飞行器内置式发动机安装结构及其移步装配方法组成比例

本发明专利技术公开了一种飞行器内置式发动机安装结构及其移步装配方法。该安装结构包括防护罩、以及固定安装在防护罩内腔中的发动机，防护罩的前部设置有端面安装框，发动机的头部设置有端面连接框，两者通过第一螺钉组件紧密贴合相连从而将发动机的头部固定在防护罩前部内腔中；防护罩后部设置有轴段支承框，发动机的尾部座落在轴段支承框上，轴段支承框的上方设置有紧固卡箍，从而将发动机的尾部紧箍在防护罩的后部内腔中。本发明专利技术还提供一种所述飞行器内置式发动机安装结构的移步装配方法。实践证明，该安装结构的结构简单、操作方便、可靠性高，其移步装配方法能够有效实现飞行器内置动式发动机在一般设施条件下的快速、精准、稳定装配。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及飞行器内置动力系统的链接设计与快速装配
，具体地指一种飞行器内置式发动机安装结构及其移步装配方法。
技术介绍
目前，现有的飞行器内置式发动机安装结构通常采用如下两种方式：一种是敞开式安装结构，即在飞行器壳体上预留相关的窗口，发动机通过该窗口进/出飞行器内部空间，紧固安装后，采用盖板将窗口封闭。该方式虽然安装步骤相对简单，但其窗口封闭处气动外形误差较大、窗口与盖板连接处的缝隙填充较难，尤其是在高速飞行环境下，容易导致飞行器壳体破坏。另一种是封闭式垂直吊装结构，即将飞行器壳体与发动机处于垂直工位，发动机在吊装状态下缓慢进/出飞行器壳体内部，然后紧固安装。该方式虽然能保证飞行器壳体外形及防护性能，但其垂直吊装涉及产品工位的复杂转换，且必须依靠大型设施的保障。由此可见，以上两种方式在飞行器内置式发动机安装的便捷性、安全性、快速性、精准性等方面均无法满足协调统一的要求。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种结构简单、操作方便、可靠性高的飞行器内置式发动机安装结构及其移步装配方法，其能够有效实现飞行器内置动式发动机在一般设施条件下的快速、精准、稳定装配。为实现上述目的，本专利技术所设计的飞行器内置式发动机安装结构，包括作为飞行器承载壳体的防护罩、以及固定安装在防护罩内腔中的发动机，所述防护罩的前部与其一体化成型设置有端面安装框，所述发动机的头部设置有端面连接框，所述端面安装框和端面连接框通过沿周向布置的第一螺钉组件紧密贴合相连，从而将发动机的头部轴向固定在防护罩的前部内腔中；所述防护罩的后部与其一体化成型设置有呈敞开结构的轴段支承框，所述发动机的尾部轴段安装面紧贴座落在轴段支承框上，所述轴段支承框的上方设置有与其互补配合的紧固卡箍，所述紧固卡箍和轴段支承框通过布置在它们两侧的第二螺钉组件紧密抵接相连，从而将发动机的尾部径向紧箍在防护罩的后部内腔中。作为优选技术方案，所述紧固卡箍和轴段支承框与发动机的尾部轴段安装面之间填充有一层薄隔热毡。进一步优选地，所述防护罩与发动机呈同轴心布置。再进一步的，所述防护罩的外轮廓呈四菱柱形，所述发动机的外轮廓呈圆柱形。本专利技术还提供一种所述飞行器内置式发动机安装结构的移步装配方法，其特殊之处在于它包括以下步骤：1)将防护罩前支撑架车和防护罩后支撑架车、发动机前支撑架车和发动机后支撑架车按照顺序摆放在直线轨道上；2)将防护罩的前后两端分别放置并固定在防护罩前支撑架车和防护罩后支撑架车上，将发动机的头尾两端分别放置并固定在发动机前支撑架车和发动机后支撑架车上；3)调整防护罩和发动机的安装高度使两者水平对齐，并在发动机的头部安装具有导向功能的前支撑工装，在发动机的尾部安装具有配重功能的后支撑工装，其中前支撑工装的轴向长度大于防护罩的轴向长度；4)面对发动机的方向移动防护罩前支撑架车和防护罩后支撑架车，使安装在发动机头部的前支撑工装导入防护罩的内腔；5)继续移动防护罩前支撑架车和防护罩后支撑架车，直至安装在发动机头部的前支撑工装穿过防护罩的内腔并从其前部伸出；6)在前支撑工装的头部增设前过渡支撑架车，在后支撑工装的尾部增设后过渡支撑架车，同时拆除发动机头尾两端的发动机前支撑架车和发动机后支撑架车；7)再次移动防护罩前支撑架车和防护罩后支撑架车，直至防护罩的端面安装框与发动机的端面连接框相贴合、发动机的尾部轴段安装面紧贴座落在防护罩的轴段支承框上；8)采用沿周向布置的第一螺钉组件将端面安装框和端面连接框轴向紧固为一体；采用与轴段支承框互补配合的紧固卡箍将发动机的尾部轴段安装面套住，并通过布置在它们两侧的第二螺钉组件实现径向箍紧；9)拆除前过渡支撑架车、前支撑工装、后过渡支撑架车和后支撑工装，即可完成飞行器内置式发动机安装结构的移步装配。作为优选方案，所说的步骤8)中，在紧固卡箍和轴段支承框与发动机的尾部轴段安装面之间填充有一层薄隔热毡。进一步地，所说的步骤3)中，调整防护罩和发动机的安装高度使两者呈同轴心布置。再进一步地，所述防护罩的外轮廓呈四菱柱形，所述发动机的外轮廓呈圆柱形。本专利技术的内置式发动机安装结构，用于飞行器内置动力系统的链接设计及装配，通过防护罩前部与其一体化成型设置的安装框与发动机头部的端面连接框经第一螺钉组件相连接；以及防护罩后部与其一体化成型设置的轴段支撑框与设置在其上方的紧固卡箍，将发动机尾部的尾部径向紧固在防护罩内腔中，这样的安装结构简单，操作方便。同时，本专利技术的利用所述内置式发动机安装结构装配发动机的移步装配方法，通过将防护罩和发动机布置在支撑架车上，并在发动机的头部安装前支撑工装，在发动机尾部安装后支撑工装，其中前支撑工装除支撑外，还具有导向功能，保证装配过程中运动方向；后支撑工装除支撑外，还具有配重功能，保证发动机安装工装后仍处于水平位置，同时前支撑工装、后支撑工装均具有较高的刚性，保证在支撑下具有较小的变形量。安装时，通过推动防护罩支撑架车和/或发动机支撑架，使二者相向运动；当发动机头部的端面连接框与防护罩前部的端面安装框相贴合时，发动机尾部轴段安装面紧贴座落在防护罩的轴段支撑框上，再采用第一螺钉组件和第二螺钉组件即可将发动机与防护罩进行紧固连接，从而将发动机快速精准地紧固装配在防护罩中。该移步装配方法能够有效实现飞行器内置动式发动机在一般设施条件下的快速、精准、稳定装配。附图说明图1为本专利技术飞行器内置式发动机安装结构的主视结构示意图。图2为图1的左视结构示意图。图3为图1中防护罩的端面安装框与发动机的端面连接框紧贴配合的放大结构示意图。图4为图1中防护罩的轴段支承框与紧固卡箍配合箍住发动机尾部轴段安装面的放大结构示意图。图5为图4中的A部放大结构示意图。图6a～图6f为图1所示飞行器内置式发动机安装结构的移步装配过程示意图。具体实施方式下面结合附图和具体实施例对本专利技术飞行器内置式发动机安装结构及其移步装配方法作进一步的详细描述。如图1～5所示，本专利技术的飞行器内置式发动机安装结构，包括作为飞行器承载壳体的防护罩1、以及固定安装在防护罩1内腔中的发动机2，防护罩1与发动机2呈同轴心布置，防护罩1的前部与其一体化成型设置有端面安装框1a，发动机2的头部设置有端面连接框2a，端面安装框1a和端面连接框2a通过沿周向布置的第一螺钉组件4紧密贴合相连，从而将发动机2的头部轴向固定在防护罩1的前部内腔中；防护罩1的后部与其一体化成型设置有呈敞开结构的轴段支承框1b，发动机2的尾部轴段安装面紧贴座落在轴段支承框1b上，轴段支承框1b的上方设置有与其互补配合的紧固卡箍3，紧固卡箍3和轴段支承框1b与发动机2的尾部轴段安装面之间填充有一层薄隔热毡5，用于对发动机进行隔热保护，紧固卡箍3和轴段支承框1b通过布置在它们两侧的第二螺钉组件6紧密抵接相连，从而将发动机2的尾部径向紧箍在防护罩1的后部内腔中。本专利技术的安装结构适用于各种形状轮廓的发动机与防护罩，本实施例中，防护罩1的外轮廓呈四菱柱形，发动机2的外轮廓呈圆柱形。采用上述飞行器内置式发动机安装结构的移步装配方法，其移步装配过程如图6a～图6f所示，包括以下步骤：1)将防护罩前支撑架车10a和防护罩后支撑架车10b、发动机前支撑架车11a和发动机后支撑架车11b按照顺序摆放在直线轨道7上；2)将防护罩本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞行器内置式发动机安装结构，包括作为飞行器承载壳体的防护罩(1)、以及固定安装在防护罩(1)内腔中的发动机(2)，其特征在于：所述防护罩(1)的前部与其一体化成型设置有端面安装框(1a)，所述发动机(2)的头部设置有端面连接框(2a)，所述端面安装框(1a)和端面连接框(2a)通过沿周向布置的第一螺钉组件(4)紧密贴合相连，从而将发动机(2)的头部轴向固定在防护罩(1)的前部内腔中；所述防护罩(1)的后部与其一体化成型设置有呈敞开结构的轴段支承框(1b)，所述发动机(2)的尾部轴段安装面紧贴座落在轴段支承框(1b)上，所述轴段支承框(1b)的上方设置有与其互补配合的紧固卡箍(3)，所述紧固卡箍(3)和轴段支承框(1b)通过布置在它们两侧的第二螺钉组件(6)紧密抵接相连，从而将发动机(2)的尾部径向紧箍在防护罩(1)的后部内腔中。

【技术特征摘要】
1.一种飞行器内置式发动机安装结构，包括作为飞行器承载壳体的防护罩(1)、以及固定安装在防护罩(1)内腔中的发动机(2)，其特征在于：所述防护罩(1)的前部与其一体化成型设置有端面安装框(1a)，所述发动机(2)的头部设置有端面连接框(2a)，所述端面安装框(1a)和端面连接框(2a)通过沿周向布置的第一螺钉组件(4)紧密贴合相连，从而将发动机(2)的头部轴向固定在防护罩(1)的前部内腔中；所述防护罩(1)的后部与其一体化成型设置有呈敞开结构的轴段支承框(1b)，所述发动机(2)的尾部轴段安装面紧贴座落在轴段支承框(1b)上，所述轴段支承框(1b)的上方设置有与其互补配合的紧固卡箍(3)，所述紧固卡箍(3)和轴段支承框(1b)通过布置在它们两侧的第二螺钉组件(6)紧密抵接相连，从而将发动机(2)的尾部径向紧箍在防护罩(1)的后部内腔中。2.根据权利要求1所述的飞行器内置式发动机安装结构，其特征在于：所述紧固卡箍(3)和轴段支承框(1b)与发动机(2)的尾部轴段安装面之间填充有一层薄隔热毡(5)。3.根据权利要求1或2所述的飞行器内置式发动机安装结构，其特征在于：所述防护罩(1)与发动机(2)呈同轴心布置。4.根据权利要求1或2所述的飞行器内置式发动机安装结构，其特征在于：所述防护罩(1)的外轮廓呈四菱柱形，所述发动机(2)的外轮廓呈圆柱形。5.一种权利要求1所述飞行器内置式发动机安装结构的移步装配方法，其特征在于：包括以下步骤：1)将防护罩前支撑架车(10a)和防护罩后支撑架车(10b)、发动机前支撑架车(11a)和发动机后支撑架车(11b)按照顺序摆放在直线轨道(7)上；2)将防护罩(1)的前后两端分别放置并固定在防护罩前支撑架车(10a)和防护罩后支撑架车(10b)上，将发动机(2)的头尾两端分别放置并固定在发动机前支撑架车(11a)和发动机后支撑架车(11b)上；3)调整防护罩(1)和发动机(2)的安装高度使两者水平对齐，并在发动机(2)的头部安装具有导向功能的前支撑工装(...

【专利技术属性】
技术研发人员：张正义，刘庆，胡善刚，王辉，范开春，
申请(专利权)人：湖北航天技术研究院总体设计所，
类型：发明
国别省市：湖北;42