一种航空发动机动力涡轮转子扭矩测量系统装配方法与流程

本发明涉及航空发动机装配技术领域，特别涉及一种航空发动机动力涡轮转子扭矩测量系统装配方法。

背景技术：

图1为一种航空发动机动力涡轮转子扭矩测量系统的部分剖视结构原理示意图，图2为图1的a-a剖视结构原理示意图，图2主要为了说明测扭齿和基准齿的位置关系，参见图1-2所示，该航空发动机动力涡轮转子扭矩测量系统由通过两个止动销5依次由内向外连接的基准轴1、输出轴2、压紧套3、基准环4组成，压紧套3设置有呈180°对称分布的两个励磁齿也即是测扭齿31，所述基准环4上设置有呈180°对称分布有两个基准齿41，所述测扭齿31和所述基准齿41形成典型的扭矩测量结构。

图3为图1的输出轴和基准轴在装配状态的结构示意图，参见图3所示，所述止动销5为圆柱销，所述基准轴1用于连接所述止动销5的第一连接孔11为圆孔，所述输出轴2用于连接止动销5的第二连接孔21为腰型孔，所述第二连接孔21在所述输出轴1的径向上的最大尺寸l2大于所述止动销5的直径。所述压紧套3用于连接止动销5的第三连接孔与所述第二连接孔21形状、尺寸相同，所述基准环4用于连接止动销5的第四连接孔与所述第一连接孔11形状、尺寸相同。所述止动销5与所述基准轴2、所述基准环4为过盈配合。例如，所述第一连接孔11的直径d1可以比所述止动销5的直径大0.01mm，也就意味着所述第四连接孔的直径比所述止动销5的直径大0.01mm。

参见图2所示，在图1所示的航空发动机动力涡轮转子扭矩测量系统的装配过程中，保障所述测扭齿31与所述基准齿41的轴线的基准夹角α是装配关键点和难点，所述基准夹角α可以是a-a视角的左上角的所述测扭齿31与所述基准齿41的夹角，其数值范围需为90°(-20’～-1°20’)，所述基准夹角α如不合格，直接影响传感器测量数据的准确性，对发动机造成严重安全隐患。但基准夹角α调整裕度本来就小，输出轴2和基准轴1的直径都比较小导致角向调整灵敏度要求高，而装配中该角度测量困难，难以控制；又因所述止动销5分别与所述基准轴1、所述基准环4为过盈配合，且所述压紧套3与所述输出轴2也为过盈配合，因此一旦基准夹角α不合格，因为组件状态下无法调整，就需破坏性分解，造成装配周期增长、生产成本增加。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是提供一种航空发动机动力涡轮转子扭矩测量系统装配方法，以减少或避免前面所提到的问题。

为解决上述技术问题，本发明提出了一种航空发动机动力涡轮转子扭矩测量系统装配方法，所述航空发动机动力涡轮转子扭矩测量系统由通过两个止动销依次由内向外连接的基准轴、输出轴、压紧套、基准环组成，压紧套设置有呈180°对称分布的两个励磁齿也即是测扭齿，所述基准环上设置有呈180°对称分布有两个基准齿，所述止动销为圆柱销，所述基准轴用于连接所述止动销的第一连接孔为圆孔，所述输出轴用于连接止动销的第二连接孔为腰型孔，所述第二连接孔在所述输出轴的径向上的最大尺寸大于所述止动销的直径。所述压紧套用于连接止动销的第三连接孔与所述第二连接孔形状、尺寸相同，所述基准环用于连接止动销的第四连接孔与所述第一连接孔形状、尺寸相同。所述止动销分别与所述基准轴、所述基准环为过盈配合，且所述压紧套与所述输出轴也为过盈配合，其包括如下步骤：

步骤a，装配所述压紧套，提供一个第一芯棒，所述第一芯棒包括第一圆柱段和腰形柱段，所述第一圆柱段的直径比所述基准轴的所述第一连接孔的直径小0.01-0.02mm，

所述腰形柱段的径向最大尺寸＝所述第二连接孔的所述最大尺寸-[(π*所述输出轴外径/360)*(90°-∠a)]，

上式中，∠a的取值为所述测扭齿与所述基准齿的轴线的基准夹角的数值范围，

先将所述输出轴套在所述基准轴上，使所述第一连接孔与所述第二连接孔对应，然后将所述压紧套加热后快速套在所述输出轴上，并插入所述第一芯棒，使所述第一圆柱段插入所述第一连接孔，之后旋转所述压紧套，使所述测扭齿向所述基准夹角的区间运动至所述压紧套紧贴所述腰形柱段，待所述压紧套冷却后，拔下所述第一芯棒。

步骤b，装配所述基准环，提供一个第二芯棒，所述第二芯棒包括第二圆柱段和把手段，所述第二圆柱段的直径比所述基准轴的所述圆孔的直径小0.01-0.02mm，所述第二圆柱段的长度大于等于所述止动销的长度，将所述基准环套在步骤a安装好的所述压紧套上，使所述第四连接孔与所述第三连接孔对应，并使两个相对的所述第三连接孔位于水平位置，将所述第二芯棒插入一个所述第四连接孔，使所述第二圆柱段插入至所述第一连接孔底部，然后在另一端的所述第四连接孔中将所述止动销装配到位，之后取下所述第二芯棒，并在相应位置将第二个所述止动销装配到位，至此完成所述航空发动机动力涡轮转子扭矩测量系统的装配。

优选地，在步骤a中，所述∠a取值范围为90°(-1°～-40’)。

优选地，在步骤b中，在装配所述止动销的过程中，先将所述止动销用液氮冷却后再装入。

本发明所提供的一种航空发动机动力涡轮转子扭矩测量系统装配方法，可保障基准齿和测扭齿角度一次性装配合格，止动销一次安装到位，从而大大提供了生产效率。

附图说明

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，

图1为一种航空发动机动力涡轮转子扭矩测量系统的部分剖视结构原理示意图；

图2为图1的a-a剖视结构原理示意图；

图3为图1的输出轴和基准轴在装配状态的结构示意图；

图4为根据本发明的一个具体实施例的一种航空发动机动力涡轮转子扭矩测量系统装配方法的第一芯棒的立体结构原理示意图；

图5为图4的腰形柱段的截面结构示意图；

图6为图4的第一芯棒的工作原理示意图；

图7为与图4的第一芯棒配套的第二芯棒的立体结构原理示意图；

图8为图7的第二芯棒的结构原理示意图。

具体实施方式

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。

图1为一种航空发动机动力涡轮转子扭矩测量系统的部分剖视结构原理示意图；图2为图1的a-a剖视结构原理示意图；图3为图1的输出轴和基准轴在装配状态的结构示意图；图4为根据本发明的一个具体实施例的一种航空发动机动力涡轮转子扭矩测量系统装配方法的第一芯棒的立体结构原理示意图；图5为图4的腰形柱段的截面结构示意图；图6为图4的第一芯棒的工作原理示意图；图7为与图4的第一芯棒配套的第二芯棒的立体结构原理示意图；图8为图7的第二芯棒的结构原理示意图。参见图1-8所示，本发明提供了一种航空发动机动力涡轮转子扭矩测量系统装配方法，所述航空发动机动力涡轮转子扭矩测量系统由通过两个止动销5依次由内向外连接的基准轴1、输出轴2、压紧套3、基准环4组成，压紧套3设置有呈180°对称分布的两个励磁齿也即是测扭齿31，所述基准环4上设置有呈180°对称分布有两个基准齿41，所述止动销5为圆柱销，所述基准轴1用于连接所述止动销5的第一连接孔11为圆孔，所述输出轴2用于连接止动销5的第二连接孔21为腰型孔，所述第二连接孔21在所述输出轴1的径向上的最大尺寸l2大于所述止动销5的直径。所述压紧套3用于连接止动销5的第三连接孔与所述第二连接孔21形状、尺寸相同，所述基准环4用于连接止动销5的第四连接孔与所述第一连接孔11形状、尺寸相同。所述止动销5分别与所述基准轴1、所述基准环4为过盈配合，且所述压紧套3与所述输出轴1也为过盈配合，其包括如下步骤：

步骤a，装配所述压紧套3，提供一个第一芯棒6，所述第一芯棒6包括第一圆柱段61和腰形柱段62，所述第一圆柱段61的直径比所述基准轴1的所述第一连接孔11的直径d1小0.01-0.02mm，

所述腰形柱段62的径向最大尺寸l1＝所述第二连接孔21的所述最大尺寸l2-[(π*所述输出轴1外径d/360)*(90°-∠a)]，

上式中，∠a的取值范围为所述测扭齿31与所述基准齿41的轴线的基准夹角α的数值范围，

例如，如背景技术所述，由于所述基准夹角α的数值范围为90°(-20’～-1°20’)，因此∠a可取值为89°80′，也可以是80°，还可以是88°80′。

先将所述输出轴2套在所述基准轴1上，使所述第一连接孔11与所述第二连接孔21对应，然后将所述压紧套3加热后快速套在所述输出轴2上，并插入所述第一芯棒6，使所述第一圆柱段62插入所述第一连接孔11，之后旋转所述压紧套3，使所述测扭齿31向所述基准夹角α的区间运动至所述压紧套3紧贴所述腰形柱段62，待所述压紧套3冷却后，拔下所述第一芯棒6。

正如背景技术所述，因所述止动销5分别与所述基准轴1、所述基准环4为过盈配合，且所述压紧套3与所述输出轴2也为过盈配合，因此，只要在装配时能保障所述测扭齿31与所述基准轴1的位置也就可保障所述测扭齿31与所述基准齿41的位置。本发明通过所述第一芯棒6使得所述压紧套3能够一次装配到位，

参见图2、6所示，旋转所述压紧套3之后，即可使所述第三连接孔的与所述基准轴1的轴线相垂直的对称面300发生位移，也就是所述对称面300与所述第一芯棒6的轴线100产生间隙，也就意味着形成所述基准夹角α的所述测扭齿31会向所述基准夹角α的区间移动，从而可通过控制所述腰形柱段62的径向最大尺寸l1来确保所述压紧套3一次安装到位。

考虑到配合误差，所述∠a的取值可以在所述基准夹角α的数值范围进一步缩小，例如，所述∠a可选择为90°(-1°～-40’)。

步骤b，装配所述基准环4，提供一个第二芯棒7，所述第二芯棒7包括第二圆柱段71和把手段72，所述第二圆柱段71的直径比所述基准轴2的所述圆孔21的直径d1小0.01-0.02mm，所述第二圆柱段71的长度l3大于等于所述止动销5的长度l4，将所述基准环4套在步骤a安装好的所述压紧套3上，使所述第四连接孔与所述第三连接孔对应，并使两个相对的所述第三连接孔位于水平位置，将所述第二芯棒7插入一个所述第四连接孔，使所述第二圆柱段71插入至所述第一连接孔11底部，然后在另一端的所述第四连接孔中将所述止动销5装配到位，之后取下所述第二芯棒7，并在相应位置将第二个所述止动销5装配到位，至此完成所述航空发动机动力涡轮转子扭矩测量系统的装配。

在完成步骤a的所述压紧套3的装配后，所述测扭齿31与所述第一连接孔11的位置关系已确定，而所述止动销5与所述第一连接孔11、所述第四连接孔均为过盈配合，因此，通过将所述第二圆柱段71插入至所述第一连接孔11底部，可完成所述基准环4和所述基准轴1的初定位，然后在另一端所述第四连接孔至所述第一连接孔11将所述止动销5装配到位，即可固定所述基准齿41的位置，然后取出所述第二芯棒7，在空出的所述第四连接孔一侧将所述止动销5装配到位即可完成整个装配过程。

在装配所述止动销5的过程中，可以在所述止动销5的常温状态使用锤子等工具直接敲入，也可以先将所述止动销5用液氮冷却后(例如在浸泡在液氮中冷却5分钟)再装入。

所述把手段72主要用于便于握持操作所述第二芯棒7，因此所述把手段72可设置有如图7、8所示的平面部，从而可便于使用工具夹持。

本发明所提供的一种航空发动机动力涡轮转子扭矩测量系统装配方法，可保障基准齿和测扭齿角度一次性装配合格，止动销一次安装到位，从而大大提供了生产效率。

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。

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。