УСТАНОВКА ДЛЯ РАЗБОРКИ ЛОПАТОК РАБОЧЕГО КОЛЕСА ТУРБИНЫ АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Полезная модель относится к машиностроению и может использоваться для разборки лопаток рабочего колеса турбины авиационного двигателя.
Известен способ замены поврежденных лопаток ротора вентилятора газотурбинного двигателя, состоящий в разборке вентилятора, демонтаже поврежденных и установке на их место ремонтных лопаток (патент РФ №2034177, F04D 29/60, 1992). У
Устройство для разборки рабочего колеса турбины авиационного двигателя не приводится.
Наиболее близким по технической сущности является установка для разборки рабочего колеса вентилятора авиационного двигателя, содержащая корпус и опорную плиту для размещения рабочего колеса, узел вращения рабочего колеса, фиксатор в виде крышки с пазами на периферии, и насосную станцию, гидравлически связанную с гидравлическим усилителем и гидравлическим цилиндром, причем на штоке гидравлического цилиндра установлен подпружиненный выталкиватель (патент РФ на полезную модель №79957, F04D 29/60, 2006).
На установке можно производить одиночную разборки (выпрессовку) лопаток рабочего колеса, что может снизит качество и производительности разборки рабочего колеса турбины авиационного двигателя.
Известно, что распрессовываемые детали должны иметь поверхности (желательно плоские), которые можно при распрессовке опереть на массивные плиты или втулки. (П.И.Орлов, Основы конструирования, книга 1, М., Машиностроение, 1977, с.491, 492). Известна установка для разборки лопаток рабочего колеса вентилятора авиационного двигателя, содержащая корпус и опорную плиту для размещения рабочего колеса. Для того чтобы заменить одну рабочую лопатку, необходимо снять рабочее колесо вентилятора с двигателя и выпрессовать (с помощью молотка и выколотки) из пазов диска все 33 лопатки, подобрать по статическому моменту и по наработке лопатку для замены и снова запрессовать все лопатки в пазы диска. (А.А.Иноземцев и др., Авиационный двигатель ПС-90А, М., Либра-К, 2007, с.46, 47, рис.3.9, 3.10).
Задачей является повышение качества и производительности разборки рабочего колеса турбины авиационного двигателя за счет обеспечения равномерного, одновременного процесса выпрессовки лопаток.
Поставленная цель достигается тем, что в установке для разборки рабочего колеса турбины авиационного двигателя, содержащей опорный корпуса, насосную станцию и гидравлический цилиндр, она содержит дополнительный корпус с профильными пазами на торце, силовой винт и гайку, причем гидравлический цилиндр соединен с опорным корпусом и силовым винтом, а шток гидравлического цилиндра связан с чашей с профильными пазами на периферии.
Фиг.1 - схема устройства в исходное положение при выпрессовке, разрез;
Фиг.2 - узел А на фиг.1, увеличено
Фиг.3 - разрез Б-Б на фиг.2
Фиг.4. - схема устройство в конечном положение при выпрессовке, разрез;
Устройство содержит опорный 1 и дополнительный корпус 2, силовой винт 3, гайку 4, насосную станцию 5 и гидравлический цилиндр 6, который соединен с опорным корпусом 1 и силовым винтом 3. Шток 7 гидравлического цилиндра 6 связан с чашей 8 с профильными пазами на периферии, а на торце дополнительного корпуса 2 выполнены профильные пазы 9. На опорный корпус 1 устанавливают диск 10 с лопатками 11. Профильные пазы на периферии чаши 8 образуют опорные выступы 12. Между насосной станцией 5 и гидравлическим цилиндром 6 установлен датчик давления 13.
Устройство работает следующим образом.
Шток 7 с чашей 8 устанавливается в крайнее нижнее положение подачей масла в верхнюю полость гидравлического цилиндра 6. На опорный корпус 1 устанавливают турбинный диск 10 с лопатками 11 так, чтобы хвостовики лопаток 11 расположились между опорными выступами 12 чаши 8. На силовой винт 3 устанавливают дополнительный корпус 2 так, чтобы выступы профильных пазов 9 расположились над хвостовиками лопаток 11. Дополнительный корпус 2 фиксируется на силовом винте 3 гайкой 4.
Лопатки 11 зажаты между опорным корпусом 1 и дополнительным корпусом 2 с выступами 9.
В нижнюю полость гидравлического цилиндра 6 подается масло, шток 7 с чашей 8 поднимается вверх. Опорные выступы 12 упираются в турбинный диск 10, перемещая его в свободное пространство дополнительного корпуса 2. Выступы профильных пазов 9 располагаются над хвостовиками лопаток 11, а опорные выступы 12 располагаются между хвостовиками лопаток 11. Во время выпрессовки чаша 8, вместе с турбинным диском 10, беспрепятственно проходит между хвостовиков лопаток 11 и выступов профильных пазов 9.
Процесс выпрессовки заканчивается в конце хода штока 7 вверх, когда в нижней полости гидравлического цилиндра 6 повышается давление масла и датчик давления 13 срабатывает, выключая станцию 5.
Для съема лопаток 11 необходимо ослабить гайку 4 и вынуть лопатки 11 в радиальном направлении. После съема лопаток 11 необходимо отвернуть гайку 4, снять дополнительный корпус 2 и снять турбинный диск 10.
Установка позволяет повысить качество и производительности разборки рабочего колеса турбины авиационного двигателя за счет обеспечения равномерного, одновременного процесса выпрессовки лопаток.