CN110439707A - 一种飞机尾部弹性片组件 - Google Patents

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Abstract

本申请属于航空发动机设计技术领域，涉及一种飞机尾部弹性片组件，包括弹性片(1)及弹簧(5)，弹性片(1)的前端内侧面通过弹簧(5)连接加力筒体(7)的外表面，弹性片(1)前端外侧面受弹簧(5)弹力作用，搭接在机尾罩(2)后端的内壁上，弹性片(1)的后端通过螺栓组件固定在承力环(11)上，与外调节片(10)搭接。本申请能够防止弹性片与加力筒体直接接触，保证加力筒体及弹性片本身不受剐蹭、磨损，同时不影响弹性片原有的功能。所提供的飞机尾部弹性片组件能实现自动调节，结构简单，故障率低，适用范围广。

Description

一种飞机尾部弹性片组件
技术领域
本申请属于航空发动机设计技术领域，特别涉及一种飞机尾部弹性片组件。
背景技术
弹性片作为发动机与飞机后机身搭接的弹性部件，固定在喷管最外侧，是发动机喷管外调节片与飞机的机尾罩转接的具有整流作用的结构。其主要功能为：连接发动机和飞机使其平滑过渡，消除发动机或飞机加工误差引起的安装困难；能使飞机和发动机间的气流连续，使流经发动机舱的冷却气流从后面流出，以便冷却作动筒、调节片(密封片)和喷管传力机构；保持喷管外壁面完整，降低飞行中的后体阻力。
图3中的部分示意了现有的弹性片安装方式：弹性片1后端通过螺栓组件固定在承力环11上，与外调节片10搭接，中间部分通过周向一排或两排螺钉安装在支撑环上，前端自由状态为悬臂结构，位于加力筒体7与机尾罩2之间，安装状态为周向顶在机尾罩内壁面上，即被飞机机尾罩箍罩在其中，在飞行过程经常出现由于内外流强大的压差作用，导致弹性片前端直接被压缩至加力筒体外表面上，由于气流的不稳定性，该处长时间处于应力接触，导致加力筒体周向会产生较深的切痕，对加力筒体后端结构强度造成极大影响，长久飞行后加力筒体及喷管易产生切断隐患，对发动机的使用安全造成威胁。
发明内容
为解决上述问题之一，本申请提出了一种飞机尾部弹性片组件，包括：
弹性片，其前端内侧面通过弹簧连接加力筒体的外表面，弹性片前端外侧面受弹簧弹力作用，搭接在机尾罩后端的内壁上，弹性片的后端通过螺栓组件固定在承力环上，与外调节片搭接。
优选的是，所述弹性片包括多个，沿所述机尾罩周向布置，每个所述弹性片均通过各自对应的弹簧连接所述加力筒体。
优选的是，所述弹性片的数量为15件、16件或18件中的任一。
优选的是，所述弹簧的两端分别设置有上支撑块与下支撑块，上支撑块固定连接在弹性片的前端内侧面上，下支撑块固定连接在所述加力筒体的外壁上。
优选的是，上支撑块与弹性片的前端内侧面焊接，下支撑块与所述加力筒体的外壁焊接。
优选的是，上支撑块与弹性片的前端内侧面通过螺栓连接，下支撑块与所述加力筒体的外壁通过螺栓连接。
优选的是，所述下支撑块或上支撑块上设置有限位销，所述限位销的另一端延伸至所述上支撑块与下支撑块之间。
优选的是，所述限位销在所述弹簧的弹簧圈内沿其轴线延伸。
本申请能够防止弹性片与加力筒体直接接触，保证加力筒体及弹性片本身不受剐蹭、磨损，同时不影响弹性片原有的功能。
附图说明
图1是本申请飞机尾部弹性片组件的第一状态示意图。
图2是本申请飞机尾部弹性片组件的第二状态示意图。
图3是本申请飞机尾部弹性片组件应用示意图。
图4是本申请飞机尾部弹性片组件图1的侧视图。
其中，1-弹性片，2-机尾罩，3-上支撑块，4-下支撑块，5-弹簧，6-限位销，7--加力筒体，8-喷管收敛段，9-喷管扩张段，10-外调节片，11-承力环。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式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。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，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方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
本申请的目的在于提供一种飞机尾部弹性片组件，防止弹性片与加力筒体直接接触，保证加力筒体及弹性片本身不受剐蹭、磨损，同时保证弹性片原有的功能。
本申请提供的飞机尾部弹性片组件，如图1所示，主要包括弹性片1及弹簧5，具体为：
弹性片1的前端内侧面通过弹簧5连接在加力筒体7的外表面上，弹性片1前端外侧面受弹簧5弹力作用，搭接在机尾罩2后端的内壁上，弹性片1的后端通过螺栓组件固定在承力环(11)上，与外调节片(10)搭接。
参考图1，弹簧5安装后处于压缩状态，弹性片1非工作状态时顶在机尾罩2内表面上。
本申请中，弹性片1的后端通过螺栓组件固定在承力环11上，与外调节片10搭接。
在一些可选实施方式中，所述弹性片1包括多个，沿所述机尾罩2周向布置，每个所述弹性片1均通过各自对应的弹簧5连接所述加力筒体7。
在一些可选实施方式中，所述弹簧5的两端分别设置有上支撑块3与下支撑块4，上支撑块3固定连接在弹性片1的前端内侧面上，下支撑块4固定连接在所述加力筒体7的外壁上，参考图4，本申请中所述弹性片1、上支撑块3、弹簧5、下支撑块4数量相同，周向15、16或18件均布，上支撑块3、下支撑块4分别固定在弹性片1内表面及加力筒体7的外表面，弹簧5上下两端分别固定在上支撑块3、下支撑块4上，安装后处于压缩状态。
在一些可选实施方式中，上支撑块3与弹性片1的前端内侧面焊接，下支撑块4与所述加力筒体7的外壁焊接。备选实施方式中，也可以采用螺栓连接。
本申请所述下支撑块4或上支撑块3上还设置有限位销6，如图1或图2所示，在下支撑块4上设置限位销6，所述限位销6的另一端延伸至所述上支撑块3与下支撑块4之间。
限位销6可以设置有多个，可以设置在弹簧5周侧，也可以设置在弹簧5的弹簧圈内。
参考图1至图3，图3中，加力筒体7后端为喷管，包括喷管收敛段8及喷管扩张段9，喷管扩张段9与喷管的外调节片10相连(未示出)，所述弹性片组件的工作原理是：飞机高空飞行过程中，气流压力不稳定，当外流压力小于内流压力时，弹性片1顶在机尾罩2上；当外流A压力大于内流B压力时，参见图2，弹性片1下压，过程中受到弹簧5的阻尼作用，当内外流压差较大时，弹簧5的压缩程度会加大，直至压缩到限位销6上，避免了弹性片前端与加力筒体7直接接触，从而防止加力筒体7被剐蹭、磨损。。
本申请能够防止弹性片与加力筒体直接接触，保证加力筒体及弹性片本身不受剐蹭、磨损，同时不影响弹性片原有的功能。本申请所提供的飞机尾部弹性片组件能实现自动调节，结构简单，故障率低，适用范围广。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种飞机尾部弹性片组件，其特征在于，包括：
弹性片(1)，其前端内侧面通过弹簧(5)连接加力筒体(7)的外表面，弹性片(1)前端外侧面受弹簧(5)弹力作用，搭接在机尾罩(2)后端的内壁上，弹性片(1)的后端通过螺栓组件固定在承力环(11)上，与外调节片(10)搭接。
2.如权利要求1所述的飞机尾部弹性片组件，其特征在于，所述弹性片(1)包括多个，沿所述机尾罩(2)周向布置，每个所述弹性片(1)均通过各自对应的弹簧(5)连接所述加力筒体(7)。
3.如权利要求2所述的飞机尾部弹性片组件，其特征在于，所述弹性片(1)的数量为15件、16件或18件中的任一。
4.如权利要求1所述的飞机尾部弹性片组件，其特征在于，所述弹簧(5)的两端分别设置有上支撑块(3)与下支撑块(4)，上支撑块(3)固定连接在弹性片(1)的前端内侧面上，下支撑块(4)固定连接在所述加力筒体(7)的外壁上。
5.如权利要求4所述的飞机尾部弹性片组件，其特征在于，上支撑块(3)与弹性片(1)的前端内侧面焊接，下支撑块(4)与所述加力筒体(7)的外壁焊接。
6.如权利要求4所述的飞机尾部弹性片组件，其特征在于，上支撑块(3)与弹性片(1)的前端内侧面通过螺栓连接，下支撑块(4)与所述加力筒体(7)的外壁通过螺栓连接。
7.如权利要求4所述的飞机尾部弹性片组件，其特征在于，所述下支撑块(4)或上支撑块(3)上设置有限位销(6)，所述限位销(6)的另一端延伸至所述上支撑块(3)与下支撑块(4)之间。
8.如权利要求7所述的飞机尾部弹性片组件，其特征在于，所述限位销(6)在所述弹簧(5)的弹簧圈内沿其轴线延伸。
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