
S3、翻转装配车，使导向杆(100)的导向端(102)竖直向上；
S4、吊装已经装配好并检测合格的风扇组合件(1)：利用吊具吊起风扇组合件(1)，并使风扇组合件(1)上的支点轴承组件(4)位于导向杆(100)的导向端(102)的正上方，然后下放风扇组合件(1)使风扇组合件(1)上的支点轴承组件(4)的中心孔(41)从导向杆(100)的导向端(102)套入导向部(103)，直至支点轴承组件(4)与支点石墨件(3)配合到位；
S5、旋转风扇组合件(1)，使风扇组合件(1)与核心机(2)上设置的防错孔对正，然后进行风扇组合件(1)与核心机(2)的连接安装；
S6、翻转装配车，使导向杆(100)的吊装端(101)竖直向上，然后拆卸连接定位环(200)与核心机(2)的连接件，最后取出导正装置(5)。
CN202010796685.0A 2020-08-10 2020-08-10 用于航空发动机风扇组合件装配的导正装置及装配方法 Active CN111946460B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010796685.0A CN111946460B (zh) 2020-08-10 2020-08-10 用于航空发动机风扇组合件装配的导正装置及装配方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010796685.0A CN111946460B (zh) 2020-08-10 2020-08-10 用于航空发动机风扇组合件装配的导正装置及装配方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111946460A CN111946460A (zh) 2020-11-17
CN111946460B true CN111946460B (zh) 2022-08-05

Family

ID=73332019

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010796685.0A Active CN111946460B (zh) 2020-08-10 2020-08-10 用于航空发动机风扇组合件装配的导正装置及装配方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111946460B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114510798B (zh) * 2022-01-25 2023-07-21 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机气动轴向力防错分析方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101105150A (zh) * 2006-07-13 2008-01-16 劳斯莱斯有限公司 发动机核心机架装置以及发动机核心的拆除和运输方法
WO2013163488A1 (en) * 2012-04-27 2013-10-31 Siemens Energy, Inc. Turbine extension nut support tool
CN106112506A (zh) * 2016-07-08 2016-11-16 中信重工机械股份有限公司 一种水平装配重型单作用油缸柱塞的同轴找正工具及方法
CN207036550U (zh) * 2017-06-16 2018-02-23 中国人民解放军第五七一九工厂 一种拉伸试验高同轴度定心装置
CN109339869A (zh) * 2018-11-30 2019-02-15 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 一种航空发动机高压涡轮转子定心装置及其使用方法

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2890110B1 (fr) * 2005-08-26 2007-11-02 Snecma Procede d'assemblage d'une turbomachine
WO2007127430A2 (en) * 2006-04-27 2007-11-08 Fatigue Technology, Inc. Alignment device and methods of using the same
US9228451B2 (en) * 2011-05-03 2016-01-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine module adapter to a carrier
DE102012202466B3 (de) * 2012-02-17 2013-07-11 Siemens Aktiengesellschaft Montage einer Strömungsmaschine
PL225571B1 (pl) * 2013-08-21 2017-04-28 Gen Electric Narzędzie do osiowania i pomiarów maszyny wirnikowej
US9709276B2 (en) * 2014-08-28 2017-07-18 Siemens Energy, Inc. Method and tool for installation of a transition duct

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101105150A (zh) * 2006-07-13 2008-01-16 劳斯莱斯有限公司 发动机核心机架装置以及发动机核心的拆除和运输方法
WO2013163488A1 (en) * 2012-04-27 2013-10-31 Siemens Energy, Inc. Turbine extension nut support tool
CN106112506A (zh) * 2016-07-08 2016-11-16 中信重工机械股份有限公司 一种水平装配重型单作用油缸柱塞的同轴找正工具及方法
CN207036550U (zh) * 2017-06-16 2018-02-23 中国人民解放军第五七一九工厂 一种拉伸试验高同轴度定心装置
CN109339869A (zh) * 2018-11-30 2019-02-15 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 一种航空发动机高压涡轮转子定心装置及其使用方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
发动机低涡轴碰磨故障的装配工艺分析;赵哲等;《现代制造技术与装备》;20180115(第01期);全文 *
某型发动机二支点轴承失效故障分析;邹亮等;《航空维修与工程》;20191220(第12期);全文 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN111946460A (zh) 2020-11-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111946460B (zh) 用于航空发动机风扇组合件装配的导正装置及装配方法
US9127593B2 (en) Modular drop-in combustor assembly for industrial gas turbine and method for installation
GB2619480A (en) Solid rocket engine rear skirt connection mechanical arm type interstage separation test device and method
CN102756355A (zh) 一种整体换头式气门油封工装及其使用方法
KR101324124B1 (ko) 내연기관의 밸브조립시스템용 코터 자동조립장치
KR20010085013A (ko) 압입용 탄성중심기기
CN214236994U (zh) 轴瓦压装工装
CN106314820B (zh) 插销式防逃逸工艺接头及其应用方法
CN218983980U (zh) 一种修复镗孔的定位工装及轧机牌坊孔在线修复的镗孔机
CN215146459U (zh) 一种带浮动功能的合箱抓具
CN112975338B (zh) 一种发动机轴瓦安装与拆卸工装
CN108080925B (zh) 一种环形腔内滚子轴承外圈分解装置及方法
CN113798874B (zh) 多工位定心工装及定心方法
CN114135576B (zh) 一种掘进机主轴承及该主轴承外圈组件的加工方法
CN113134727A (zh) 一种带浮动功能的合箱抓具
JP3070312B2 (ja) クランクピン圧入用治具
CN207326315U (zh) 一种用于汽车座椅滑轨磨合的磨合机
CN220136662U (zh) 风电试验设备主轴试验测试工装
CN219068044U (zh) 一种转子装配工装
CN215567223U (zh) 一种限位运动的柱销装置
CN115229461B (zh) 一种透平导流环的定位安装装置及方法
JP3070313B2 (ja) クランクシャフトの組立方法
CN219993883U (zh) 一种用于压缩机曲轴的调心结构
CN216436902U (zh) 无壳电机之定子的安装定位结构
CN221290189U (zh) 一种油封和轴承外圈与变速箱壳体同时压装工装

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant