阅读说明：本技术 一种航空发动机点火附件装配式安装结构及安装方法 (Assembly type mounting structure and mounting method for ignition accessory of aero-engine ) 是由 张春红 王凯 徐一鸣 梁微 于 2019-11-22 设计创作，主要内容包括：一种航空发动机点火附件装配式安装结构及安装方法,属于航空发动机装配设计技术领域。所述航空发动机点火附件装配式安装结构,包括安装支架、第一支撑支架和第二支撑支架,安装支架设置有第一销钉、第二销钉和指形触点,所述第一销钉和第二销钉均通过第一支撑支架与航空发动机安装边连接,所述指形触点通过第二支撑支架与航空发动机安装边连接,第一支撑支架设置有关节轴承,用以与第一销钉或第二销钉连接,第二支撑支架也设置有关节轴承,用以与指形触点连接。所述航空发动机点火附件装配式安装结构及安装方法,保证点火附件安装固定可靠,工作过程稳定、无损坏,保证航空发动机正常工作。(An aircraft engine ignition accessory assembly type mounting structure and a mounting method belong to the technical field of aircraft engine assembly design. Aeroengine ignition annex assembled mounting structure, including installing support, first support and second support, the installing support is provided with first pin, second pin and finger shape contact, first pin and second pin all are connected with aeroengine installation limit through first support, the finger shape contact is connected with aeroengine installation limit through the second support, and first support is provided with joint bearing for with first pin or second pin joint, the second support also is provided with joint bearing for with finger shape contact connection. The assembly type installation structure and the installation method of the ignition accessory of the aero-engine ensure that the ignition accessory is reliably installed, the working process is stable and free of damage, and the aero-engine is ensured to normally work.)

一种航空发动机点火附件装配式安装结构及安装方法

技术领域

本发明涉及属于航空发动机装配设计技术领域，特别涉及一种航空发动机点火附件装配式安装结构及安装方法。

背景技术

现有发动机点火系统的安装采用平板支架螺钉固定的方式，因点火附件体积大、重量重，且为下置式倾斜安装，在发动机工作过程中受振动、高温等环境因素影响，安装固定点火附件的支架安装爪经常发生断裂等故障。安装爪断裂后，振动对点火附件的影响加剧，通常引起点火附件裂纹损坏，电气连接部位折断等故障，影响发动机燃烧室点火，发生发动机点火不成功等问题，以及影响发动机工作，导致飞机不能按预定要求完成科目。

如图1所示，现有航空发动机点火附件的安装均采用整体式安装座，安装座由一整块金属板制成，安装座焊接4个金属安装爪，发动机机匣与安装座通过安装爪固定。如图2所示，点火附件通过螺栓安装在安装座上，安装座通过螺栓固定在发动机机匣上，实现点火附件的安装固定，整个点火附件的安装是刚性结构。点火附件体积较大，重量达7kg，在发动机圆形壳体上安装后，发动机工作过程中产生的振动加大了螺钉固定产生的应力，由于圆形壳体上的安装，在点火附件的安装支架上产生应力集中，支架被损坏，点火附件安装不牢固，会造成发动机点火系统不能稳定工作，同时，点火附件支架报废率高，更换成本高。

发明内容

为了解决现有技术存在的安装空间受限、应力等因素导致的点火附件安装固定困难，损坏率高等技术问题，本发明提供了一种航空发动机点火附件装配式安装结构及安装方法，保证点火附件安装固定可靠，工作过程稳定、无损坏，保证航空发动机正常工作。

为了实现上述目的，本发明的技术方案是：

一种航空发动机点火附件装配式安装结构，包括安装支架、第一支撑支架和第二支撑支架；

所述安装支架设置有第一销钉、第二销钉和指形触点，所述第一销钉和第二销钉均通过第一支撑支架与航空发动机安装边连接，所述指形触点通过第二支撑支架与航空发动机安装边连接；

所述第一支撑支架设置有关节轴承，用以与第一销钉或第二销钉连接；

所述第二支撑支架也设置有关节轴承，用以与指形触点连接。

所述安装支架为矩形框架结构，用于固定点火附件，所述第一销钉和第二销钉分别位于安装支架的两个长边。

所述指形触点包括壳体，所述壳体设置有弯钩形滑槽，所述壳体内部设置有顶针，所述顶针的一端穿过壳体连接安装支架与第二支撑支架，所述顶针的另一端设置有尾附，所述顶针设置有弹簧和滑块，所述滑块沿弯钩形滑槽移动对顶针进行限位。

所述第一销钉和第二销钉的设置方向相同，所述指形触点的设置方向与第二销钉的设置方向垂直。

所述第一支撑支架和第二支撑支架均设置有安装孔，用以与发动机安装边固定连接。

一种航空发动机点火附件的安装方法，采用上述航空发动机点火附件装配式安装结构，包括如下步骤：

将点火附件安装在安装支架上，将一个第一支撑支架与航空发动机的一个安装边连接，将另一个第一支撑支架和第二支撑支架分别与航空发动机的另一个安装边连接；

将安装支架的第一销钉和第二销钉分别***与其对应的第一支撑支架的关节轴承；

通过指形触点连接安装支架与第二支撑支架。

本发明的有益效果：

1)体积小、重量轻，矩形框架结构的安装支架与其他发动机用点火附件安装座相比重量更轻，更符合发动机减轻零组件重量的要求；

2)空间小，第一销钉、第二销钉和指形触点构成三角形的三点式固定方式，比现有发动机用点火附件四点固定方式减少了固定位置，节省空间，更能满足航空发动机***尺寸受限的要求；

3)操作方便，采用***式固定方式，两个横向设置的第一销钉和第二销钉，以及作为纵向***指形触点，两个方向上牢固安装点火附件，不需要安装垫片、拧紧螺钉等操作，安装简捷方便；

4)消除应力，安装在航空发动机安装边上的3个支撑支架均配装关节轴承，可以在任意方向转动，当发动机振动过程中，关节轴承的转动消除安装固定带来的应力集中，相较于其他发动机螺钉固定安装，避免点火附件安装支架由于应力集中造成的损坏，并且能够有效可靠实现对点火附件的安装固定，保证发动机控制系统工作的可靠性；

5)抗振性更好，纵向定位的指形触点内部采用弹簧阻尼结构，减轻发动机水平振动造成的影响，纵向振动由于安装支架与支撑支架间关节轴承支撑时各方向均可转动，且***式结构中顶针与关节轴承之间间隙较大，相比较于其他发动机螺钉固定的刚性连接结构，能更好的减轻振动造成的影响，避免振动造成的零组件损伤。

本发明的其他特征和优点将在下面的

具体实施方式

中部分予以详细说明。

附图说明

图1是现有整体式点火附件安装座的结构示意图；

图2是现有点火附件安装在安装座的示意图；

图3是本发明实施例提供的安装支架的结构示意图；

图4是图3的A向视图；

图5是本发明实施例提供的第一支撑支架的结构示意图；

图6是本发明实施例提供的第二支撑支架的结构示意图，其中(a)为主视图，(b)为左视图，(c)为俯视图；

图7是本发明实施例提供的点火附件安装在安装支架上的主视示意图；

图8是本发明实施例提供的点火附件安装在安装支架上的左视示意图。

说明书附图中的附图标记包括：

1-安装座，2-安装爪，3-螺栓，4-点火附件，5-安装支架，6-第一销钉，7-指形触点，8-第一支撑支架，9-关节轴承，10-衬套，11-顶针，12-弹簧，13-尾附，14-壳体，15-安装边，16-第二销钉，17-第二支撑支架。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“纵向”、“横向”、“竖向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，除非另有规定和限定，需要说明的是，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是机械连接或电连接，也可以是两个元件内部的连通，可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语的具体含义。

为了解决现有技术存在的问题，如图3至图8所示，本发明实施例提供了一种航空发动机点火附件装配式安装结构及安装方法，保证点火附件4安装固定可靠，工作过程稳定、无损坏，保证航空发动机正常工作。

如图3和图4所示，一种航空发动机点火附件4装配式安装结构，包括安装支架5、第一支撑支架8和第二支撑支架17支撑支架用于支撑安装支架5，并减小振动、消除应力；安装支架5设置有第一销钉6、第二销钉16和指形触点7，第一销钉6、第二销钉16和指形触点7均焊接在安装支架5上，第一销钉6和第二销钉16均通过第一支撑支架8与航空发动机安装边15连接，指形触点7通过第二支撑支架17与航空发动机安装边15连接，安装支架5为矩形框架结构，用于固定点火附件4，第一销钉6和第二销钉16分别位于安装支架5的两个长边，第一销钉6和第二销钉16的设置方向相同，指形触点7的设置方向与第二销钉16的设置方向垂直，即第二销钉16与指形触点7的方向为正交关系。

如图5和图6所示，第一支撑支架8设置有关节轴承9，用以与第一销钉6或第二销钉16连接，第二支撑支架17也设置有关节轴承9，用以与指形触点7连接，第一支撑支架8和第二支撑支架17均设置有安装孔，用以与发动机安装边15固定连接。

本实施例中，采用矩形框架结构的安装支架5，其***尺寸长×宽为220mm×150mm，其内部中空结构的长×宽为140mm×70mm，相比较于现有发动机用点火附件4安装座长×宽为284mm×206mm的一体式平板结构，重量更轻，更符合发动机减轻零组件重量的要求，矩形框架结构与支撑支架配合既能保证重量轻又能牢固安装点火附件4即保证发动机工作的稳定性。将点火附件4固定在安装支架5上，安装支架5通过3个支撑支架固定在航空发动机安装边15上，第一销钉6、第二销钉16和指形触点7装入对应的支撑支架的关节轴承9中后锁紧指形触点7，完成点火附件4的固定安装，其中，第一销钉6通过第一支撑支架8与航空发动机的一个安装边15连接，第二销钉16通过第一支撑支架8与航空发动机的另一个安装边15连接，指形触点7通过第二支撑支架17与航空发动机的另一个安装边15连接。如图5所示，第一支撑支架8为三角形结构，第一支撑支架8的一个顶点设置关节轴承9，第一支撑支架8的另外两个顶点均设置有安装孔，用以与发动机安装边15固定连接，第一支撑支架8还设置有安装孔，用以与发动机安装边15固定连接，安装孔与关节轴承9位于同一平面上。如图6所示，第二支撑支架17也设置有安装孔，用以与发动机安装边15固定连接，第二支撑支架17上安装孔所在的平面与关节轴承9所在的平面垂直。当发动机工作过程中，无论横向还是纵向的振动都可以通过关节轴承9的活动支撑化解，点火附件4与发动机之间的柔性连接避免了装配应力的作用，3点双方向固定的方式有效限制了点火附件4的活动范围，既保证点火附件4在有限的空间内快速安装，又使点火附件4不会发生大的位移，不与周围组件干涉。

如图4和图7所示，指形触点7包括壳体14，壳体14设置有弯钩形滑槽，壳体14内部设置有顶针11，顶针11的一端穿过壳体14连接安装支架5与第二支撑支架17，顶针11的另一端设置有尾附13，用于压入及拧紧顶针11，顶针11设置有弹簧12和滑块，滑块沿弯钩形滑槽移动对顶针11进行限位。指形触点7的具体设置为：壳体14为圆柱筒结构，壳体14的一端设置有通孔，壳体14的另一端与螺母螺纹连接，壳体14内部设置有顶针11，顶针11的一端穿过壳体14的通孔连接安装支架5的衬套10与第二支撑支架17的关节轴承9，顶针11的另一端设置有尾附13，顶针11外套设有弹簧12，弹簧12靠近尾附13一端与顶针11固定连接，在尾附13拧紧顶针11压缩弹簧12时对弹簧12进行限位，壳体14的外部设置有若干个弯钩形滑槽，顶针11设置有滑块，尾附13拧紧顶针11的过程中，滑块沿滑槽移动并将顶针11位置固定，当然弯钩形滑槽可设置有多个，滑块可以只设置一个，这是为了方便操作，实现对顶针11的限位，通过自带阻尼功能的指形触点7与带有关节轴承9第二支撑支架17配合，有效避免发动机振动、安装应力等外部因素对点火附件4的影响，保证点火系统稳定工作。

如图7和图8所示，一种航空发动机点火附件4的安装方法，采用上述航空发动机点火附件4装配式安装结构，包括如下步骤：

将点火附件4通过螺栓3和螺母固定安装在安装支架5上，将一个第一支撑支架8与航空发动机的一个安装边15连接，将另一个第一支撑支架8和第二支撑支架17分别与航空发动机的另一个安装边15连接，两个第一支撑支架8和一个第二支撑支架17均与对应的航空发动机安装边15固定连接，；

将安装支架5的第一销钉6和第二销钉16分别***与其对应的第一支撑支架8的关节轴承9；

通过指形触点7连接安装支架5与第二支撑支架17，即将安装支架5安放到与第二支撑支架17对应的位置，用力将指形触点7的顶针11推入关节轴承9中，旋转尾附13，锁住指形触点7，完成点火附件4的固定安装。

为保证点火附件4在发动机圆形外壳上稳定安装，消除发动机振动、装配应力等对点火附件4支架的损害，在现有点火附件4安装位置，通过本发明的装配式安装结构实现点火附件4的安装。通过第一支撑支架8和第二支撑支架17的关节轴承9使点火附件4的安装为柔性连接的安装方式，能够满足发动机外部空间需求，保证发动机点火系统核心部件的稳定可靠工作，免除螺钉等紧固件安装时预留的操作空间，避免刚性连接带来的应力影响即点火附件4及安装座损坏对航空发动机工作的影响，并在发动机工作过程中克服振动等因素的影响，保证点火附件4安装固定可靠，工作过程稳定、无损坏，保证航空发动机正常工作，本发明的安装方法方便、快捷、高效，可广泛应用于航空发动机点火系统中。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。