本发明属于航空发动机进气导流叶片装配领域，特别涉及用于航空发动机进气导流叶片与摇臂组合钻孔的工装及使用方法。
背景技术
航空发动机进气导向器主要由外环、内环、导流叶片、固定摇臂和传动装置组成。导流叶片安装角是可调式，当固定摇臂转动时，导流叶片随固定摇臂一起转动，导流叶片i-i截面的铉线与摇臂中心线的夹角决定发动机性能的好坏，该夹角精度的提高，可精确预警发动机喘振边界，因此需要通过工装确保导流叶片i-i截面的铉线与摇臂中心线的夹角满足技术要求。
现有技术中，航空发动机进气导流叶片与摇臂组合钻孔的工装主要由底板、后轴颈轴向定位件、前轴颈轴向定位件、叶身型面定位件组成，通过对叶身型面进行定位来使导流叶片i-i截面的铉线与摇臂中心线的夹角满足技术要求，由于叶片型面差异较大，因而导致钻孔加工时装夹难度大，功效较低，质量不稳定，产品合格率低，难以满足生产的需求。
技术实现要素：
本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种航空发动机进气导流叶片与摇臂组合钻孔装置及使用方法，以降低装夹难度，简化操作，提高产品的合格率。
本发明所述航空发动机进气导流叶片与摇臂组合钻孔装置，其原理是以导流叶片i-i截面铉线的两端点进行定位，以此原理进行结构设计。
本发明所述航空发动机进气导流叶片与摇臂组合钻孔装置，包括底板、后轴颈轴向定位组件、前轴颈轴向定位件、后轴颈调位组件、轴向压紧螺钉、压块、角向定位组件、压紧样板、钻模板、钻套、衬套和摇臂定位销；所述后轴颈轴向定位组件由座体、设置在座体顶面的支柱和顶块组成，支柱上部设置有顶块安装通孔，顶块的形状与顶块安装通孔的形状相同，顶块外形的公称尺寸与顶块安装通孔的公称尺寸相同且为动配合，顶块一端设置有后轴颈放置孔、另一端设置有与后轴颈放置孔同轴线的螺纹盲孔，所述顶块插装在所述顶块安装通孔中；所述后轴颈调位组件由支座和调节螺钉组成，支座上设置有与调节螺钉匹配的第一螺纹通孔；所述前轴颈轴向定位件前部段顶面设置有放置导流叶片前轴颈的第一v型槽，后部段设置有与轴向压紧螺钉匹配的第二螺纹通孔及摇臂定位销过孔，所述第二螺纹通孔中心线的水平投影与第一v型槽中心线的水平投影重合；所述压块一端设置有与轴向压紧螺钉前端组合的第一盲孔，另一端设置有与导流叶片前轴颈组合的第二盲孔；所述角向定位组件由导板、角向定位件、调位弹簧、手柄和限位螺钉组成，角向定位件由滑块和角向定位块构成，滑块为立方体，其顶面设置有导槽，端部设置有手柄安装螺孔，角向定位块的两侧面下部为平面、上部为斜面，底面为与滑块底面高度相同的平面，其两侧面上部斜面的交线与底面的夹角α＝导流叶片i-i截面的铉线与摇臂轴线之间的夹角，导板上设置有与限位螺钉匹配的第三螺纹通孔，导板底面设置有安装角向定位件中滑块的滑槽，所述滑槽的宽度与所述滑块的宽度公称尺寸相同且为动配合，所述滑槽的中心线与所述第三螺纹通孔的中心线过同一平面且相互垂直，手柄前端设置有与角向定位件的滑块组合的螺杆，所述螺杆端部设置有调位弹簧安装段；所述压紧样板由安装板和压板构成，压板的施压限位面为弧形面；所述钻模板的底面设置有与第一v型槽组合的第二v型槽，中心部位设置有与第二v型槽中心线垂直的衬套安装孔；
上述构件、部件的组合方式：
后轴颈轴向定位组件、前轴颈轴向定位件分别安装在底板顶面的两端，安装时应使后轴颈轴向定位组件中顶块的中心线与前轴颈轴向定位件中第一v型槽的中心线重合，且所述座体与所述第一v型槽之间的间距满足导流叶片的安装需要；后轴颈调位组件的支座安装在底板的顶面且位于后轴颈轴向定位组件后方，安装时应使支座上设置的第一螺纹通孔的中心线与后轴颈轴向定位组件中顶块的中心线重合，所述调节螺钉位于所述第一螺纹通孔中，其前端与所述顶块上设置的螺纹盲孔组合；角向定位组件中的导板安装在底板的顶面且位于前颈轴向定位件的左侧，安装时应使所述导板的中心线能位于导流叶片的i-i截面；所述角向定位件的滑块位于所述导板底面设置的滑槽中，所述调位弹簧套装在所述手柄前端的调位弹簧安装段上，所述手柄通过其前端的螺杆安装在角向定位件的滑块上，所述限位螺钉与导板上的第三螺纹通孔组合，其下端位于滑块顶面的导槽中；轴向压紧螺钉与前轴颈轴向定位件中的第二螺纹通孔组合，压块套装在轴向压紧螺钉的前端；摇臂定位销插装在前轴颈轴向定位件中的摇臂定位销过孔中；衬套安装在钻模板设置的衬套安装孔中，钻套与所述衬套组合。
在安装上带摇臂的导流叶片并完成其轴向定位后，再安装压紧样板和钻模板。压紧样板中的安装板安装在底板的顶面且位于前轴颈轴向定位件的右侧，安装时应使压紧样板中压板的施压限位面两端分别压住导流叶片i-i截面铉线的两端点；钻模板中的第二v型槽与前轴颈轴向定位件中的第一v型槽组合并安装在前轴颈轴向定位件上。
上述航空发动机进气导流叶片与摇臂组合钻孔装置，所述后轴颈轴向定位组件中支柱上部设置的顶块安装通孔为圆孔或矩形孔，但从避免顶块转动的角度考虑，优选矩形孔，与顶块安装通孔相匹配，顶块的横截面优选矩形截面。
本发明所述航空发动机进气导流叶片与摇臂组合钻孔装置的使用方法，具体操作见下述实施例。
与现有技术相比，本发明所述航空发动机进气导流叶片与摇臂组合钻孔装置具有有以下有益效果：
1、由于本发明所述装置中角向定位件的角向定位块两侧面上部斜面的交线与底面的夹角α＝导流叶片i-i截面的铉线与摇臂轴线之间的夹角，因而定位准确性高，使用本发明所述装置进行导流叶片与摇臂的组合钻孔加工，导流叶片i-i截面的铉线与摇臂轴线之间的夹角可控制在技术要求的范围内，零件的合格率可达到95％以上。
2、由于本发明所述装置以导流叶片i-i截面铉线的两端点进行定位，角向定位组件由导板、角向定位件、调位弹簧、手柄和限位螺钉组成，角向定位件由滑块和角向定位块构成，并以压紧样板中压板的施压限位面两端分别压住导流叶片i-i截面铉线的两端点，因而钻孔加工时导流叶片的装夹难度大大降低，操作人员阅读说明书后或经过简单培训均可直接上岗。
3、由于本发明所述装置以导流叶片i-i截面铉线的两端点进行定位，因而当加工第一个导流叶片时将该装置中各构件的安装位置调整好，后继各导流叶片的加工不需再对装置进行调整，角向定位组件中的调位弹簧会自动进行微调，使每个导流叶片i-i截面的铉线与摇臂轴线之间的夹角达到相同的角度。
4、使用本发明所述装置，不仅能降低装夹难度，简化操作，提高产品的合格率，而且可提高功效。
附图说明
图1是本发明所述航空发动机进气导流叶片与摇臂组合钻孔装置的示意图；
图2是图1的b-b剖视图；
图3是图1的a-a剖视图；
图4是后轴颈轴向定位组件的示意图；
图5是图4的c-c剖视图；
图6是角向定位组件的示意图；
图7是图6的d-d剖视图；
图8是前轴颈轴向定位件的示意图；
图9是图8的e-e剖视图；
图10是钻模板的示意图；
图11是图10的f-f剖视图；
图12是压紧样板的示意图；
图13是图12的俯视图；
图14是航空发动机进气导流叶片的示意图；
图15是图14中航空发动机进气导流叶片的1-1截面示意图；
图16是航空发动机进气导流叶片与摇臂的组合示意图；
图17是使用本发明所述装置时航空发动机进气导流叶片与角向定位组件的组合示意图。
图中，1—底板、2—后轴颈轴向定位组件、2-1—座体、2-2—支柱、2-3—顶块、2-3-1—后轴颈放置孔、2-3-2—螺纹盲孔、3—支座、4—角向定位组件、4-1—导板、4-1-1第三螺纹通孔、4-1-2滑槽、4-2—角向定位件、4-2-1—滑块、4-2-1-1—导槽、4-2-1-2—手柄安装螺孔、4-2-2—定位块、4-3—调位弹簧、4-4—手柄、4-5—限位螺钉、5—钻模板、5-1—第二v型槽、5-2—衬套安装孔、5-3—螺栓过孔、6—前轴颈轴向定位件、6-1—第一v型槽、6-2—第二螺纹通孔、6-3—摇臂定位销过孔、7—压块、8—钻套、9—衬套、10—轴向压紧螺钉、11—摇臂定位销、12—调节螺钉、13—导流叶片、13-1前轴颈、13-2后轴颈、13-3—导流叶片i-i截面、13-4—i-i截面铉线、13-5—导流叶片旋转轴线、14—摇臂、14-1—摇臂轴线、15—压紧样板、15-1—安装板、15-2压板。
具体实施方式
下面通过实施例并结合附图对本发明所述航空发动机进气导流叶片与摇臂组合钻孔装置的结构和使用作进一步说明。
本实施例中，航空发动机进气导流叶片i-i截面的铉线与摇臂中心线的夹角应满足的技术要求是35°15′±5′，见图16。
本实施例所述航空发动机进气导流叶片与摇臂组合钻孔装置的结构如图1、图2、图3所示，主要由底板1、后轴颈轴向定位组件2、前轴颈轴向定位件6、后轴颈调位组件、轴向压紧螺钉10、压块7、角向定位组件4、压紧样板15、钻模板5、钻套8、衬套(9)和摇臂定位销11组成。
如图4、图5所示，所述后轴颈轴向定位组件2由座体2-1、设置在座体顶面的支柱2-2和顶块2-3组成，座体2-1和支柱2-2为一体化结构，支柱2-2上部设置有矩形顶块安装通孔，顶块2-3的横截面为与顶块安装通孔形状相同的矩形截面，且矩形截面的长和宽与顶块安装通孔的尺寸相同并为动配合，以满足顶块在顶块安装通孔中滑动的要求，顶块2-3一端设置有后轴颈放置孔2-3-1、另一端设置有与后轴颈放置孔同轴线的螺纹盲孔2-3-2，所述顶块插装在所述顶块安装通孔中。
如图1所示，所述后轴颈调位组件由支座3和调节螺钉12组成，支座3上设置有与调节螺钉12匹配的第一螺纹通孔，调节螺钉12的螺纹段与所述顶块2-3设置的螺纹盲孔2-3-2匹配。
如图8、图9所示，所述前轴颈轴向定位件6前部段顶面设置有放置导流叶片前轴颈的第一v型槽6-1，后部段设置有与轴向压紧螺钉10匹配的第二螺纹通孔6-2及摇臂定位销过孔6-3，前部段与后部段之间为凹槽，所述第二螺纹通孔6-2中心线的水平投影与第一v型槽6-1中心线的水平投影重合。
如图1、图2所示，所述压块7一端设置有与轴向压紧螺钉10前端组合的第一盲孔，另一端设置有与导流叶片前轴颈组合的第二盲孔。
如图6、图7所示，所述角向定位组件4由导板4-1、角向定位件4-2、调位弹簧4-3、手柄4-4和限位螺钉4-5组成；角向定位件4-2由滑块4-2-1和角向定位块4-2-2构成，且为一体化结构，滑块4-2-1为长方体，其顶面设置有导槽4-2-1-1，端部设置有手柄安装螺孔4-2-1-2，角向定位块4-2-2的两侧面下部为平面、上部为斜面，底面为与滑块底面高度相同的平面，其两侧面上部斜面的交线与底面的夹角α＝导流叶片i-i截面的铉线与摇臂轴线之间的夹角；导板4-1上设置有与限位螺钉4-5匹配的第三螺纹通孔4-1-1，导板底面设置有安装角向定位件中滑块的滑槽4-1-2，所述滑槽的宽度与所述滑块的宽度公称尺寸相同且为动配合，以满足滑块在滑槽中滑动并带动角向定位块滑动的要求，所述滑槽的中心线与所述第三螺纹通孔的中心线过同一平面且相互垂直；手柄4-4前端设置有与角向定位件的滑块4-2-1组合的螺杆，所述螺杆端部设置有调位弹簧安装段。
如图12、图13所示，所述压紧样板15由安装板15-1和压板15-2构成，压板15-2的施压限位面为弧形面。使用时，压板的施压限位面应粘贴柔性材料片，以保护导流叶片。
如图10、图11所示，所述钻模板5的底面设置有与第一v型槽6-1组合的第二v型槽5-1，中心部位设置有与第二v型槽中心线垂直的衬套安装孔5-2，第二v型槽5-1两侧设置有固定用的螺栓过孔5-3。
上述构件、部件的组合方式如图1、图2和图3所示：
后轴颈轴向定位组件2、前轴颈轴向定位件6分别安装在底板顶面的两端，安装时应使后轴颈轴向定位组件中顶块2-3的中心线与前轴颈轴向定位件中第一v型槽6-1的中心线重合，且所述座体2-1与所述第一v型槽6-1之间的间距满足导流叶片的安装需要；
后轴颈调位组件的支座3安装在底板的顶面且位于后轴颈轴向定位组件后方，安装时应使支座3上设置的第一螺纹通孔的中心线与后轴颈轴向定位组件中顶块的中心线重合，所述调节螺钉12位于所述第一螺纹通孔中，其前端与所述顶块上设置的螺纹盲孔2-3-2组合；
角向定位组件4中的导板4-1安装在底板的顶面且位于前颈轴向定位件6的左侧，安装时应使所述导板4-1的中心线能位于导流叶片13的i-i截面；所述角向定位件4-2的滑块4-2-1位于所述导板4-1底面设置的滑槽中，所述调位弹簧4-3套装在所述手柄4-4前端的调位弹簧安装段上，所述手柄4-4通过其前端的螺杆安装在角向定位件的滑块4-2-1上，所述限位螺钉4-5与导板上的第三螺纹通孔4-1-1组合，其下端位于滑块顶面的导槽4-2-1-1中；
轴向压紧螺钉10与前轴颈轴向定位件中的第二螺纹通孔6-2组合，压块7套装在轴向压紧螺钉10的前端；摇臂定位销11插装在前轴颈轴向定位件中的摇臂定位销过孔6-3中；衬套9安装在钻模板设置的衬套安装孔5-2中，钻套8与所述衬套9组合。
本发明所述航空发动机进气导流叶片与摇臂组合钻孔装置的使用方法，操作如下：
①将导流叶片前轴颈13-1与摇臂14组合，再将带摇臂的导流叶片前轴颈13-1安放在前轴颈轴向定位件6的第一v型槽6-1上，将导流叶片后轴颈13-2插装于后轴颈轴向定位组件2中顶块2-3所设置的后轴颈放置孔2-3-1中；
②操作角向定位组件4中的手柄4-4带动角向定位件4-2滑动，使导流叶片i-i截面铉线13-4与角向定位块4-2-2两侧面上部斜面的交线重合(见图17)；
③为防止导流叶片轴向窜动，将压块7与导流叶片前轴颈13-1组合，并操作调节螺钉12和轴向压紧螺钉10完成导流叶片的轴向定位；
④将压紧样板15用螺栓固定在底板的顶面且位于前颈轴向定位件6的右侧，安装时应使压紧样板中压板15-2的施压限位面两端分别压住导流叶片i-i截面铉线13-4的两端点；
⑤将钻模板5中的第二v型槽5-1与前轴颈轴向定位件中的第一v型槽6-1组合并通过螺钉将钻模板(5)固定在前轴颈轴向定位件上，完成导流叶片的径向定位；
⑥将摇臂定位销11插入摇臂14关节轴承内，并检查摇臂定位销转动是否灵活，应使摇臂定位销转动无卡滞，以确保摇臂14和导流叶片13之间的的空间角度；
⑦完成上述操作后，对导流叶片和摇臂进行组合钻孔。
一个导流叶片和摇臂的组合钻孔加工完成后，取下钻模板5和已加工的导流叶片和摇臂，再安装上另一个待加工的带摇臂的导流叶片，角向定位组件中的调位弹簧会自动进行微调，使待加工导流叶片i-i截面铉线13-4与角向定位块4-2-2两侧面上部斜面的交线重合，然后安装固定好钻模板5和将摇臂定位销11插入摇臂14关节轴承内即可进行钻孔。
使用本实施例所述装置，导流叶片i-i截面的铉线与摇臂轴线之间的夹角可控制在35°15′±20″，符合技术要求，且零件的合格率可达到95％以上。