一种飞机尾部结构在航空发动机试车台架上台安装工艺

技术领域

本发明涉及一种飞机尾部结构在航空发动机试车台架上台安装工艺，属于航空发动机试验安装技术领域。

背景技术

航空发动机与飞机尾部结构联合试验时，需在航空发动机处的试车台架上安装飞机尾部结构，飞机尾部结构安装通常使用螺栓螺母可拆卸固定安装，现有技术是飞机尾部结构在生产时直接预设安装工艺孔，导致在实际安装时存在误差不能准确进行安装。

发明内容为解决上述技术问题，本发明提供了一种飞机尾部结构在航空发动机试车台架上台安装工艺。

本发明通过以下技术方案得以实现。

本发明提供的一种飞机尾部结构在航空发动机试车台架上台安装工艺，包括：

实现飞机尾部结构进行位置对准、钻孔安装拆卸、再安装的安装工艺过程。

包括依次进行的基准架组装、飞机尾部结构转接架上台安装、飞机尾部结构俯仰力测量结构上台安装、飞机尾部结构与其安装单元组装、航空发动机上台安装及飞机尾部结构上台安装六个步骤。

所述基准架组装步骤为：焊接基准架的上梁和下梁，将基准架的上梁和下梁分别与左侧转接板及右侧转接板通过螺栓安装，以此作为其它部件的安装基准。

所述飞机尾部结构转接架上台安装步骤为：依次使用螺栓初步在航空发动机试车台架上安装两侧的飞机尾部结构转接架上梁，将基准架的左侧转接板、右侧转接板与飞机尾部结构转接架上梁通过螺栓可拆卸固定连接，使用螺栓将两侧的飞机尾部结构转接架下梁与基准架的左侧转接板、右侧转接板可拆卸固定连接，使用螺栓将飞机尾部结构转接架下梁与航空发动机试车台架固定连接。

所述飞机尾部结构俯仰力测量结构上台安装步骤为：根据飞机尾部结构在航空发动机试车台架安装结构模型图，连接飞机尾部结构俯仰力测量结构A、B与基准架，随后将飞机尾部结构俯仰力测量结构A、B和基准架构成的组合体与飞机尾部结构转接架上梁、飞机尾部结构转接架下梁通过螺栓可拆卸固定连接。

所述飞机尾部结构与其安装单元组装步骤为：根据飞机尾部结构在航空发动机试车台架安装结构模型图，将数量为两个的飞机尾部结构安装单元与基准架的左侧转接板、右侧转接板可拆卸固定连接，以飞机尾部结构安装单元和基准架构成的组合体为基准，完成飞机尾部结构螺栓孔的钻孔工作，通过螺栓将飞机尾部结构与飞机尾部结构安装单元连接并和基准架构成新组合体，此时，飞机尾部结构、飞机尾部结构安装单元及基准架从飞机尾部结构转接架上梁、飞机尾部结构转接架下梁上拆下。

所述航空发动机上台安装步骤为：根据飞机尾部结构在航空发动机试车台架安装结构模型图，将航空发动机安装在试车台架上，两个间隔分布的试车台架上安装航空发动机台架安装座对航空发动机进行支撑稳定。

所述飞机尾部结构上台安装步骤为：根据飞机尾部结构在航空发动机试车台架安装结构模型图，将步骤四中飞机尾部结构、飞机尾部结构安装单元及基准架形成的新组合体通过螺栓使用飞机尾部结构俯仰力测量单元A、飞机尾部结构俯仰力测量单元B对应与飞机尾部结构转接架上梁、飞机尾部结构转接架下梁的机械接口连接。

本发明的有益效果在于：飞机尾部结构以飞机尾部结构安装单元和基准架构成的组合体为基准，完成飞机尾部结构螺栓孔的钻孔工作，保证了飞机尾部结构、飞机尾部结构安装单元及基准架在安装连接构成新组合体时的准确性，实现飞机尾部结构进行位置对准、钻孔安装拆卸、再安装的安装工艺过程，解决了飞机尾部结构在生产时直接预设安装工艺孔导致在实际安装时存在误差不能准确进行安装的问题。

附图说明

图1是本发明的安装结构模型图；

图2是本发明基准架的组装示意图；

图3是图1中I区的示意图；

图4是本发明飞机尾部结构转接架下梁的安装示意图；

图5是图3中Ⅱ区的示意图；

图中：1-航空发动机；2-航空发动机台架安装座；3-试车台架；4-基准架；5-飞机尾部结构安装单元；6-飞机尾部结构；7-左侧转接板；8-上梁；9-右侧转接板；10-下梁；11-飞机尾部结构转接架上梁；12-飞机尾部结构俯仰力测量结构A；13-飞机尾部结构转接架下梁；14-飞机尾部结构俯仰力测量单元B；15-金属垫板；16-试车台架上安装座；17-转接架上梁下安装座。

具体实施方式

下面进一步描述本发明的技术方案，但要求保护的范围并不局限于所述。

如图1至图5所示。

本申请的一种飞机尾部结构在航空发动机试车台架上台安装工艺，包括：

步骤一，基准架组装：根据飞机尾部结构6在航空发动机试车台架安装结构模型图，精准焊接基准架4的上梁8和下梁10，将基准架4的上梁8和下梁10分别与左侧转接板7及右侧转接板9通过螺栓安装，安装过程中严格控制基准架空间尺寸，以此作为其它部件的安装基准。

步骤二，飞机尾部结构转接架上台安装：根据飞机尾部结构6在航空发动机试车台架安装结构模型图，依次使用螺栓初步在航空发动机试车台架3上安装两侧的飞机尾部结构转接架上梁11，将基准架4的左侧转接板7、右侧转接板9与飞机尾部结构转接架上梁11通过螺栓可拆卸固定连接，使用螺栓将两侧的飞机尾部结构转接架下梁13与基准架4的左侧转接板7、右侧转接板9可拆卸固定连接，使用螺栓将飞机尾部结构转接架下梁13与航空发动机试车台架3固定连接，安装过程中，可以通过安装不同厚度的金属垫板15来避免试车台架安装尺寸偏差、结构件加工误差等因素。将基准架4与飞机尾部结构转接架上梁11和飞机尾部结构转接架下梁13拆卸。

步骤三、飞机尾部结构俯仰力测量结构上台安装：根据飞机尾部结构6在航空发动机试车台架安装结构模型图，连接飞机尾部结构俯仰力测量结构A12、飞机尾部结构俯仰力测量单元B14与基准架4，随后将飞机尾部结构俯仰力测量结构A12、飞机尾部结构俯仰力测量单元B14和基准架4构成的组合体与飞机尾部结构转接架上梁11、飞机尾部结构转接架下梁13通过螺栓可拆卸固定连接。将基准架4与飞机尾部结构俯仰力测量结构A12、飞机尾部结构俯仰力测量单元B14拆卸。

步骤四，飞机尾部结构与其安装单元组装：根据飞机尾部结构6在航空发动机试车台架安装结构模型图，将数量为两个的飞机尾部结构安装单元5与基准架4的左侧转接板7、右侧转接板9可拆卸固定连接，以飞机尾部结构安装单元5和基准架4构成的组合体为基准，完成飞机尾部结构6螺栓孔的钻孔工作，通过螺栓将飞机尾部结构6与飞机尾部结构安装单元5连接并和基准架4构成新组合体。

步骤五，航空发动机上台安装：根据飞机尾部结构6在航空发动机试车台架安装结构模型图，将航空发动机1安装在试车台架3上，两个对称间隔分布的试车台架3上安装航空发动机台架安装座2对航空发动机1进行支撑稳定，使得航空发动机1试验时的推力通过航空发动机台架安装座2传递到试车台架3上。

步骤六，飞机尾部结构上台安装：根据飞机尾部结构6在航空发动机试车台架安装结构模型图，将步骤四工艺中飞机尾部结构6、飞机尾部结构安装单元5及基准架4形成的新组合体通过螺栓使用飞机尾部结构俯仰力测量单元A12、飞机尾部结构俯仰力测量单元B14对应与飞机尾部结构转接架上梁11、飞机尾部结构转接架下梁13的机械接口连接。

由于飞机尾部结构6以飞机尾部结构安装单元5和基准架4构成的组合体为基准，完成飞机尾部结构6螺栓孔的钻孔工作，保证了飞机尾部结构6、飞机尾部结构安装单元5及基准架4在安装连接构成新组合体时的准确性，实现飞机尾部结构6进行位置对准、钻孔安装拆卸、再安装的安装工艺过程，解决了飞机尾部结构在生产时直接预设安装工艺孔导致在实际安装时存在误差不能准确进行安装的问题。