CN106545696B - 用于航空发动机导管的球面约束支撑结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于航空发动机导管的球面约束支撑结构，包括通过紧固组件安装在航空发动机壳体上的支架和由第一夹持块、第二夹持块和夹持紧固组件构成的夹持架，所述支架为悬臂端设计有球头的球头柄臂支架，两夹持块相向一侧同一部位分别加工有与所述球头相匹配的凹坑，两凹坑构成的穴臼与所述球头构成球铰，两夹持块另一端相向一侧同一部位加工有圆柱面凹槽，两弧圆柱面凹槽构成夹持导管的夹持副，夹持紧固组件中的第一夹持螺钉通过两夹持块中部的光孔和螺纹连接将两夹持块固定在一起构成夹持架。本发明提供球面约束支撑结构，使航空发动机导管安装适应性更好，使用过程中热应力补偿性更强，安装工作量更小，结构安全可靠性更高。

Description

用于航空发动机导管的球面约束支撑结构

技术领域

本发明涉及航空发动机机匣上的导管安装技术，具体涉及一种航空发动机导管约束支撑结构。

背景技术

航空发动机热力机械机匣外布置有很多导管，在机匣外布置有直径与材质不同的用于输送不同介质的多种导管，如输送燃油、水、气体等不同用途的导管。由于航空发动机为工作环境差异大，工作运行状态不同，导管处于温度交替变化的环境，如果导管约束支撑结构无热应力补偿功能强，则导管有些部位将产生很大的热应力，热应力过大会导致导管出现裂纹失效。另外，由于可用来布置导管的空间有限，导管排列与发动机转轴往往呈非正交(垂直或平行)布置。因此，对于航空发动机热力机械导管支撑结构，需要一种具有安装适应性好，热应力补偿功能强、安装方便的导管约束支撑结构。

现有技术的航空发动机导管结构安装功能最强的结构主要有两种，一种结构的构成包括通过螺纹紧固组件安装在航空发动机机匣上的直柄支架(13)，以及由两个结构相同的夹持块通过螺纹紧固组件构成的夹持架，螺纹紧固组件的夹持螺钉(11)通过两夹持块安装孔将其固定在一起，利用两持块之间的内圆柱面凹槽将导管夹持住。在该结构中，通过螺纹紧固组件的固定螺钉(7)将直柄支架(13)固定在发动机机匣上，由于两夹持块支撑平面通过螺纹紧固组件紧密贴合在一起，固定螺钉(7)与夹持螺钉(11)的轴线平行。另一种结构的构成与上述第一种结构类似，将第一种结构直柄支架(13)更换为直柄折臂支架(15)即成为第二种结构。第二种结构直柄折臂支架(15)的固定螺钉(7)与固定两夹持块的夹持螺钉(11)的轴线垂直。现有技术的这两种导管结构，因为固定螺钉(7)与夹持螺钉(11)的连接固定形式，一旦安装连接到位就不可自动改变和调节，主要是因为导管位置矢量的起点Q1的运动轨迹仅为一圆周，致使轴向矢量的变化范围小。由于直柄支架(13)、直柄折臂支架(15)的固定螺钉(7)与两夹持块固定的夹持螺钉(11)支撑平面大，在安装预紧力矩作用下，其摩擦力矩相当大，当导管受热变形膨胀和冷却收缩时产生的热应力也很大，现有技术的这两种导管结构热应力补偿性不好。

发明内容

针对现有技术的航空发动机机匣上的导管安装结构的技术现状与不足，本发明的目的旨在提供一种新结构的用于固定航空发动机机匣上导管的球面约束支撑结构，使其安装适应性更好，热应力补偿性更强，安装工作量更小，结构安全可靠性更高。

本发明提供的用于航空发动机导管的球面约束支撑结构，其构成包括通过固定紧固组件安装在航空发动机结构上的支架和由第一夹持块、第二夹持块和夹持紧固组件构成的夹持架，所述支架为球头柄臂支架，球头柄臂支架的悬臂端设计有球头，两夹持块相向一侧同一部位分别加工有与所述球头相匹配的凹坑，两凹坑构成的穴臼与所述球头构成球铰，两夹持块另一端相向一侧同一部位加工有圆柱面凹槽，两圆柱面凹槽构成夹持导管的夹持副，夹持紧固组件中的夹持螺钉通过两夹持块中部的光孔和螺纹连接将两夹持块固定在一起构成夹持架。

为了更好地实现发明目的，本发明还可进一步采取以下技术措施。下述技术措施可分别单独采取，也可组合采取，甚至一并采取。

构成穴臼的凹坑优先采用圆锥面凹坑，两个圆锥面凹坑构成的穴臼与所述球头构成圆周线接触球铰。进一步地，圆锥面凹坑的底部加工有圆孔，以便于圆锥面凹坑的加工，形成完整的锥面。

所述球头柄臂支架优先采用直柄臂-悬臂结构的球头柄臂支架，球头设置在悬臂的悬支端，所述悬臂与直柄臂垂直。进一步地，将所述球头柄臂支架的直柄臂设计为固定端大悬支端小的直柄臂。再进一步地，将所述球头柄臂支架的直柄臂两端头外缘面设计为弧面。

两夹持块上的两弧面凹槽构成的夹持副，最好通过弹性垫圈夹持待安装的导管，以防止两夹持块直接接触。

将球头柄臂支架安装在航空发动机机匣上的固定紧固组件，可设计成由一端穿过机匣和直柄臂上的结构孔的固定螺钉、自锁螺母和垫圈构成。将所述球头柄臂支架固定锁紧在机匣上的功能由自锁螺母和垫圈实现。

将两夹持块固定在一起构成夹持架的夹持紧固组件，可设计成由与两夹持块中部上的结构孔匹配的夹持螺钉和垫圈构成，所述垫圈为止动垫圈，位于两夹持块中部上的结构孔一个为光孔，一个为螺纹孔。

本发明提供的用于航空发动机导管的球面约束支撑结构，与现有技术的非球面约束结构相比，具有更好的安装适应性，热应力补偿性等优点，具体说明内容如下。

1、安装适应性分析：当不考虑实际结构限制时，球面约束结构运动包络线示意图见图4所示。球头中心Q可用球头矢量的终点表示，球头矢量起于O₂，矢量终点运动的轨迹为圆周P。导管固定中心G可用位置矢量的终点表示，位置矢量起点为球头矢量终点，位置矢量终点运动轨迹为球面S。导管轴向矢量起点为位置矢量终点，可绕位置矢量旋转，轴向矢量运动轨迹形成平面Z。当球头中心Q和导管固定中心G运动时，其运动包线为一个立体圆环H。在包线H内的任意位置的轴向矢量均可以在球头矢量集位置矢量集和轴向矢量集中找到适当的矢量满足要求。

对于两个方向旋转的非球面约束结构，导管轴向矢量垂直于位置矢量轴向矢量在平面P(或平面Z1)内，活动支架点Q1的运动轨迹为平面P的圆周，相对球面约束结构，非球面约束结构的轴向矢量的适应范围很小。

2、热应力补偿功能比较：球面约束结构中的球头球面与圆锥之间为圆周线接触，其圆周直径φ远小于现有技术中的夹持块(10)、第二夹持螺钉(11)和支撑面之间的摩擦力臂距离，在固定螺钉预紧力相同情况下，球面约束结构的约束力矩远远小于非球面约束结构的约束力矩。当导管热应力大于约束力矩时，导管固定中心G和导管轴向矢量将改变其原始状态，保持导管及其连接结构的热应力在约束力矩范围内。而非球面约束结构由于约束力矩较大，因热应力导管的变形并非正交方向，在约束力矩范围的热应力大，另外因导管非正交变形其结构也无法协调变形，将产生很大的破坏应力，该应力可能导致导管及其固定件破坏。

3、安装工作量比较：因为球面约束结构安装适应性优于非球面约束结构，球面约束结构在导管非正交排列状态下安装，可以实现不需要校正导管管形的情况下的无预应力安装，减少了导管安装工作量。

4、安全可靠性比较：由于球面约束结构安装适应性，热应力补偿性均优于非球面约束结构，球面约束结构在导管制造和安装过程中减少了校正导管管形的工作及其带来的校正导管带来的不确定性，导管环境温度和工作温度变化所产生的热应力，以及工作过程产生的交变载荷疲劳应力，提高了安全可靠性。

附图说明

图1-1为本发明提供的球面约束支撑结构的结构示意图；图1-2为图1-1中B-B向结构示意图。

图2-1为现有技术的具有两个方向补偿功能的一种支撑结构的结构示意图。图2-2为图2-1中B-B向结构示意图。

图3-1为现有技术的具有两个方向补偿功能的另一种支撑结构的结构示意图。图3-2为图3-1中B-B向结构示意图。

图4为球面约束支撑结构理论运动分析示意图。

图5为采用本发明提供的球面约束支撑结构固定导管的一个实例。

图6为采用本发明提供的球面约束支撑结构固定导管的另一个实例。

在上述附图中各图示标号标识的对象分别为：1-第一夹持块；2-球头柄臂支架；3-夹持螺钉；4-止动垫圈；5-第二夹持块；6-弹性垫圈；7-固定螺钉；8-自锁螺母；9-垫圈；10-夹持块；11-夹持螺钉；12-垫圈；13-直柄支架；14-自锁螺母；15-直柄折臂支架。

具体实施方式

下面结合附图说明给出本发明的实施例，并通过实施例对本发明作进一步的说明，以便于人们更加容易地理解本发明。但需要特别指出的是，本发明的具体实施方式不限于下面实施例所描述的形式，所属领域的技术人员在不付出创造性劳动的情况下，还可很容易地设计出其他的具体实施方式，因此不应将下面给出的具体实施方式的实施例理解为本发明的保护范围，将本发明的保护范围限制在所给出的实施例。

本实施例所述的用于航空发动机导管的球面约束支撑结构，如附图1-1和1-2所示，其构成包括通过固定紧固组件安装在航空发动机机匣上的支架，以及由第一夹持块1、第二夹持块5和夹持紧固组件构成的夹持架，夹持紧固组件中的夹持螺钉3通过两夹持块中部的光孔和螺纹连接将两夹持块固定在一起构成夹持架，所述球头柄臂支架2为直柄臂-悬臂结构的球头柄臂支架，悬臂的悬支端设计有球头，直柄臂为固定端大悬支端小的直臂，直柄臂两端头为弧面，直柄臂与悬臂垂直；两夹持块相向一侧同一部位分别加工有与所述球头相匹配的圆锥面凹坑，两圆锥面凹坑构成的穴臼与所述球头构成周线接触的球铰；两夹持块另一端相向一侧同一部位加工有内圆柱面凹槽，两圆柱面凹槽构成夹持导管的夹持孔，夹持孔通过弹性垫圈6夹持导管。将球头柄臂支架2安装在航空发动机结构上的固定紧固组件，由一端穿过机匣安装边上的结构孔和直柄臂固定端上的结构孔的固定螺钉7、自锁螺母8和垫圈9构成。将两夹持块固定在一起构成夹持副的夹持紧固组件，由通过两夹持块中部的夹持螺钉3和垫圈4构成，所述垫圈为止动垫圈4，位于两夹持块中部上的结构孔一个为光孔，一个为螺纹孔。

Claims (8)

1.一种用于航空发动机导管的球面约束支撑结构，包括通过固定紧固组件安装在航空发动机结构上的支架和由第一夹持块(1)、第二夹持块(5)和夹持紧固组件构成的夹持架，其特征在于，所述支架为球头柄臂支架(2)，球头柄臂支架的悬臂端设计有球头，两夹持块相向一侧同一部位分别加工有与所述球头相匹配的圆锥面凹坑，且圆锥面凹坑底部加工有圆孔，两个圆锥面凹坑构成的穴臼与所述球头构成圆周线接触的球铰，两夹持块另一端相向一侧同一部位加工有圆柱面凹槽，两圆柱面凹槽构成夹持导管的夹持副，夹持紧固组件中的夹持螺钉(3)通过两夹持块中部的光孔与螺纹连接将两夹持块固定在一起构成夹持架。

2.根据权利要求1所述的用于航空发动机导管的球面约束支撑结构，其特征在于所述球头柄臂支架(2)为直柄臂-悬臂结构的球头柄臂支架，球头设置在悬臂的悬支端，所述悬臂与直柄臂垂直。

3.根据权利要求2所述的用于航空发动机导管的球面约束支撑结构，其特征在于所述球头柄臂支架(2)的直柄臂为固定端大悬端小的直柄臂。

4.根据权利要求3所述的用于航空发动机导管的球面约束支撑结构，其特征在于所述球头柄臂支架(2)的直柄臂，其两端头外缘面设计为弧面。

5.根据权利要求1至4之一所述的用于航空发动机导管的球面约束支撑结构，其特征在于，两夹持块上的两圆柱面凹槽构成的夹持副通过弹性垫圈(6)夹持待安装的导管。

6.根据权利要求1至4之一所述的用于航空发动机导管的球面约束支撑结构，其特征在于将球头柄臂支架(2)安装在航空发动机结构上的固定紧固组件由一端穿过机匣和直柄臂上结构孔的固定螺钉(7)、自锁螺母(8)和垫圈(9)构成。

7.根据权利要求1至4之一所述的用于航空发动机导管的球面约束支撑结构，其特征在于将两夹持块固定在一起构成夹持架的所述夹持紧固组件，由通过两夹持块中部的结构孔、夹持螺钉(3)和垫圈(4)构成。

8.根据权利要求7所述的用于航空发动机导管的球面约束支撑结构，其特征在于所述垫圈(4)为止动垫圈，位于两夹持块中部上的结构孔一个为光孔，一个为螺纹孔。