摆动调姿机构

摘要

本发明提供了一种摆动调姿机构，用于高精度航空发动机风扇核心机单元体，其包括：底座；两个第一固定支座，所述第一固定支座相对地固定在所述底座上，其中一个所述第一固定支座上安装有第一旋转支点，另一所述第一固定支座上安装有一第二旋转支点；第二固定支座，所述第二固定支座固定在所述底座上，且与两个所述第一固定支座呈三角状分布；电动推杆组件，所述电动推杆组件安装在所述第二固定支座上；在所述高精度航空发动机的轴线方向上的B止口到所述第一旋转支点和所述第二旋转支点的距离小于所述第一旋转支点和所述第二旋转支点到所述电动推杆组件的距离的1/10。本发明摆动调姿机构具有精度高，满足装配工艺要求等诸多优点。

权利要求

1.一种摆动调姿机构，用于高精度航空发动机风扇核心机单元体，其特征在于，所述摆动调姿机构包括：底座；

两个第一固定支座，所述第一固定支座相对地固定在所述底座上，其中一个所述第一固定支座上安装有第一旋转支点，另一所述第一固定支座上安装有一第二旋转支点；

第二固定支座，所述第二固定支座固定在所述底座上，且与两个所述第一固定支座呈三角状分布；

电动推杆组件，所述电动推杆组件安装在所述第二固定支座上；

所述第一旋转支点和所述第二旋转支点分别与所述高精度航空发动机风扇核心机单元体的接口J1、接口J2连接，所述电动推杆组件与所述高精度航空发动机风扇核心机单元体的安装边J3连接；

在所述高精度航空发动机的轴线方向上的B止口到所述第一旋转支点和所述第二旋转支点的距离小于所述第一旋转支点和所述第二旋转支点到所述电动推杆组件的距离的1/

10。

2.如权利要求1所述的摆动调姿机构，其特在于，所述第一旋转支点和所述第二旋转支点到所述高精度航空发动机的质心的距离小于所述质心到所述电动推杆组件的距离的1/

5。

3.如权利要求2所述的摆动调姿机构，其特征在于，所述第一固定支座和所述第二固定支座采用钢结构。

4.如权利要求2所述的摆动调姿机构，其特征在于，所述第一旋转支点和所述第二旋转支点分别设有一关节轴承，通过所述关节轴承与所述接口J1、所述接口J2连接。

5.如权利要求2所述的摆动调姿机构，其特征在于，所述电动推杆组件包括支架、伺服电机和电动推杆，所述支架固定至所述第二固定支座，所述伺服电机和所述电动推杆均安装在所述支架上，且所述伺服电机与所述电动推杆连接，以驱动所述电动推杆动作。

6.如权利要求5所述的摆动调姿机构，其特征在于，所述电动推杆上设有电动推杆作用支点，所述电动推杆作用支点与所述安装边J3连接。

7.如权利要求6所述的摆动调姿机构，其特征在于，所述电动推杆作用支点采用法兰结构。

8.如权利要求6所述的摆动调姿机构，其特征在于，所述电动推杆的最小运动位移为

0.02mm。

9.如权利要求6所述的摆动调姿机构，其特征在于，所述电动推杆与所述支架之间采用轴承连接。

10.如权利要求1-9任意一项所述的摆动调姿机构，其特征在于，所述第一固定支座和所述第二固定支座均采用三角支柱式的形状。

说明书

摆动调姿机构

技术领域

[0001] 本发明涉及航空发动机总装智能装配领域，特别涉及一种摆动调姿机构，适用于在航空发动机总装智能装配过程中，对风扇核心机单元体进行高精度的姿态调整。

背景技术

[0002] 航空发动机总装是航空发动机装配的重要环节，总装效果直接影响发动机的质量。该过程需要对接风扇核心机单元体和低压涡轮单元体，要求将低压涡轮单元体中长约2m的低压涡轮轴，使其插入风扇核心机单元体中，并保证低压涡轮轴与风扇轴(属于风扇核心机单元体)实现花键套齿啮合及双短止口配合。

[0003] 这种装配过程具有以下特点：

[0004] 一、装配精度要求高，导致对风扇核心机单元体的调姿精度要求高。

[0005] 图1为现有技术中低压涡轮轴与风扇轴止口间的配合示意图。如图1所示，低压涡轮轴10与风扇轴11止口间的最小配合间隙在B止口12处，为0-0.057mm。因此，为了保证低压涡轮轴能够安全装配到风扇核心机单元体内腔，必须确保对风扇核心机单元体的调姿精度，需要保证B止口12处的摆动位移误差不超过0.057mm。

[0006] 二、传统航空发动机总装过程中，风扇核心机位置难以实时调整，易返工，效率低。

[0007] 传统航空发动机总装过程中，首先将风扇核心机单元体放置于立架上，调整其姿态至水平后固定，此后的装配过程中不再改变风扇核心机的位置，而仅通过调整低压涡轮单元体的姿态从而实现对接装配。因此，如风扇核心机定位前的姿态存在误差，定位后由于风扇核心机单元体不能再进行姿态调整，将极大影响总装效果，甚至导致返工，降低效率。

[0008] 三、接口结构受限，导致装配设备结构类型有限。同时，由于航空发动机质量较大，对装配设备的承载能力要求较高。

[0009] 图2为航空发动机接口的示意图一。图3为航空发动机接口的示意图二。如图2和图3所示，由于航空发动机结构的特殊性，要求装配过程中，风扇核心机单元体必须以其上预留的安装接口J1，J2以及核心机单元体上的安装边J3处作为支撑位置。其中，接口J1、J2均包含一沉头孔，用于与外部结构连接。两沉头孔轴线平行但不共线，且位于同一平面内，该平面垂直于发动机的轴线。因此，发动机调姿时无法直接同时绕接口J1、J2转动，对相应装配工装、设备的结构造成了限制。

[0010] 针对以上特点，目前总装中用于风扇核心机单元体的装配装置存在以下缺陷：

[0011] 一、精度不足。风扇核心机的调姿，主要通过目视以及工装实现，调姿精度低。即使采用自动控制的多自由度并联机构或将风扇核心机单元体放到旋转平台上，由于风扇核心机单元体直径约2m且质量近2吨，要达到通过调整风扇核心机单元体而实现对B止口处0-0.057mm的摆动位移控制精度仍非常困难，且对相应承力机构的精度、承载能力要求高，这就导致成本过高。

[0012] 二、效率低下。在传统装配方式中，风扇核心机定位前的调姿，主要通过目视以及工装实现，效率低下。另外，风扇核心机在装置上定位后，装配过程中不再进行调整，如定位存在误差，可能导致装配过程反复进行才能满足要求，进一步降低了效率。

[0013] 三、不满足接口限制。如前所述，传统装配方式中所用工装虽满足发动机接口要求，但调姿精度差、效率低，而现有的自动控制的多自由度并联机构，不满足接口限制。

[0014] 这类机构中，其对被装配部件的承载方式主要分为两种，一种为鞍座型式。图4为现有技术中鞍座支撑式承载方式的示意图。如图4所示，这种型式主要用于圆筒类结构的支撑A，难以与接口J1，J2进行有效连接。然而，由于航空发动机装配的特殊需求，不允许在装配过程中将其外部圆筒部位以此方式进行支撑，因此这类装置不适用于现有航空发动机的装配。

[0015] 另一种为平台型式，图5为现有技术中平台支撑式承载方式的示意图。如图5所示，需要建立特定的转接结构才能实现与接口J1，J2的连接，且在调姿过程中，由于该类现有技术结构复杂，需要各个伺服电机协调动作，导致影响风扇核心机轴线位置的因素较多，对设备要求较高，在相同调姿精度的条件下成本较高。

[0016] 因此，为实现航空发动机的总装智能装配，其存在的技术问题如下：

[0017] 一、对风扇核心机单元体B止口处0.057mm的摆动位移控制精度要求较高，现有技术难以达到或成本过高。

[0018] 二、无法实时调姿，导致效率低下。装配过程中，风扇核心机单元体的姿态无法实时调整，如其定位后姿态存在偏差，将影响装配效果，导致重复操作，降低效率。

[0019] 三、风扇核心机接口结构存在限制，现有技术未针对此作考虑，需要设计专用结构用于实现与风扇核心机单元体的有效连接。

[0020] 鉴于上述情况，本领域技术人员亟待开发一种新型的摆动调姿机构。

发明内容

[0021] 本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中航空发动机总装的精度不足且效率低下等缺陷，提供一种摆动调姿机构。

[0022] 本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：

[0023] 一种摆动调姿机构，用于高精度航空发动机风扇核心机单元体，其特点在于，所述摆动调姿机构包括：

[0024] 底座；

[0025] 两个第一固定支座，所述第一固定支座相对地固定在所述底座上，其中一个所述第一固定支座上安装有第一旋转支点，另一所述第一固定支座上安装有一第二旋转支点；

[0026] 第二固定支座，所述第二固定支座固定在所述底座上，且与两个所述第一固定支座呈三角状分布；

[0027] 电动推杆组件，所述电动推杆组件安装在所述第二固定支座上；

[0028] 所述第一旋转支点和所述第二旋转支点分别与所述高精度航空发动机风扇核心机单元体的接口J1、接口J2连接，所述电动推杆组件与所述高精度航空发动机风扇核心机单元体的安装边J3连接；

[0029] 在所述高精度航空发动机的轴线方向上的B止口到所述第一旋转支点和所述第二旋转支点的距离小于所述第一旋转支点和所述第二旋转支点到所述电动推杆组件的距离的1/10。

[0030] 根据本发明的一个实施例，所述第一旋转支点和所述第二旋转支点到所述高精度航空发动机的质心的距离小于所述质心到所述电动推杆组件的距离的1/5。

[0031] 根据本发明的一个实施例，所述第一固定支座和所述第二固定支座采用钢结构。

[0032] 根据本发明的一个实施例，所述第一旋转支点和所述第二旋转支点分别设有一关节轴承，通过所述关节轴承与所述接口J1、所述接口J2连接。

[0033] 根据本发明的一个实施例，所述电动推杆组件包括支架、伺服电机和电动推杆，所述支架固定至所述第二固定支座，所述伺服电机和所述电动推杆均安装在所述支架上，且所述伺服电机与所述电动推杆连接，以驱动所述电动推杆动作。

[0034] 根据本发明的一个实施例，所述电动推杆上设有电动推杆作用支点，所述电动推杆作用支点与所述安装边J3连接。

[0035] 根据本发明的一个实施例，所述电动推杆作用支点采用法兰结构。

[0036] 根据本发明的一个实施例，所述电动推杆的最小运动位移为0.02mm。

[0037] 根据本发明的一个实施例，所述电动推杆与所述支架之间采用轴承连接。

[0038] 根据本发明的一个实施例，所述第一固定支座和所述第二固定支座均采用三角支柱式的形状。

[0039] 本发明的积极进步效果在于：

[0040] 本发明摆动调姿机构具有如下优点：一、精度高，满足装配工艺要求。

[0041] 本发明基于航空发动机自身结构特点，通过将B止口、接口J1和J2、安装边J3转化为以接口J1和J2所连接关节轴承为旋转支点的杠杆，从而将对B止口的摆动控制转化为对J3的摆动控制。由于B止口到接口J1和J2所连旋转支点的距离小于接口J1和J2到安装边J3距离的1/10，因此采用本发明摆动调姿机构，可以通过控制电动推杆调节J3处摆动位移时，B止口处的位移精度误差小于J3处电动推杆精度误差的1/10，大幅度提高现有设备对B止口摆动的控制精度，实现了装配工艺要求。

[0042] 二、稳定性好，装配更为安全。

[0043] 利用航空发动机质心介于接口J1和J2、J3之间且到接口J1、J2的距离小于到J3距离的1/5的实际特点，通过将接口J1和J2、质心、安装边J3转化为以接口J1和J2所连关节轴承为旋转支点的杠杆，降低了调整风扇核心机姿态时电动推杆的负载，同时保证了风扇核心机单元体在调姿过程中的重心变化小，使整个装配系统更加安全。

[0044] 三、成本低。

[0045] 本发明通过将B止口、接口J1和J2、安装边J3转化为以接口J1和J2所连关节轴承为旋转支点的杠杆，从而成功将对B止口的高精度调姿要求转化为对J3的一般精度调姿要求，降低了对电动推杆的精度、承载要求，从而降低了成本。

[0046] 四、可实时调姿。

[0047] 对安装边J3处采用高精度的双电动推杆与伺服电机相连接，并采用同步伺服控制系统，确保了其同步控制精度，实现了对风扇核心机单元体的实时高精度调姿。

附图说明

[0048] 本发明上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变的更加明显，在附图中相同的附图标记始终表示相同的特征，其中：

[0049] 图1为现有技术中低压涡轮轴与风扇轴止口间的配合示意图。

[0050] 图2为航空发动机接口的示意图一。

[0051] 图3为航空发动机接口的示意图二。

[0052] 图4为现有技术中鞍座支撑式承载方式的示意图。

[0053] 图5为现有技术中平台支撑式承载方式的示意图。

[0054] 图6为本发明摆动调姿机构的立体图。

[0055] 图7为本发明摆动调姿机构的主视图。

[0056] 图8为本发明摆动调姿机构的侧视图。

[0057] 图9为本发明摆动调姿机构中第一旋转支点的结构示意图。

[0058] 图10为本发明摆动调姿机构中第二旋转支点的结构示意图。

[0059] 图11为本发明摆动调姿机构中电动推杆组件的结构示意图。

[0060] 图12为本发明摆动调姿机构的工作流程示意图。

具体实施方式

[0061] 为让本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，以下结合附图对本发明的具体实施方式作详细说明。

[0062] 现在将详细参考附图描述本发明的实施例。现在将详细参考本发明的优选实施例，其示例在附图中示出。在任何可能的情况下，在所有附图中将使用相同的标记来表示相同或相似的部分。此外，尽管本发明中所使用的术语是从公知公用的术语中选择的，但是本发明说明书中所提及的一些术语可能是申请人按他或她的判断来选择的，其详细含义在本文的描述的相关部分中说明。此外，要求不仅仅通过所使用的实际术语，而是还要通过每个术语所蕴含的意义来理解本发明。

[0063] 图6为本发明摆动调姿机构的立体图。图7为本发明摆动调姿机构的主视图。图8为本发明摆动调姿机构的侧视图。图9为本发明摆动调姿机构中第一旋转支点的结构示意图。图10为本发明摆动调姿机构中第二旋转支点的结构示意图。图11为本发明摆动调姿机构中电动推杆组件的结构示意图。

[0064] 如图6至图11所示，本发明公开了一种摆动调姿机构，用于高精度航空发动机风扇核心机单元体，所述摆动调姿机构包括：底座10、两个第一固定支座20、第二固定支座30和电动推杆组件40。其中，第一固定支座20相对地固定在底座10上，其中一个第一固定支座20上安装有第一旋转支点50，另一第一固定支座20上安装有一第二旋转支点60。第二固定支座30固定在底座10上，且与两个第一固定支座20呈三角状分布。

[0065] 电动推杆组件40安装在第二固定支座30上，第一旋转支点50和第二旋转支点60分别与所述高精度航空发动机风扇核心机单元体的接口J1、接口J2连接，电动推杆组件40与所述高精度航空发动机风扇核心机单元体的安装边J3连接。

[0066] 在所述高精度航空发动机的轴线方向上的B止口到第一旋转支点50和第二旋转支点60的距离小于第一旋转支点50和第二旋转支点60到电动推杆组件40的距离的1/10。

[0067] 进一步地，第一旋转支点50和第二旋转支点60到所述高精度航空发动机的质心的距离小于所述质心到电动推杆组件40的距离的1/5。

[0068] 本发明摆动调姿机构针对摆动精度要求较高的问题，基于发动机结构特点，设置了转接结构，利用杆杆原理将设备的误差缩小，实现精度要求。在发动机轴向上，B止口到接口J1、接口J2的距离小于接口J1、接口J2到安装边J3距离的1/10，如设置转接结构将接口J1、接口J2处转换为旋转支点，并在安装边J3处设置推力装置，则B止口、接口J1和接口J2处旋转支点、安装边J3处三者形成杠杆，B止口处摆动的位移小于安装边J3处摆动位移的1/10，此时，只需安装边J3处的摆动位移误差小于0.057mm的10倍，即可满足B止口0-0.057mm的摆动精度控制要求，大幅降低了成本。同时，由于质心介于接口J1和接口J2与安装边J3之间，且到接口J1、接口J2的距离小于到安装边J3距离的1/5，故对安装边J3处推力装置的载荷要求大幅降低，进一步降低了成本并增加了安全性。

[0069] 本发明摆动调姿机构基于航空发动机自身结构特点，通过巧妙设计支撑方式，从而利用杠杆原理在不改变调姿精度要求的情况下，大幅降低对所需装置元件的精度、承载要求，实现了高精度、高稳定性、低成本的效果。通过将接口J1、接口J2转化为旋转支点，以及对安装边J3处设置电动推杆，将B止口、接口J1和接口J2处旋转支点、安装边J3转化为杠杆，从而将对B止口的高精度要求转化为对安装边J3处的一般精度要求，且降低了对安装边J3处电动推杆的承载要求，减小了调姿过程中航空发动机质心的变化范围，在实现高精度调姿要求的同时，大幅降低了成本、提高了稳定性。

[0070] 此处的第一固定支座20和第二固定支座30采用钢结构，同时通过第一固定支座20和第二固定支座30分别与第一旋转支点50、第二旋转支点60及电动推杆组件40的底座连接，进而为风扇核心机单元体提供支撑。

[0071] 特别地，第一旋转支点50和第二旋转支点60分别设有一关节轴承，通过所述关节轴承与所述接口J1、所述接口J2连接。这样可以有效地避免转轴轴线不共线对风扇核心机单元体的损伤。

[0072] 本发明摆动调姿机构针对风扇核心机接口限制的问题，为将接口J1、接口J2设置为旋转支点，采用两个关节轴承设计，避免转轴轴线不共线对风扇核心机单元体的损伤。对于安装边J3，采用法兰结构实现连接。

[0073] 对接口J1、接口J2处设置关节轴承转接结构，从而化解接口J1、接口J2轴线不共线的问题，并将此两接口转化为旋转支点，满足了航空发动机的接口结构限制，且为采用杠杆原理来提高调姿精度提供了基础。

[0074] 优选地，电动推杆组件40包括支架41、伺服电机42和电动推杆43，支架41固定至第二固定支座30，伺服电机42和电动推杆43均安装在支架41上，且伺服电机42与电动推杆43连接，以驱动电动推杆43动作。进一步地，在电动推杆43上设有电动推杆作用支点44，且电动推杆作用支点44与安装边J3连接。

[0075] 本发明摆动调姿机构针对传统方式难以实时调姿的问题，采用由伺服电机驱动的高精度电动推杆提供动力，伺服电机采用同步伺服控制系统，由此可确保对电动推杆动作的实时调整，从而实现对风扇核心机单元体的实时高精度调姿。

[0076] 对安装边J3处采用高精度的双电动推杆，确保了系统的平衡性、稳定性以及调姿的实时性。这样通过将双电动推杆与伺服电机相连接，并采用同步伺服控制系统，可以确保其同步控制精度，实现了对风扇核心机单元体的实时高精度调姿。

[0077] 此处的电动推杆作用支点44采用法兰结构，由此实现高精度电动推杆43与安装边J3连接。

[0078] 另外，为了整体结构的更加稳固，第一固定支座20和第二固定支座30均优选地采用三角支柱式的形状。

[0079] 进一步地，电动推杆43的最小运动位移优选为0.02mm，其同步控制由与其连接的伺服电机42实现。电动推杆43与支架41之间采用轴承连接。电动推杆43带动其相连的电动推杆作用支点44从而控制安装边J3的移动。由于电动推杆43与其底座通过轴承连接，故电动推杆43在伸缩的同时，可自动调节其摆动角度，适应发动机的位姿。

[0080] 图12为本发明摆动调姿机构的工作流程示意图。如图12所示，根据上述结构描述，本发明摆动调姿机构给出了相应的使用方法，其具体步骤如下：

[0081] 首先，标定双电动推杆。通过激光等外部手段，标定两侧推杆处于同一位置。

[0082] 其次，安装发动机。将发动机接口J1、J2，安装边J3分别与本调姿机构相应的接口对接，连接稳定。

[0083] 再次，开启智能装配设备，本调姿机构自动运行。

[0084] 具体运行过程如图12中流程所示：

[0085] 首先，智能装配平台收集处理发动机的姿态信息，并将计算结果以同步信号传递给伺服电机；

[0086] 其次，伺服电机接受信号后实时操纵高精度电动推杆动作；

[0087] 再次，高精度电动推杆带动高精度电动推杆作用支点运动，从而带动安装边J3绕旋转支点转动；

[0088] 最后，以上过程实时更新，实现实时调姿。

[0089] 综上所述，本发明摆动调姿机构具有如下优点：一、精度高，满足装配工艺要求。本发明基于航空发动机自身结构特点，通过将B止口、接口J1和J2、安装边J3转化为以接口J1和J2所连接关节轴承为旋转支点的杠杆，从而将对B止口的摆动控制转化为对J3的摆动控制。由于B止口到接口J1和J2所连旋转支点的距离小于接口J1和J2到安装边J3距离的1/10，因此采用本发明摆动调姿机构，可以通过控制电动推杆调节J3处摆动位移时，B止口处的位移精度误差小于J3处电动推杆精度误差的1/10，大幅度提高现有设备对B止口摆动的控制精度，实现了装配工艺要求。

[0090] 二、稳定性好，装配更为安全。利用航空发动机质心介于接口J1和J2、J3之间且到接口J1、J2的距离小于到J3距离的1/5的实际特点，通过将接口J1和J2、质心、安装边J3转化为以接口J1和J2所连关节轴承为旋转支点的杠杆，降低了调整风扇核心机姿态时电动推杆的负载，同时保证了风扇核心机单元体在调姿过程中的重心变化小，使整个装配系统更加安全。

[0091] 三、成本低。本发明通过将B止口、接口J1和J2、安装边J3转化为以接口J1和J2所连关节轴承为旋转支点的杠杆，从而成功将对B止口的高精度调姿要求转化为对J3的一般精度调姿要求，降低了对电动推杆的精度、承载要求，从而降低了成本。

[0092] 四、可实时调姿。对安装边J3处采用高精度的双电动推杆与伺服电机相连接，并采用同步伺服控制系统，确保了其同步控制精度，实现了对风扇核心机单元体的实时高精度调姿。

[0093] 虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式作出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。