一种夹持式航空发动机主安装节机构的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及航空发动机设计领域，具体涉及一种夹持式航空发动机主安装节机构。
【背景技术】
[0002]安装节是航空发动机与飞机的连接件，分主安装节及辅助安装节。主安装节承受航空发动机的主要载荷，是将航空发动机推力传递到飞机上的重要构件，也是航空发动机在飞机上的主要定位机构。飞机在飞行过程中，将各种载荷通过主安装节传递给发动机，因此安装节要有足够的刚度、强度和很高的可靠性。
[0003]航空发动机是飞机的核心部件，在飞机的使用过程中需要对发动机进行定期维护。发动机主安装节的设计应便于发动机在飞机上的装拆，使得在外场环境下地勤人员能够高效可靠的对飞机发动机进行更换。
[0004]如图1和图2所示，现有航空发动机的主安装结构包括:主安装节球座21、安装节球头22、推力销23等零件。一般来说，航空发动机的主安装节球座21位于发动机I承力环的水平两侧，安装节球头22安装在主安装节球座21当中。推力销穿过飞机主承力环3(主承力框架)上的安装孔，插入安装节球头22内，使得飞机与发动机I连接在一起。
[0005]现有航空发动机在飞机上安装的安装过如下:首先使用架车将航空发动机托举到指定位置，使飞机主承力框架上的安装孔与航空发动机承力机匣上的球头安装孔对齐，安装航空发动机一侧的推力销，然后调整架车上发动机的位置，使另一侧两孔对齐并安装第二个推力销。
[0006]在野外飞机场的环境中，在飞机上安装航空发动机是一项重要并且非常复杂的工作。为了保证主推力销能够连续、准确的插入飞机承力框架和航空发动机上的安装孔中，首先需要将飞机和航空发动机精确地对齐。一般来说，飞机和航空发动机的体积和重量都非常的大，在野外机场环境中，将两个大重量、大体积物体中的两个直径约4厘米的小孔精确的对齐，是一件非常困难的事情。在实际的飞发装配过程中，必须多人共同操作发动机驾车进行装配。并且安装过程中要反复调整飞机和航空发动机的装配位置，费时费工安装效率较低。
[0007]进一步，在发动机的制造和装配过程中，因公差累积造成发动机水平两侧的两个安装孔存在一定程度的不同心，另外为了保证飞机与航空发动机之间装配位置，推力销与各安装孔之间采用小间隙配合(0.05?0.1毫米)，这就给两个推力销的安装带来了很大的难度。在实际的工作中需要专用的工装，将主推力销连续的顶入飞机和航空发动机的两个安装孔中。安装过程中要反复调整发动机的位置，费时费工安装效率低。
【发明内容】
[0008]本发明的目的是提供一种夹持式航空发动机主安装节机构，以解决现有航空发动机安装效率较低的问题。
[0009]本发明的技术方案是:
[0010]一种夹持式航空发动机主安装节机构，包括:
[0011]两个推力销，分别设置在发动机水平两侧的主承力机匣上；
[0012]两个夹持机构，分别设置在飞机水平两侧的主承力环上，每侧的所述夹持机构用于将对应侧面的所述推力销进行固定夹持，夹持后的所述发动机处于预定安装位置，另外，处于所述预定安装位置的所述发动机具有一预定量的全方位转动补偿。
[0013]可选地，夹持机构包括:
[0014]安装节下盖，呈弯折状，一端开设有通孔，所述通孔内活动设置有安装节球头，所述安装节球头的靠近所述发动机的一端与所述飞机的主承力环固定；
[0015]安装节上盖，呈弯折状，一端铰接在所述安装节下盖的具有所述安装节球头的一端;
[0016]当所述安装节下盖的另一端与所述安装节上盖的另一端接触时，所述安装节下盖与所述安装节上盖之间构成与所述推力销直径相等的夹持环。
[0017]可选地，夹持机构包括:
[0018]安装节下盖，呈弯折状，一端开设有通孔，所述通孔内固定设置有固定销，所述固定销的靠近所述发动机的一端与所述飞机的主承力环固定；
[0019]安装节上盖，呈弯折状，一端铰接在所述安装节下盖的具有所述固定销的一端；
[0020]所述推力销的靠近所述发动机的一端与安装节球头固定连接，所述安装节球头活动安装在所述发动机的安装节球座中；
[0021]当所述安装节下盖的另一端与所述安装节上盖的另一端接触时，所述安装节下盖与所述安装节上盖之间构成与所述推力销的另一端直径相等的夹持环。
[0022]可选地，所述安装节上盖的另一端铰接有带球形头的六角螺母；
[0023]所述安装节下盖的另一端开设有与所述六角螺母的相匹配的凹槽，用于在所述六角螺母转动至预定角度时，将所述六角螺母固定卡合在所述凹槽内。
[0024]本发明的有益效果:
[0025]本发明的发动机主安装节机构中，推力销凸出在发动机轮廓外，进而避免了将推力销插入小间隙的安装孔的困难，使得航空发动机与飞机的安装孔能够精确的对齐，安装快捷方便，降低装配劳动强度；并且，本发明的发动机主安装节机构不受发动机安装形式的限制，实用性较好，适应性强。
【附图说明】
[0026]图1是现有航空发动机安装剖面图；
[0027]图2是现有航空发动机主安装结构的示意图；
[0028]图3是本发明一个实施例的发动机主安装节机构的结构示意图；
[0029]图4是本发明另一个实施例的发动机主安装节机构的结构示意图；
[0030]图5是本发明一个实施例的发动机主安装节机构的安装过程示意图；
[0031]图6是本发明一个实施例的发动机主安装节机构安装后的示意图。
【具体实施方式】
[0032]这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。
[0033]如图3至图6所示，本发明提供了一种夹持式航空发动机主安装节机构，包括两个推力销41以及两个夹持机构。
[0034]两个推力销41分别设置在发动机I水平两侧(左右两侧)的主承力机匣上。
[0035]两个夹持机构分别设置在飞机水平两侧的主承力环3上，每侧的夹持机构用于将对应侧面的推力销41进行固定夹持，且夹持完成后的发动机I处于预定安装位置(即最终安装完成后的位置)；另外，处于预定安装位置的发动机I具有一预定量的全方位转动补偿，与现有技术中采用球头和球座的转动补偿类型。
[0036]本发明的发动机主安装节机构中，推力销41凸出在发动机I轮廓外，进而避免了将推力销41插入小间隙的安装孔的困难，使得航空发动机I与飞机的安装孔能够精确的对齐，安装快捷方便，降低装配劳动强度；并且，本发明的发动机主安装节机构不受发动机安装形式的限制，实用性较好，适应性强。
[0037]进一步，本发明的上述夹持机构可以根据需要采用多种适合的结构，同样，两个推力销41与两个夹持机构之间连接结构也可以根据需要进行适合的选择，下面将以至少两个实施例进行说明。
[0038]实施例1:
[0039]特别如图3