УСТРОЙСТВО ДЛЯ СБОРКИ РАБОЧЕГО КОЛЕСА ТУРБИНЫ АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Полезная модель относится к машиностроению и может использоваться для сборки 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).
Устройство для сборки рабочего колеса турбины авиационного двигателя не приводится.
Известна установка для сборки лопаток рабочего колеса вентилятора авиационного двигателя, содержащая опорную плиту, направляющую, силовой винт, гайку и силовой элемент. (Л.К.Николаенко и др., Пособие для слесаря-сборщика газотурбинных двигателей, М., Оборонгиз, 1963, с 34-35).
Возможен перекос лопаток, что приводит к низкому качеству сборки.
Известна установка для сборки лопаток рабочего колеса вентилятора авиационного двигателя, содержащая опорную плиту для размещения диска турбины, исполнительный орган и привод. Последовательную запрессовку лопаток производят исполнительным органом, (патент РФ №2102216, B23P 19/02, 1995).
В известном устройстве, где запрессовку осуществляется обкатывание лопаток роликом, возможно появление паразитных нагрузок, наклеп внутренних поверхностей пазов и хвостовиков.
Известно, что для сборки деталей и их последующей разборки применяют ручные винтовые и рычажно-реечные прессы. (В.И.Соколов и др., Сборка авиационных двигателей, М., Машиностроение, 1969, с 45-47).
Возможен перекос лопаток, что приводит к низкому качеству сборки.
Наиболее близким по технической сущности является установка для сборки лопаток рабочего колеса вентилятора авиационного двигателя, содержащая опорный и дополнительный корпуса, силовой винт и гайку (патент РФ на полезную модель №77654, F04D 29/60, 2008).
Возможен перекос лопаток, что приводит к низкому качеству сборки и производительности процесса сборки.
Задачей является повышение качества и производительности сборки рабочего колеса турбины авиационного двигателя за счет обеспечения равномерного, одновременного процесса запрессовки лопаток.
Поставленная цель достигается тем, что в установке для сборки рабочего колеса турбины авиационного двигателя, содержащей опорный и дополнительный корпуса, силовой винт и гайку, насосную станцию и гидравлический цилиндр, который соединен с опорным корпусом и силовым винтом, шток гидравлического цилиндра связан с чашей с профильными пазами на периферии, на торце дополнительного корпуса, который установлен на плоском кольце, выполнены профильные пазы, причем опорный корпус снабжен кольцом Г-образного сечения с профильными пазами на полке.
Фиг.1 - схема устройства в исходное положение, разрез;
Фиг.2 - узел В на фиг.1, увеличено;
Фиг.3 - разрез Г-Г на фиг.2.
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. На плоском кольце 14 установлен дополнительный корпус 2, а на опорном корпусе 1 размещено кольцо 15 Г-образного сечения с профильными пазами 16 на полке.
Устройство при сборке (запрессовке) работает следующим образом.
На опорный корпус 1 устанавливается кольцо 15 и турбинный диск 10 так, чтобы профильные выступы 12 прошли между профильными выступами 16 полки кольца 15 Г-образного сечения. Профильные выступы 16 располагаются ниже верхнего торца диска 10. В профильные пазы турбинного диска 10 (между выступами 12) вставляются хвостовики лопаток 11. На плоском кольце 14 устанавливают дополнительный корпус 2 и затягивают гайку 4. Лопатки 11 зажаты по торцам между плоским кольцом 14 и кольцом 15.
В полость гидравлического цилиндра 6 подается масло, шток 7 с чашей 8 поднимается вверх. Опорные выступы 12 упираются в турбинный диск 10 и поднимают его вверх, хвостовики лопаток 11 заходят в пазы между профильными выступами турбинного диска 10. В процессе движения выступы 12 беспрепятственно проходят между профильными выступами 16.
В момент совмещения верхнего торца обода турбинного диска с торцом плоского кольца 14 давление в нижней камере гидравлического цилиндра 6 возрастает, срабатывает датчик давления 13, выключая станцию 5. Движение турбинного диска 10 останавливается. Процесс запрессовки завершен. Для съема турбинного диска 10 с лопатками 11 необходимо отвернуть гайку 4, снять дополнительный корпус 2 и плоское кольцо 14.
Установка позволяет производить сборку рабочего колеса авиационного двигателя без перекосов лопаток, что повышает качество сборки и производительности