一种直升机辅助动力装置联合转子的平衡方法
一种直升机辅助动力装置联合转子的平衡方法
【专利摘要】一种直升机辅助动力装置联合转子的平衡方法，包括如下步骤：对组合前的单个零组件的平衡精度进行控制，使每个零组件的不平衡量控制在0.5gmm以内；进行不带静子件的联合转子的动平衡测试，如果所述联合转子的平衡不满足要求，松开所述锁紧螺母，对所述离心叶轮组合或所述支撑套进行旋转或者更换，然后再次锁紧所述锁紧螺母，再进行平衡测试，直至所述联合转子的平衡满足要求。所述联合转子的平衡测试合格后，将所述联合转子的各部件按照标记的位置与机匣进行组合，对带所述机匣的所述联合转子进行平衡测试。本发明所提供的一种直升机辅助动力装置联合转子的平衡方法。大大缩短了联合转子的平衡周期，有效节约了人力成本。
【专利说明】一种直升机辅助动力装置联合转子的平衡方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种航空发动机部件的平衡方法，尤其是一种直升机辅助动力装置联合转子的平衡方法。
【背景技术】
[0002]一种用于直升机的辅助动力装置，其主要为其主发动机的起动提供压缩空气，同时可为直升机提供应急备用电源。该辅助动力装置为单转子结构，采用0-2-0的支承形式，在压气机与涡轮之间布置了两个角接触球轴承以承受轴向力，为了防止轴承出现轻载打滑，在两个轴承之间设置了弹簧给轴承施加约130N的预紧力。转子采用左旋螺母，通过涡轮轴(涡轮轴与涡轮盘通过三个拉紧螺栓连接)将压气机转子(即离心叶轮组合)和涡轮转子刚性地连接成一体，并通过涡轮轴与离心叶轮之间的花键传扭。
[0003]该辅助动力装置转子为两端悬臂结构，在保证两端分别平衡良好的基础上，必须进行良好的装配定位才能保证该辅助动力装置转子工作的振动特性。因此，需要通过联合转子平衡的方法，对零件的匹配性进行检查确认，确保装配质量。如不合格可以则通过零件角向位置调整或更换零件的方法进行改善。
[0004]图1为一种用于直升机的辅助动力装置的现有的平衡测试方法的原理示意图，如图1所示，现有的平衡方法是，在装配过程中，联合转子平衡直接采用带机匣平衡的方法，也即是，需要先在机匣5上通过中心轴安装后润滑套91，将已经平衡好的两级涡轮转子组合(即两级涡轮转子I与后轴承2的组合)从后向前安装在机匣5上，用工装后端顶住，再从前往后装配，依次在两级涡轮转子组合上安装支撑套92、压缩弹簧93、前润滑套94，前轴承3、前轴承挡油环95，然后在机匣5前端面安装封严套座96与封严盖97。然后通过6个带保险孔的螺钉紧固并保险(内部保险必须打)，再安装离心叶轮组合4，并用螺母8拧紧，因此需要进行大量装配工作，在进行平衡测试时，通过平衡轴瓦摆架6对整套带机匣5的联合转子进行支撑，校正面也只能选取所示机匣5的外侧的平面部位，如图1中的机匣5的外侧的平面部位51、52，当出现平衡测量结果不合格，需要调整转子角向位置时，需将联合转子分解，特别是后校正面52平衡不合格时，也即是涡轮转子组合部分不合格时，需拆下保险，将上述所装零件分解下来，调整零件的位置，再次按上述过程装配，反复进行，拆装时间久，周期长，往往一次转子从开始平衡到平衡合格需花费3?5天的时间，调整工作费时费力，加之如果零件状态不佳，平衡至合格的周期需要更长，由于装配工作量大，造成整台辅助动力装置装配周期较长，无法满足装配进度要求。
【发明内容】
[0005]本发明要解决的技术问题是提供一种直升机辅助动力装置联合转子的平衡方法，以减少或避免前面所提到的问题。
[0006]为解决上述技术问题，本发明提供了一种直升机辅助动力装置联合转子的平衡方法，所述辅助动力装置为单转子结构，采用0-2-0的支承形式，在压气机与涡轮之间布置了两个角接触球轴承以承受轴向力，为了防止轴承出现轻载打滑，在两个轴承之间设置了弹簧给轴承施加约130N的预紧力。转子采用左旋螺母，通过涡轮轴将离心叶轮组合和涡轮转子刚性地连接成一体，并通过所述涡轮轴与所述离心叶轮组合之间的花键传扭，所述涡轮轴与涡轮盘通过三个拉紧螺栓连接，所述方法包括如下步骤:
[0007]步骤A、对组合前的单个零组件的平衡精度进行控制，使每个零组件的不平衡量控制在0.5gmm以内；
[0008]步骤B、进行不带静子件的联合转子的动平衡测试，即在已经平衡合格的由两级涡轮转子与后轴承组合而成的两级涡轮转子组合上装上支撑套，前轴承、前轴承挡油环、离心叶轮组合，用锁紧螺母拧紧，将所述前轴承、所述后轴承安装在平衡机的工艺瓦轴上，在所述两级涡轮转子和所述离心叶轮组合上分别选择两个校正面进行动平衡测试；
[0009]步骤C、如果所述联合转子的平衡不满足要求，松开所述锁紧螺母，对所述离心叶轮组合或所述支撑套进行旋转或者更换，然后再次锁紧所述锁紧螺母，再进行平衡测试，直至所述联合转子的平衡满足要求。
[0010]步骤D、所述联合转子的平衡测试合格后，在所述联合转子的各部件上做位置标记，并将各部件拆解，将所述联合转子的各部件按照标记的位置与机匣进行组合，对带所述机匣的所述联合转子进行平衡测试，验证所述联合转子的平衡，如不满足平衡要求，则拆解后返回步骤B，直至带所述机匣的所述联合转子的平衡满足要求。
[0011]本发明所提供的一种直升机辅助动力装置联合转子的平衡方法。大大缩短了联合转子的平衡周期，有效节约了人力成本。
【专利附图】
【附图说明】
[0012]以下附图仅旨在于对本发明做示意性说明和解释，并不限定本发明的范围。其中，
[0013]图1为一种用于直升机的辅助动力装置的现有的平衡测试方法的原理示意图；
[0014]图2显示的是根据本发明的一个具体实施例的一种直升机辅助动力装置联合转子的平衡方法的原理示意图。
【具体实施方式】
[0015]为了对本发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照【专利附图】
【附图说明】本发明的【具体实施方式】。其中，相同的部件采用相同的标号。
[0016]图1为一种用于直升机的辅助动力装置的现有的平衡测试方法的原理示意图；图2显示的是根据本发明的一个具体实施例的一种直升机辅助动力装置联合转子的平衡方法的原理示意图。
[0017]参见图1-2所示，针对【背景技术】提及的现有的平衡测试方法装配工作量大，分解、装配周期较长的缺点，本发明提供了一种直升机辅助动力装置联合转子的平衡方法，所述辅助动力装置为单转子结构，采用0-2-0的支承形式，在压气机与涡轮之间布置了两个角接触球轴承以承受轴向力，为了防止轴承出现轻载打滑，在两个轴承之间设置了弹簧给轴承施加约130N的预紧力。转子采用左旋螺母，通过涡轮轴将离心叶轮组合4和涡轮转子I刚性地连接成一体，并通过所述涡轮轴与离心叶轮组合4之间的花键传扭，所述涡轮轴与涡轮盘通过三个拉紧螺栓连接，所述方法包括如下步骤:
[0018]步骤A、对组合前的单个零组件的平衡精度进行控制，使每个零组件的不平衡量控制在0.5gmm以内；通过提高单个零组件的平衡精度要求，来保障组合后的所述联合转子的平衡精度要求，使单个零组件，例如离心叶轮组合4 (即离心叶轮与篦齿封严环的组合)、涡轮转子I等单个零组件的不平衡量小于等于0.5gmm。
[0019]步骤B、进行不带静子件的联合转子的动平衡测试，即在已经平衡合格的由两级涡轮转子I与后轴承2组合而成的两级涡轮转子组合上装上支撑套92，前轴承3、前轴承挡油环95、离心叶轮组合4，用锁紧螺母8拧紧，将所述前轴承3、所述后轴承2安装在平衡机(图中未示出)的工艺瓦轴7上，在所述两级涡轮转子I和所述离心叶轮组合4上分别选择两个校正面进行动平衡测试；这样能够比【背景技术】提及的平衡方法提供更多的校正面来测量所述联合转子的动平衡，从而可以使得测试结果更精确。
[0020]步骤C、如果所述联合转子的平衡不满足要求，松开所述锁紧螺母8，对所述离心叶轮组合4或所述支撑套92进行旋转或者更换，然后再次锁紧所述锁紧螺母8，再进行平衡测试，直至所述联合转子的平衡满足要求。由于没有连接机匣5及压缩弹簧93等零组件，所以在调整所述联合转子时就非常容易，只需要松开所述锁紧螺母8即可对各零组件进行位置旋转调整或者更换操作，相比【背景技术】提及的现有的平衡测试方法，装配工作量明显大幅得到减少。
[0021]步骤D、所述联合转子的平衡测试合格后，在所述联合转子的各部件上做位置标记，并将各部件拆解，将所述联合转子的各部件按照标记的位置与机匣5进行组合，对带所述机匣5的所述联合转子进行平衡测试，验证所述联合转子的平衡，如不满足平衡要求，则拆解后返回步骤B，直至带所述机匣5的所述联合转子的平衡满足要求。在平衡测试完成后，为所述联合转子的各部件做位置标记时，可以用振动印或者电解印在各部件上做标记，这样可以避免在后继拆装过程中标记丢失，此外，为了验证所述联合转子的平衡测试结果，可进一步将各部件拆解后与所述机匣5按照所做的标记重新组合安装，然后采用【背景技术】提及的如图1所示的平衡测量方法再次测量，这样可确保所述联合转子在工作装配状态能够满足平衡要求。
[0022]本发明所提供的一种直升机辅助动力装置联合转子的平衡方法。大大缩短了联合转子的平衡周期，有效节约了人力成本。
[0023]本领域技术人员应当理解，虽然本发明是按照多个实施例的方式进行描述的，但是并非每个实施例仅包含一个独立的技术方案。说明书中如此叙述仅仅是为了清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体加以理解，并将各实施例中所涉及的技术方案看作是可以相互组合成不同实施例的方式来理解本发明的保护范围。
[0024]以上所述仅为本发明示意性的【具体实施方式】，并非用以限定本发明的范围。任何本领域的技术人员，在不脱离本发明的构思和原则的前提下所作的等同变化、修改与结合，均应属于本发明保护的范围。
【权利要求】
1.一种直升机辅助动力装置联合转子的平衡方法，所述辅助动力装置为单转子结构，采用0-2-0的支承形式，在压气机与涡轮之间布置了两个角接触球轴承以承受轴向力，为了防止轴承出现轻载打滑，在两个轴承之间设置了弹簧给轴承施加约130N的预紧力。转子采用左旋螺母，通过涡轮轴将离心叶轮组合和涡轮转子刚性地连接成一体，并通过所述涡轮轴与所述离心叶轮组合之间的花键传扭，所述涡轮轴与涡轮盘通过三个拉紧螺栓连接，其特征在于，所述方法包括如下步骤: 步骤A、对组合前的单个零组件的平衡精度进行控制，使每个零组件的不平衡量控制在0.5gmm 以内； 步骤B、进行不带静子件的联合转子的动平衡测试，即在已经平衡合格的由两级涡轮转子与后轴承组合而成的两级涡轮转子组合上装上支撑套，前轴承、前轴承挡油环、离心叶轮组合，用锁紧螺母拧紧，将所述前轴承、所述后轴承安装在平衡机的工艺瓦轴上，在所述两级涡轮转子和所述离心叶轮组合上分别选择两个校正面进行动平衡测试； 步骤C、如果所述联合转子的平衡不满足要求，松开所述锁紧螺母，对所述离心叶轮组合或所述支撑套进行旋转或者更换，然后再次锁紧所述锁紧螺母，再进行平衡测试，直至所述联合转子的平衡满足要求。 步骤D、所述联合转子的平衡测试合格后，在所述联合转子的各部件上做位置标记，并将各部件拆解，将所述联合转子的各部件按照标记的位置与机匣进行组合，对带所述机匣的所述联合转子进行平衡测试，验证所述联合转子的平衡，如不满足平衡要求，则拆解后返回步骤B，直至带所述机匣的所述联合转子的平衡满足要求。
【文档编号】F04D29/66GK104141637SQ201410361565
【公开日】2014年11月12日 申请日期:2014年7月28日 优先权日:2014年7月28日
【发明者】程碧玉, 徐志伟, 彭军, 刘博逵 申请人:中国南方航空工业(集团)有限公司
【专利摘要】一种直升机辅助动力装置联合转子的平衡方法，包括如下步骤：对组合前的单个零组件的平衡精度进行控制，使每个零组件的不平衡量控制在0.5gmm以内；进行不带静子件的联合转子的动平衡测试，如果所述联合转子的平衡不满足要求，松开所述锁紧螺母，对所述离心叶轮组合或所述支撑套进行旋转或者更换，然后再次锁紧所述锁紧螺母，再进行平衡测试，直至所述联合转子的平衡满足要求。所述联合转子的平衡测试合格后，将所述联合转子的各部件按照标记的位置与机匣进行组合，对带所述机匣的所述联合转子进行平衡测试。本发明所提供的一种直升机辅助动力装置联合转子的平衡方法。大大缩短了联合转子的平衡周期，有效节约了人力成本。
【专利说明】一种直升机辅助动力装置联合转子的平衡方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种航空发动机部件的平衡方法，尤其是一种直升机辅助动力装置联合转子的平衡方法。
【背景技术】
[0002]一种用于直升机的辅助动力装置，其主要为其主发动机的起动提供压缩空气，同时可为直升机提供应急备用电源。该辅助动力装置为单转子结构，采用0-2-0的支承形式，在压气机与涡轮之间布置了两个角接触球轴承以承受轴向力，为了防止轴承出现轻载打滑，在两个轴承之间设置了弹簧给轴承施加约130N的预紧力。转子采用左旋螺母，通过涡轮轴(涡轮轴与涡轮盘通过三个拉紧螺栓连接)将压气机转子(即离心叶轮组合)和涡轮转子刚性地连接成一体，并通过涡轮轴与离心叶轮之间的花键传扭。
[0003]该辅助动力装置转子为两端悬臂结构，在保证两端分别平衡良好的基础上，必须进行良好的装配定位才能保证该辅助动力装置转子工作的振动特性。因此，需要通过联合转子平衡的方法，对零件的匹配性进行检查确认，确保装配质量。如不合格可以则通过零件角向位置调整或更换零件的方法进行改善。
[0004]图1为一种用于直升机的辅助动力装置的现有的平衡测试方法的原理示意图，如图1所示，现有的平衡方法是，在装配过程中，联合转子平衡直接采用带机匣平衡的方法，也即是，需要先在机匣5上通过中心轴安装后润滑套91，将已经平衡好的两级涡轮转子组合(即两级涡轮转子I与后轴承2的组合)从后向前安装在机匣5上，用工装后端顶住，再从前往后装配，依次在两级涡轮转子组合上安装支撑套92、压缩弹簧93、前润滑套94，前轴承3、前轴承挡油环95，然后在机匣5前端面安装封严套座96与封严盖97。然后通过6个带保险孔的螺钉紧固并保险(内部保险必须打)，再安装离心叶轮组合4，并用螺母8拧紧，因此需要进行大量装配工作，在进行平衡测试时，通过平衡轴瓦摆架6对整套带机匣5的联合转子进行支撑，校正面也只能选取所示机匣5的外侧的平面部位，如图1中的机匣5的外侧的平面部位51、52，当出现平衡测量结果不合格，需要调整转子角向位置时，需将联合转子分解，特别是后校正面52平衡不合格时，也即是涡轮转子组合部分不合格时，需拆下保险，将上述所装零件分解下来，调整零件的位置，再次按上述过程装配，反复进行，拆装时间久，周期长，往往一次转子从开始平衡到平衡合格需花费3?5天的时间，调整工作费时费力，加之如果零件状态不佳，平衡至合格的周期需要更长，由于装配工作量大，造成整台辅助动力装置装配周期较长，无法满足装配进度要求。
【发明内容】
[0005]本发明要解决的技术问题是提供一种直升机辅助动力装置联合转子的平衡方法，以减少或避免前面所提到的问题。
[0006]为解决上述技术问题，本发明提供了一种直升机辅助动力装置联合转子的平衡方法，所述辅助动力装置为单转子结构，采用0-2-0的支承形式，在压气机与涡轮之间布置了两个角接触球轴承以承受轴向力，为了防止轴承出现轻载打滑，在两个轴承之间设置了弹簧给轴承施加约130N的预紧力。转子采用左旋螺母，通过涡轮轴将离心叶轮组合和涡轮转子刚性地连接成一体，并通过所述涡轮轴与所述离心叶轮组合之间的花键传扭，所述涡轮轴与涡轮盘通过三个拉紧螺栓连接，所述方法包括如下步骤:
[0007]步骤A、对组合前的单个零组件的平衡精度进行控制，使每个零组件的不平衡量控制在0.5gmm以内；
[0008]步骤B、进行不带静子件的联合转子的动平衡测试，即在已经平衡合格的由两级涡轮转子与后轴承组合而成的两级涡轮转子组合上装上支撑套，前轴承、前轴承挡油环、离心叶轮组合，用锁紧螺母拧紧，将所述前轴承、所述后轴承安装在平衡机的工艺瓦轴上，在所述两级涡轮转子和所述离心叶轮组合上分别选择两个校正面进行动平衡测试；
[0009]步骤C、如果所述联合转子的平衡不满足要求，松开所述锁紧螺母，对所述离心叶轮组合或所述支撑套进行旋转或者更换，然后再次锁紧所述锁紧螺母，再进行平衡测试，直至所述联合转子的平衡满足要求。
[0010]步骤D、所述联合转子的平衡测试合格后，在所述联合转子的各部件上做位置标记，并将各部件拆解，将所述联合转子的各部件按照标记的位置与机匣进行组合，对带所述机匣的所述联合转子进行平衡测试，验证所述联合转子的平衡，如不满足平衡要求，则拆解后返回步骤B，直至带所述机匣的所述联合转子的平衡满足要求。
[0011]本发明所提供的一种直升机辅助动力装置联合转子的平衡方法。大大缩短了联合转子的平衡周期，有效节约了人力成本。
【专利附图】
【附图说明】
[0012]以下附图仅旨在于对本发明做示意性说明和解释，并不限定本发明的范围。其中，
[0013]图1为一种用于直升机的辅助动力装置的现有的平衡测试方法的原理示意图；
[0014]图2显示的是根据本发明的一个具体实施例的一种直升机辅助动力装置联合转子的平衡方法的原理示意图。
【具体实施方式】
[0015]为了对本发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照【专利附图】
【附图说明】本发明的【具体实施方式】。其中，相同的部件采用相同的标号。
[0016]图1为一种用于直升机的辅助动力装置的现有的平衡测试方法的原理示意图；图2显示的是根据本发明的一个具体实施例的一种直升机辅助动力装置联合转子的平衡方法的原理示意图。
[0017]参见图1-2所示，针对【背景技术】提及的现有的平衡测试方法装配工作量大，分解、装配周期较长的缺点，本发明提供了一种直升机辅助动力装置联合转子的平衡方法，所述辅助动力装置为单转子结构，采用0-2-0的支承形式，在压气机与涡轮之间布置了两个角接触球轴承以承受轴向力，为了防止轴承出现轻载打滑，在两个轴承之间设置了弹簧给轴承施加约130N的预紧力。转子采用左旋螺母，通过涡轮轴将离心叶轮组合4和涡轮转子I刚性地连接成一体，并通过所述涡轮轴与离心叶轮组合4之间的花键传扭，所述涡轮轴与涡轮盘通过三个拉紧螺栓连接，所述方法包括如下步骤:
[0018]步骤A、对组合前的单个零组件的平衡精度进行控制，使每个零组件的不平衡量控制在0.5gmm以内；通过提高单个零组件的平衡精度要求，来保障组合后的所述联合转子的平衡精度要求，使单个零组件，例如离心叶轮组合4 (即离心叶轮与篦齿封严环的组合)、涡轮转子I等单个零组件的不平衡量小于等于0.5gmm。
[0019]步骤B、进行不带静子件的联合转子的动平衡测试，即在已经平衡合格的由两级涡轮转子I与后轴承2组合而成的两级涡轮转子组合上装上支撑套92，前轴承3、前轴承挡油环95、离心叶轮组合4，用锁紧螺母8拧紧，将所述前轴承3、所述后轴承2安装在平衡机(图中未示出)的工艺瓦轴7上，在所述两级涡轮转子I和所述离心叶轮组合4上分别选择两个校正面进行动平衡测试；这样能够比【背景技术】提及的平衡方法提供更多的校正面来测量所述联合转子的动平衡，从而可以使得测试结果更精确。
[0020]步骤C、如果所述联合转子的平衡不满足要求，松开所述锁紧螺母8，对所述离心叶轮组合4或所述支撑套92进行旋转或者更换，然后再次锁紧所述锁紧螺母8，再进行平衡测试，直至所述联合转子的平衡满足要求。由于没有连接机匣5及压缩弹簧93等零组件，所以在调整所述联合转子时就非常容易，只需要松开所述锁紧螺母8即可对各零组件进行位置旋转调整或者更换操作，相比【背景技术】提及的现有的平衡测试方法，装配工作量明显大幅得到减少。
[0021]步骤D、所述联合转子的平衡测试合格后，在所述联合转子的各部件上做位置标记，并将各部件拆解，将所述联合转子的各部件按照标记的位置与机匣5进行组合，对带所述机匣5的所述联合转子进行平衡测试，验证所述联合转子的平衡，如不满足平衡要求，则拆解后返回步骤B，直至带所述机匣5的所述联合转子的平衡满足要求。在平衡测试完成后，为所述联合转子的各部件做位置标记时，可以用振动印或者电解印在各部件上做标记，这样可以避免在后继拆装过程中标记丢失，此外，为了验证所述联合转子的平衡测试结果，可进一步将各部件拆解后与所述机匣5按照所做的标记重新组合安装，然后采用【背景技术】提及的如图1所示的平衡测量方法再次测量，这样可确保所述联合转子在工作装配状态能够满足平衡要求。
[0022]本发明所提供的一种直升机辅助动力装置联合转子的平衡方法。大大缩短了联合转子的平衡周期，有效节约了人力成本。
[0023]本领域技术人员应当理解，虽然本发明是按照多个实施例的方式进行描述的，但是并非每个实施例仅包含一个独立的技术方案。说明书中如此叙述仅仅是为了清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体加以理解，并将各实施例中所涉及的技术方案看作是可以相互组合成不同实施例的方式来理解本发明的保护范围。
[0024]以上所述仅为本发明示意性的【具体实施方式】，并非用以限定本发明的范围。任何本领域的技术人员，在不脱离本发明的构思和原则的前提下所作的等同变化、修改与结合，均应属于本发明保护的范围。
【权利要求】
1.一种直升机辅助动力装置联合转子的平衡方法，所述辅助动力装置为单转子结构，采用0-2-0的支承形式，在压气机与涡轮之间布置了两个角接触球轴承以承受轴向力，为了防止轴承出现轻载打滑，在两个轴承之间设置了弹簧给轴承施加约130N的预紧力。转子采用左旋螺母，通过涡轮轴将离心叶轮组合和涡轮转子刚性地连接成一体，并通过所述涡轮轴与所述离心叶轮组合之间的花键传扭，所述涡轮轴与涡轮盘通过三个拉紧螺栓连接，其特征在于，所述方法包括如下步骤: 步骤A、对组合前的单个零组件的平衡精度进行控制，使每个零组件的不平衡量控制在0.5gmm 以内； 步骤B、进行不带静子件的联合转子的动平衡测试，即在已经平衡合格的由两级涡轮转子与后轴承组合而成的两级涡轮转子组合上装上支撑套，前轴承、前轴承挡油环、离心叶轮组合，用锁紧螺母拧紧，将所述前轴承、所述后轴承安装在平衡机的工艺瓦轴上，在所述两级涡轮转子和所述离心叶轮组合上分别选择两个校正面进行动平衡测试； 步骤C、如果所述联合转子的平衡不满足要求，松开所述锁紧螺母，对所述离心叶轮组合或所述支撑套进行旋转或者更换，然后再次锁紧所述锁紧螺母，再进行平衡测试，直至所述联合转子的平衡满足要求。 步骤D、所述联合转子的平衡测试合格后，在所述联合转子的各部件上做位置标记，并将各部件拆解，将所述联合转子的各部件按照标记的位置与机匣进行组合，对带所述机匣的所述联合转子进行平衡测试，验证所述联合转子的平衡，如不满足平衡要求，则拆解后返回步骤B，直至带所述机匣的所述联合转子的平衡满足要求。
【文档编号】F04D29/66GK104141637SQ201410361565
【公开日】2014年11月12日 申请日期:2014年7月28日 优先权日:2014年7月28日
【发明者】程碧玉, 徐志伟, 彭军, 刘博逵 申请人:中国南方航空工业(集团)有限公司
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