一种航空发动机测试用受感部支杆加工夹紧固定装置的制作方法

1.本技术属于航空发动机测试技术领域，具体涉及一种航空发动机测试用受感部支杆加工夹紧固定装置。


背景技术：

2.航空发动机利用受感部对温度、压力等相关参数进行测试，受感部支杆的加工质量对于测试精度具有重要影响。
3.受感部支杆的加工可分为外部轮廓的加工、内部台阶孔加工，其中，外部轮廓通过数控车加工，内部多台阶孔孔径公差严、孔深长、尺寸多，通过数控加工。
4.当前，对于受感部支杆内部台阶孔的加工，多是以三爪卡盘夹紧或v型铁压紧方式对支杆进行固定，易损伤支杆表面，且固定力有限，加工过程中，存在支杆转动的情形，定位不够准确，加工同轴度差，致使支杆加工质量不高，难以保证对航空发动机的测试精度，此外，每次仅能够对单个支杆进行固定，加工效率低。
5.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
6.需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本技术的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本技术的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本技术的新颖性和创造性。


技术实现要素：

7.本技术的目的是提供一种航空发动机测试用受感部支杆加工夹紧固定装置，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
8.本技术的技术方案是：
9.一种航空发动机测试用受感部支杆加工夹紧固定装置，包括：
10.底座，其上具有多个底部弧形夹槽；各个底部弧形夹槽平行分布，且横截面的圆弧中心高出底座表面，其内设置支杆；
11.多个上盖，通过螺栓紧固在在底座上，其间存在小间隙，其上具有多个顶部弧形夹槽，以及具有与顶部弧形夹槽连通的方形窗口；各个顶部弧形夹槽横截面的圆弧中心高出上盖表面，扣在各个支杆上，与底部弧形夹槽配合夹紧各个支杆；各个支杆头部台阶贴靠在底座及其上盖的边缘上。
12.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机测试用受感部支杆加工夹紧固定装置中，各个底部弧形夹槽横截面的圆弧中心高出底座表面0.5mm；
13.各个顶部弧形夹槽横截面的圆弧中心高出上盖表面0.5mm。
14.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机测试用受感部支杆加工夹紧固定装置中，各个上盖之间小间隙为2mm。
15.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机测试用受感部支杆加工夹紧固定装置中，各个底部弧形夹槽表面抛光，两侧边缘圆弧转角过渡；
16.各个顶部弧形夹槽表面抛光，两侧边缘圆弧转角过渡。
17.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机测试用受感部支杆加工夹紧固定装置中，底座上两个相对的边缘具有卡槽，以能够以压板固定在机床工作台上。
18.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机测试用受感部支杆加工夹紧固定装置中，各个螺栓4上螺纹连接有压帽5，各个压帽5压紧在上盖3上。
附图说明
19.图1是本技术实施例提供的航空发动机测试用受感部支杆加工夹紧固定装置的示意图；
20.图2是本技术实施例提供的航空发动机测试用受感部支杆加工夹紧固定装置的俯视图；
21.图3是图2的a-a向剖视图；
22.图4是本技术实施例提供的底座的俯视图；
23.图5是图4的b-b向剖视图；
24.图6是本技术实施例提供的上盖的俯视图；
25.图7是图6的c-c向剖视图；
26.图8是本技术实施例提供的航空发动机测试用受感部支杆加工夹紧固定装置的装配示意图；
27.其中：
28.1-底座；2-支杆；3-上盖；4-螺栓；5-压帽。
29.为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本技术的限制。
具体实施方式
30.为使本技术的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本技术的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
31.此外，除非另有定义，本技术描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本技术所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本技术描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本技术的限制。本技术描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本技术描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本技术描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者
物件。
32.此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本技术的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本技术中的具体含义。
33.下面结合附图1至图7对本技术做进一步详细说明。
34.航空发动机测试用受感部支杆加工夹紧固定装置，在结构上主要分为位于下部的底座1和位于上方的上盖2两部分，各个上盖2通过螺栓4紧固在底座1上，利用成型在其上的底部弧形夹槽、顶部弧形夹槽配合夹紧多个支杆2，实现对支杆2的固定。
35.底座1的长、宽、高为350x145x55mm，底座1两侧具有卡槽15x25mm，可利用压板将底座1固定在机床工作台上，将卡槽设计在底座1两侧，可在对支杆2加工过程中，避免发生压板与主轴刀杆发生干涉。
36.底座1中间平行分布8个r10mm底部弧形夹槽，8个r10mm底部弧形夹槽为支杆2与底座1的接触表面，除了保证圆弧表面的精度外，还采取抛光方式，保证圆弧面的光洁度，使底部弧形夹槽表面能够与支杆2表面紧密贴合，保护支杆2已加工表面，此外，支杆2头部台阶贴靠在底座(1)边缘上，进行轴向定位。
37.8个底部弧形夹槽间错间隔50mm和30mm，减少整个底座1长度，控制变形量，以及减轻底座1重量，便于进行装卸。
38.底座1设计有8个m16螺纹孔，50mm中心位置螺纹孔用于螺栓4安装，连接上盖3。
39.上盖3有4个，长、宽、高为78x145x30mm，较为轻便，便于取卸，4个上盖378mm之间具有2mm的间隙，可在装配过程中防止互相干涉。
40.每个上盖3中心位置布有2个的孔，用于螺栓4安装，与底座1进行连接、紧固。
41.每个上盖3设计有2个r10mm顶部弧形夹槽，参照底部弧形夹槽进行抛光处理，保证表面的光洁度，与底部弧形夹槽配合对支杆2施加夹紧力，将支杆2固定。
42.8个底部弧形夹槽横截面圆弧中心高于底座1表面0.5mm，8个顶部弧形夹槽横截面圆弧中心高于上盖3表面0.5mm，以此上盖3与底座1通过螺栓4进行固定时，其间存在间隙，可防止产生过定位，不能够对支杆2有效固定，且可防止对支杆2半圆形包覆，避免对支杆2表面造成损伤，以及避免将支杆2卡住，不容易拆装。
43.8个底部弧形夹槽、顶部弧形夹槽两侧边缘r0.5mm圆弧转角过渡，可避免划伤支杆2表面。
44.每个上盖3上开有两个18x25mm的方形窗口，用于支杆2侧壁径向孔的加工，将固定支杆2的航空发动机测试用受感部支杆加工夹紧固定装置垂直于机床主轴放置，可同时对支杆2侧壁径向孔进行加工，可通过对支杆2的一次性固定，完成对其上全部孔的加工，方便、快捷。
45.上述实施例公开的航空发动机测试用受感部支杆加工夹紧固定装置，用于支杆加工，可参照以下进行：
46.将底座1放置在机床工作台上，用百分表找正，使其上底部弧形夹槽与加工中心主
轴平行，在卡槽位置利用压板将底座1压紧固定；
47.将8个支杆2依次放入到底部弧形夹槽中，利用6点定位原理，底部弧形夹槽圆弧面与支杆2表面紧密配合，可限制了支杆2两个方向的线性移动以及两个方向的旋转运动，使支杆2头部台阶贴靠到底座1边缘上，进行轴向定位，限制支杆2轴向蹿动，控制了轴向线性运动；
48.将四个上盖3用m16螺栓4连接到底座1上，利用压帽5手动带紧，使顶部弧形夹槽圆弧面与支杆2表面紧密贴合，将8个支杆2夹紧固定。
49.为了满足航空发动机测试用受感部支杆加工夹紧固定装置加工基准的一致性要求，可设定支杆2外部轮廓尺寸严格公差，以数控车床保证其尺寸公差和表面粗糙度，避免由于直径过大或过小发生与底部弧形夹槽、顶部弧形夹槽不贴合的现象。
50.上述实施例公开的航空发动机测试用受感部支杆加工夹紧固定装置，整体为上下半圆包裹型紧扣结构，采用的全包裹压紧方式，对支杆2进行固定，整个压力会均匀的包裹在支杆2全长表面，且底座1、上盖3之间存在1mm间隙，不会产生过定位导致不能够对支杆2进行夹紧的情形，此外，底座1、压盖3上底部弧形夹槽、顶部弧形夹槽的圆弧面经过抛光处理，不会压伤支杆2表面产生压痕，与支杆2表面间具有较大接触面积，其间摩擦力较大，施加一定的压力即能够有效防止支杆2在加工中发生转动。
51.上述实施例公开的航空发动机测试用受感部支杆加工夹紧固定装置，底座1上的8个底部圆弧形夹槽，可采用的是数控一次加工成型，能保证对支杆2径向定位精度，解决孔加工过程中偏心、不同轴问题。
52.上述实施例公开的航空发动机测试用受感部支杆加工夹紧固定装置，可一次性实现8个支杆2的固定，且固定牢固，不转动、不蹿动，可一次性完成8个支杆2的加工，能对刀具进行周期性检查和更换，便于保证质量，可用在卧式加工中心、立式加工中心、卧式镗床等多种类型的设备上，安装灵活、找正快速简单，促进支杆2的高效加工。
53.说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
54.至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本技术的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本技术的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本技术的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本技术的保护范围之内。

技术特征：
1.一种航空发动机测试用受感部支杆加工夹紧固定装置，其特征在于，包括：底座(1)，其上具有多个底部弧形夹槽；各个底部弧形夹槽平行分布，且横截面的圆弧中心高出底座(1)表面，其内设置支杆(2)；多个上盖(3)，通过螺栓(4)紧固在在底座(1)上，其间存在小间隙，其上具有多个顶部弧形夹槽，以及具有与顶部弧形夹槽连通的方形窗口；各个顶部弧形夹槽横截面的圆弧中心高出上盖(3)表面，扣在各个支杆(2)上，与底部弧形夹槽配合夹紧各个支杆(2)；各个支杆(2)头部台阶贴靠在底座(1)及其上盖(3)的边缘上。2.根据权利要求1所述的航空发动机测试用受感部支杆加工夹紧固定装置，其特征在于，各个底部弧形夹槽横截面的圆弧中心高出底座(1)表面0.5mm；各个顶部弧形夹槽横截面的圆弧中心高出上盖(3)表面0.5mm。3.根据权利要求1所述的航空发动机测试用受感部支杆加工夹紧固定装置，其特征在于，各个上盖(3)之间小间隙为2mm。4.根据权利要求1所述的航空发动机测试用受感部支杆加工夹紧固定装置，其特征在于，各个底部弧形夹槽表面抛光，两侧边缘圆弧转角过渡；各个顶部弧形夹槽表面抛光，两侧边缘圆弧转角过渡。5.根据权利要求1所述的航空发动机测试用受感部支杆加工夹紧固定装置，其特征在于，底座(1)上两个相对的边缘具有卡槽，以能够以压板固定在机床工作台上。6.根据权利要求1所述的航空发动机测试用受感部支杆加工夹紧固定装置，其特征在于，各个螺栓(4)上螺纹连接有压帽(5)，各个压帽(5)压紧在上盖(3)上。

技术总结
本申请属于航空发动机测试技术领域，具体涉及一种航空发动机测试用受感部支杆加工夹紧固定装置，包括：底座，其上具有多个底部弧形夹槽；各个底部弧形夹槽平行分布，且横截面的圆弧中心高出底座表面，其内设置支杆；多个上盖，通过螺栓紧固在在底座上，其间存在小间隙，其上具有多个顶部弧形夹槽，以及具有与顶部弧形夹槽连通的方形窗口；各个顶部弧形夹槽横截面的圆弧中心高出上盖表面，扣在各个支杆上，与底部弧形夹槽配合夹紧各个支杆；各个支杆头部台阶贴靠在底座及其上盖的边缘上。部台阶贴靠在底座及其上盖的边缘上。部台阶贴靠在底座及其上盖的边缘上。


技术研发人员：任权伟 王博 李鑫 陈晓龙 方明磊 裴越 刘向东 张忠伟
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：2023.05.08
技术公布日：2023/8/16