CN105298684B - 一种航空发动机用尾椎连接结构 - Google Patents

Abstract

一种航空发动机用尾椎连接结构，涉及飞机结构中的尾椎连接结构设计技术领域，用于减小航空发动机尾椎连接处气流扰动及振动，尾椎连接支架的连接边与安装支架为一体成型结构，连接边通过第一螺栓固定连接在发动机涡轮后机匣的安装边上，安装支架与连接边在连接边上间隔设置，在安装支架上远离连接边的一端设置有自锁螺母；第二螺栓与自锁螺母配合将尾椎与发动机涡轮后机匣固定连接，拧紧第二螺栓之后，第二螺栓的头部顶面与尾椎的流道表面处于同一面上。本发明提供的航空发动机用尾椎连接结降低了气流经尾椎时产生的扰动，结构加工便利，装配和分解过程无干涉，结构耐高温、刚度好、实用性更高、能够反复使用、装置稳定性高、安全可靠。

Description

一种航空发动机用尾椎连接结构

技术领域

本发明涉及飞机结构中的尾椎连接结构设计技术领域，具体而言，涉及一种航空发动机用尾椎连接结构，用于减小航空发动机尾椎连接处气流扰动及振动。

背景技术

航空发动机的尾椎与喷管、混合器组成发动机排气功能单元。各个组成部分之间依次连接，传统的尾椎直接通过螺栓连接在前端的发动机涡轮后机匣上，但是由于尾椎后端近似封闭，因此连接尾椎所用的螺栓，须在尾椎的流道表面上的周向开若干个空槽，以满足固定螺栓所需的装配空间。在尾椎的流道表面上为适应装配而额外加工的空槽，直接导致发动机内流道的气流流经尾椎时产生较大的扰动，气流扰动进而导致尾椎段结构振动加剧，影响整机振动的改善，且振动加剧会导致固定尾椎的连接件更易疲劳而断裂，危及发动机的运行安全。因此，现阶段亟需解决的技术问题是如何设计一种航空发动机用尾椎连接结构，以克服现有技术中航空发动机用尾椎连接结构中的缺陷。

发明内容

本发明的目的在于解决上述现有技术中的不足，提供一种航空发动机用尾椎连接结构。

本发明的目的通过如下技术方案实现：一种航空发动机用尾椎连接结构，其特征在于，包括：

尾椎连接支架，包括连接边与安装支架，其中，连接边与安装支架为一体成型结构，连接边通过第一螺栓固定连接在发动机涡轮后机匣的安装边上，安装支架沿连接边长度方向间隔设置，安装支架的板面与尾椎的流道表面平行，在安装支架上远离连接边的一端设置有自锁螺母；连接支架为一体机构，由连接边和安装支架构成，其中连接边固定在发动机涡轮后机匣的安装边上；安装支架为安装边的外延结构，安装支架的板面与尾椎的流道面平行设置。

第二螺栓，尾椎的流道表面与发动机涡轮后机匣的流道表面平滑无缝对接，在尾椎的流道表面、与安装支架上的自锁螺母位置对应处开设有螺栓定位槽，螺栓定位槽底面开设有螺栓孔，

第二螺栓穿过螺栓孔并与自锁螺母配合将尾椎与发动机涡轮后机匣固定连接，拧紧第二螺栓之后，第二螺栓的头部顶面与尾椎的流道表面处于同一面上。

上述方案中优选的是，第一螺栓、第二螺栓均为耐高温螺栓，自锁螺母为耐高温自锁螺母，第一螺栓、第二螺栓自锁螺母在尾椎与发动机涡轮后机匣的连接处达到最高温时仍可保持各自的机械性能。

上述任一方案中优选的是，尾椎上开设的螺栓定位槽的轴向与尾椎连接支架的安装支架的板面垂直。保障尾椎与发动机涡轮后机匣安装边连接处所占的空间最小，避免对流经流道面的气流产生影响。

上述任一方案中优选的是，第二螺栓的头部为圆柱状结构，所述尾椎上开设的螺栓定位槽的直径与第二螺栓的头部的直径相等，尾椎上开设的螺栓定位槽的深度与第二螺栓的头部的厚度相等。保障第二螺栓的头部全部埋在尾椎上开设的螺栓定位槽内，降低第二螺栓对流经尾椎流道面的气流产生扰动影响。

上述任一方案中优选的是，第一螺栓设置于尾椎连接支架之间。进一步优选，第一螺栓与尾椎连接支架的安装支架间隔设置于连接边上。

上述任一方案中优选的是，尾椎连接支架的连接边通过焊接方式与发动机涡轮后机匣的安装边固定连接。采用焊接的方式可减少零件之间连接的连接件，节约了空间，减少了对零件的结构损伤，延长了使用寿命。

上述任一方案中优选的是，尾椎连接支架的连接边通过铆接方式与发动机涡轮后机匣的安装边固定连接。通过铆接的方式可方便尾椎连接支架的拆卸，在尾椎连接支架遭到破坏后只需更换尾椎连接支架即可，无需报废整体的结构零件，延长了整体结构零件的使用寿命。

本发明所提供的航空发动机用尾椎连接结构的有益效果在于，结构合理，加工便利，装配和分解过程无干涉，结构耐高温、刚度好、使用寿命长、可靠性高，实用性更高，能够反复使用，结构简单，制造方便，装置稳定性高，安全可靠。

1、取消了因直接固定尾椎、增加连接螺栓扳柠空间而在尾椎流道表面上加工面积较大的孔槽，减小了流道气流扰动而产生的振动，在提高尾椎连接安全性的同时，有利于发动机的振动水平控制；

2、气流扰动减小、振动值降低，可进一步减少固定尾椎所用的连接件数量，进而可优化发动机涡轮后机匣处固定尾椎的结构，有利于发动机涡轮后机匣的结构优化减重及发动机的整机质量控制；

3、尾椎连接支架组件可固定在发动机涡轮后机匣上，每次装配分解只需扣上尾椎即可，相比较与传统的尾椎固定结构形式，此发明的尾椎固定方式具有更好的可装配性；

4、充分考虑了此结构的生产工艺难度，使此结构具有良好的可生产性。

附图说明

图1是按照本发明的航空发动机用尾椎连接结构的一优选实施例的结构示意图；

图2是按照本发明的航空发动机用尾椎连接结构的图1所示实施例与尾椎组装的剖面结构示意图；

图3是按照本发明的航空发动机用尾椎连接结构的图1所示实施例的局部放大图。

附图标记：

1-发动机涡轮后机匣、2-尾椎连接支架、3-自锁螺母、4-第二螺栓、5-尾椎、6-第一螺栓。

具体实施方式

为了更好地理解按照本发明方案的航空发动机用尾椎连接结构，为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的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，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

如图1-图3所示，本发明提供的航空发动机用尾椎连接结构，包括：尾椎连接支架2，包括连接边与安装支架，其中，连接边与安装支架为一体成型结构，连接边通过第一螺栓6固定连接在发动机涡轮后机匣1的安装边上，安装支架沿连接边长度方向间隔设置，安装支架的板面与尾椎5的流道表面平行，在安装支架上远离连接边的一端设置有自锁螺母3；采用自锁螺母3预先设置于安装支架上，可直接将第二螺栓4从尾椎5的外侧将尾椎5固定在发动机涡轮后机匣1的安装边上，避免在安装过程中同时安装螺栓和螺母的操作，降低了零件的安装操作的复杂性、难度。

第二螺栓4，尾椎5的流道表面与发动机涡轮后机匣1的流道表面平滑无缝对接，在尾椎5的流道表面、与安装支架上的自锁螺母3位置对应处开设有螺栓定位槽，螺栓定位槽底面开设有螺栓孔，尾椎5的流道面的厚度与发动机涡轮后机匣1的安装边螺接，使发动机涡轮后机匣1与尾椎5对接后处于同一面上，避免对气流产生干扰。

第二螺栓4穿过螺栓孔并与自锁螺母3配合将尾椎5与发动机涡轮后机匣1固定连接，拧紧第二螺栓4之后，第二螺栓4的头部顶面与尾椎5的流道表面处于同一面上。第二螺栓4的头部为圆柱状结构，尾椎5上开设的螺栓定位槽的直径与第二螺栓4的头部的直径相等，尾椎5上开设的螺栓定位槽的深度与第二款螺栓4的头部的厚度相等。

第一螺栓6、第二螺栓4均为耐高温螺栓，自锁螺母3为耐高温自锁螺母，第一螺栓6、第二螺栓4自锁螺母3在尾椎5与发动机涡轮后机匣1的连接处达到最高温时仍可保持各自的机械性能。高温环境中若第一螺栓6、第二螺栓4、自锁螺母3会产生形变的话则对尾椎5连接结构会产生影响，造成尾椎5与发动机涡轮后机匣1的连接不稳定，对整体结构的运作造成损伤。

尾椎5上开设的螺栓定位槽的轴向与尾椎连接支架2的安装支架的板面垂直。采用该种设计的效果是保障尾椎5上的螺栓定位槽内的第二螺栓4与安装支架的板面平行、充分贴合，减少对气流的影响

第一螺栓6设置于尾椎连接支架2之间。尾椎连接支架2的连接边通过焊接方式与发动机涡轮后机匣1后的安装边固定连接。尾椎连接支架2的连接边通过铆接方式与发动机涡轮后机匣1后的安装边固定连接。将连接支架的螺栓固定孔与安装支架间隔设置，节省资源，使连接支架2所占用的空间减小，提高工作效率。

在具体的使用过程中，在发动机装配时，可先使用若干个耐高温十二角螺栓，即第一螺栓6将尾椎连接支架2固定在发动机涡轮后机匣1的安装边上，此支架装配性较好，且一次安装后，后续装配、分解无需再拆分连接支架2，降低了发动机装配、分解的工作量，利于发动机单元化管理。在尾椎连接支架2所延伸出的每片支架上安装一个耐高温的自锁螺母3，用于固定尾椎5用，采用自锁螺母有利于降低装配难度并减少装配耗时。在尾椎5的流道表面，仅需开若干个满足耐高温十二角螺栓，即第二螺栓4沉降安装的螺栓孔(比螺栓头直径大5mm)，尾椎5上的螺栓孔的角度及位置均有利于尾椎的装配及分解，每次装配时，只需将尾椎扣在连接支架2上，然后将耐高温十二角螺栓-第二螺栓4拧入耐高温的自锁螺母3中即可。

以上结合本发明的航空发动机用尾椎连接结构具体实施例做了详细描述，但并非是对本发明的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所做的任何简单修改均属于本发明的技术范围，还需要说明的是，按照本发明的航空发动机用尾椎连接结构技术方案的范畴包括上述各部分之间的任意组合。

Claims (7)

1.一种航空发动机用尾椎连接结构，其特征在于，包括：

尾椎连接支架(2)，包括连接边与安装支架，其中，连接边与安装支架为一体成型结构，连接边通过第一螺栓(6)固定连接在发动机涡轮后机匣(1)的安装边上，安装支架沿连接边长度方向间隔设置，安装支架的板面与尾椎(5)的流道表面平行，在安装支架上远离连接边的一端设置有自锁螺母(3)；

第二螺栓(4)，尾椎(5)的流道表面与发动机涡轮后机匣(1)的流道表面平滑无缝对接，在尾椎(5)的流道表面、与安装支架上的自锁螺母(3)位置对应处开设有螺栓定位槽，螺栓定位槽底面开设有螺栓孔，

第二螺栓(4)穿过螺栓孔并与自锁螺母(3)配合将尾椎(5)与发动机涡轮后机匣(1)固定连接，拧紧第二螺栓(4)之后，第二螺栓(4)的头部顶面与尾椎(5)的流道表面处于同一面上。

2.如权利要求1所述的航空发动机用尾椎连接结构，其特征在于：第一螺栓(6)、第二螺栓(4)均为耐高温螺栓，自锁螺母(3)为耐高温自锁螺母，第一螺栓(6)、第二螺栓(4)、自锁螺母(3)在尾椎(5)与发动机涡轮后机匣(1)的连接处达到最高温时仍可保持各自的机械性能。

3.如权利要求1所述的航空发动机用尾椎连接结构，其特征在于：尾椎(5)上开设的螺栓定位槽的轴向与尾椎连接支架(2)的安装支架的板面垂直。

4.如权利要求1所述的航空发动机用尾椎连接结构，其特征在于：所述第二螺栓(4)的头部为圆柱状结构，所述尾椎(5)上开设的螺栓定位槽的直径与第二螺栓(4)的头部的直径相等，尾椎(5)上开设的螺栓定位槽的深度与第二螺栓(4)的头部的厚度相等。

5.如权利要求1所述的航空发动机用尾椎连接结构，其特征在于：第一螺栓(6)设置于所述尾椎连接支架(2)之间。

6.如权利要求1所述的航空发动机用尾椎连接结构，其特征在于：所述尾椎连接支架(2)的连接边通过焊接方式与发动机涡轮后机匣(1)后的安装边固定连接。

7.如权利要求1所述的航空发动机用尾椎连接结构，其特征在于：所述尾椎连接支架(2)的连接边通过铆接方式与发动机涡轮后机匣(1)后的安装边固定连接。