CN110450973B - 一种可调长度的反推对中支撑装置 - Google Patents

Abstract

本申请属于发动机装配设计技术领域，涉及一种可调长度的反推对中支撑装置。该装置包括支撑在位于挂架两端的反推力装置上的前支撑杆组件，其包括前支撑杆调整接头、锁紧螺母、前支撑杆限位锁片以及前支撑杆，前支撑杆为筒状结构，两端具有内螺纹，前支撑杆调整接头上一端设置有球头结构，另一端设置有外螺纹，且在具有外螺纹的一端自端部沿轴向向内延伸有条形槽，前支撑杆限位锁片具有外环及向内延伸的凸起，锁紧螺母装配至前支撑杆上之后，通过前支撑杆限位锁片进行限位，前支撑杆调整接头螺接到前支撑杆筒内。该结构长度可调，能满足同一安装接口的，不同批次的反推力装置的使用。

Description

一种可调长度的反推对中支撑装置

技术领域

本申请属于发动机装配设计技术领域，特别涉及一种可调长度的反推对中支撑装置。

背景技术

反推力装置通过上导轨梁上的两个安装吊点铰接在挂架上，前段通过内外扣环扣合在发动机中介机匣外环和短舱连接件上。反推力装置的上隔离板、内壁、下隔离板后端均处于悬臂状态，刚性较弱。在反推力装置工作过程中，外涵流道气流对上隔离板、内壁、下隔离板均产生载荷，载荷会使上隔离板向内变形。

现有技术中，通过一个独立的空心支撑杆进行支撑，以解决变形问题，空心支撑杆固定在飞机挂架上，支撑杆的端面外翻形成圆环状接触面。通过与反推力装置上的安装座，形成“面-面”接触，传递载荷，控制变形。此种结构的缺点包括：

1.对功能外结构传递载荷。现有结构的支撑杆，支撑杆固定在发动机挂架上，支撑杆受到的垂向、航向的载荷，通过支撑杆的固定结构传递到飞机挂架上，这对飞机挂架设计提出了更高的要求。

2.功能发挥不完善。无法目视检查支撑杆接触工作时的状态，为保证正常使用，支撑杆与支撑座应是间隙配合，否则反推力装置无法扣合，或者支撑杆受到了额外的载荷。不论是留有间隙，还是额外压缩支撑杆，都具有功能发挥不完善的缺陷。

3.安装补偿不足。通过“面-面”接触传递载荷，补偿仅通过接触面处的直径。反推安装一定存在公差，支撑杆在承受支撑力时，无法补偿，致使在受力时同时受到弯矩，对支撑杆的可靠性产生影响。

成本方面：虽然单件结构的支撑杆成本具有优势，但作为飞机反推装置来说，他的衍生成本，以及带来其他结构的附加重量是巨大的。

效率方面：现有技术的支撑杆不具备长度调节能力，安装因长度无法满足要求，该结构的支撑杆需要更换合适长度的。该结构对装配区域、产品自身有较高精度要求的。因此该结构暂不能满足首次装配100％成功。不适用于航空发动机或飞机内部的狭小区域的快速装配。

发明内容

为解决上述问题，本申请提供了一种可调长度的反推对中支撑装置，包括：

前支撑杆组件，所述前支撑杆组件的两端设置有球头接头，分别安装在对中限位座的槽内，形成球窝配合，所述对中限位座固定在挂架两端的反推力装置上；

前支撑杆组件包括前支撑杆调整接头、锁紧螺母、前支撑杆限位锁片以及前支撑杆，所述前支撑杆为筒状结构，两端具有内螺纹，前支撑杆调整接头上一端设置有球头结构，另一端设置有外螺纹，且在所述具有外螺纹的一端自端部沿轴向向内延伸有条形槽，前支撑杆限位锁片具有外环及向内延伸的凸起，所述凸起适配安装在条形槽内，锁紧螺母装配至所述前支撑杆上之后，前支撑杆限位锁片自所述条形槽开口处套接至前支撑杆调整接头上，并在外端贴合至所述锁紧螺母，前支撑杆调整接头的位于前支撑杆限位锁片的内端的部分螺接到所述前支撑杆筒内；

前支撑杆组件穿过固定在飞机挂架上的支架通孔，且支架位于所述前支撑杆组件的两个前支撑杆限位锁片之间。

优选的是，还包括后支撑杆组件，所述后支撑杆组件包括后支撑杆调整接头、锁紧螺母、后支撑杆限位锁片以及后支撑杆，所述后支撑杆为筒状结构，两端具有内螺纹，后支撑杆调整接头上一端设置有球头结构，以适配安装在相应的对中限位座内，另一端设置有外螺纹，且在所述具有外螺纹的一端自端部沿轴向向内延伸有条形槽，后支撑杆限位锁片具有外环及向内延伸的凸起，所述凸起适配安装在条形槽内，锁紧螺母装配至所述后支撑杆上之后，后支撑杆限位锁片自所述条形槽开口处套接至后支撑杆调整接头上，并在外端贴合至所述锁紧螺母，后支撑杆调整接头的位于后支撑杆限位锁片的内端的部分螺接到所述后支撑杆筒内；

后支撑杆组件穿过固定在飞机挂架上的支架通孔，且支架位于所述后支撑杆组件的两个后支撑杆限位锁片之间。

优选的是，所述前支撑杆上设置有减震胶环。

优选的是，所述锁紧螺母、前支撑杆限位锁片及前支撑杆能够通过保险丝锁紧。

优选的是，所述后支撑杆上设置有扳拧结构。

优选的是，所述后支撑杆调整接头上设置有扳拧结构。

本发明中的可调长度的反推对中支撑装置与传统结构相比，其优点包括：

技术方面：

1.对功能外结构不传递载荷。作为二力杆，与位于飞机挂架上的支架在工作中不接触。尽在地面维护时接触，相关连接件只需要承受结构的重力。不再需要承受其他的载荷。降低飞机挂架设计的难度。飞机挂架在该处的的结构重量裕度可取消。

2.安装补偿。通过“球-窝”这种结构形式，传递载荷调整为“线-面”接触，即便两侧安装座轴线同轴度不高，存在一定角度偏差和位置偏差时，支撑杆端头的“球-窝”配合，具备调节能力，该处的载荷传递仍按照支撑杆的轴线传递载荷，不会受到额外的弯矩。不影响该结构的正常工作，支撑杆的可靠性得到提升。

3.增加支撑杆水平限位功能。支撑杆具有锁片，通过设计直径尺寸不同，支撑装置不会在非人为状态时脱落，减少机务维护的工作量。

4.增加反推航向串动限位及“定心”功能。“球-窝”这种结构形式，在一定程度上可以限制反推航向串动，在运动时，“球-窝”的结构形式会在支撑杆轴向力作用下，自动引导至中心处。

效率方面：

长度可调整。不再需要更换合适长度的同类型其他结构。该结构能满足同一安装接口的，不同批次的反推力装置的使用，甚至能补偿因制造、装配引起的偏差，满足其首次装配100％成功。适用于航空发动机或飞机内部的狭小区域的快速装配。

附图说明

图1是本申请前支撑杆组件结构示意图。

图2是本申请后支撑杆组件结构示意图。

图3是本申请前支撑杆组件安装示意图。

图4是本申请前支撑杆组件应用示意图。

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。

本发明提供了一种可调长度的反推对中支撑装置，如图1-图4所示，主要包括对中限位座1、前支撑杆组件2、后支撑杆组件3、支架4。

前支撑杆组件2包括前支撑杆调整接头5、锁紧螺母6、前支撑杆限位锁片7、减震胶环8、前支撑杆9。

前支撑杆组件2的结构主体是前支撑杆9。前支撑杆9是一个空心的管状结构，其内径是两端带有螺纹的，外径尺寸不同具有阶梯结构。减震胶环8是一种有弹性的橡胶，从前支撑杆9的两端，套在前支撑杆9的指定位置上。

锁紧螺母6通过螺纹先预安装在前支撑杆调整接头5上，再根据键槽位置，安装前支撑杆限位锁片7。当前支撑杆调整接头5、锁紧螺母6、前支撑杆限位锁片7形成一体后，他们3个整体往前支撑杆9上安装。当单侧的前支撑杆调整接头5、锁紧螺母6、前支撑杆限位锁片7与减震胶环8、前支撑杆9连接后，穿过固定在飞机挂架上的支架4。

当前支撑杆组件2安装后，穿过支架4，由于重力原因，前支撑杆组件2会搭在支架4上。根据前支撑杆组件2设计要求，调整前支撑杆调整接头5与前支撑杆9的旋合长度，实现前支撑杆组件2的长度总要求。在满足前支撑杆组件2的总长度要求后，两端分别使用保险丝，将锁紧螺母6、前支撑杆限位锁片7、前支撑杆9锁紧在一起。

后支撑杆组件3包括后支撑杆调整接头10、锁紧螺母11、后支撑杆限位锁片12、后支撑杆13。

后支撑杆调整接头10的功能与前支撑杆调整接头5相同，结构形式相似，后支撑杆调整接头10增加了明显的扳拧处。

锁紧螺母11的功能、结构形式与锁紧螺母6相同，两者结构尺寸不同。

后支撑杆限位锁片12的功能、结构形式与前支撑杆限位锁片7相同，两者结构尺寸不同。

后支撑杆13功能与前支撑杆9相同，结构形式相似，后支撑杆13增加了明显的扳拧处。

可以理解的是，本申请考虑到前支撑杆组件与后支撑杆组件的安装位置，特别是后支撑杆组件安装空间狭小，因此，在后支撑杆调整接头10或者后支撑杆13端部设置扳拧结构，以便通过扳手等进行相应结构的转动，通过调节旋合长度实现支撑杆组件长度的调节。

对应的，由于前支撑杆组件的可达性相对于后支撑杆组件要好很多，因此，可以在前支撑杆9的中部设置扳拧结构，此时，减震胶环8设置在扳拧结构与前支撑杆限位锁片7之间，另外，参考图3，前支撑杆调整接头5上也铣加工出一个扳拧位置。

后支撑杆组件3在组装、使用方法与前支撑杆组件2相同。但在总长度方面，支撑杆组件3与前支撑杆组件2近似相同。长度根据设计需要、工程研制而定。

因前支撑杆9的外径不同，形成的阶梯结构对减震胶环8沿前支撑杆9轴向方向进行限位。

减震胶环8与飞机挂架A，如图4所示，若有相对位移并且接触。减震胶环8会被压缩，从而起到减震的作用。

其中支架4不可移动，且前支撑杆限位锁片7的外径大于支架4的孔径。前支撑杆限位锁片7相对于支架4作为前支撑杆组件2的轴向限位。其中前支撑杆限位锁片7与支架4水平串动量满足安装前支撑杆组件2的要求。

因为前支撑杆限位锁片7设计有键槽，通过螺纹与锁紧螺母6、前支撑杆调整接头5连接，通过保险丝，使其三者成为一体，无相对位移。前支撑杆调整接头5与前支撑杆9通过螺纹连接后，打保险丝，致使前支撑杆调整接头5与前支撑杆9之间无相对位移。

因为该套结构装置，在实际使用过程中，属于目视不可达区域。在反推力装置扣合前，对前支撑杆组件2、后支撑杆组件3长度进行检查确认。

在反推力装置扣合过程中，对中限位座1的配合锥面(球窝结构)，会分别引导前支撑杆组件2、后支撑杆组件3逐步向上运动。直至使前支撑杆组件2到达对中限位座1锥面所设计的理论位置。

在完成反推扣合后，前支撑杆组件2、后支撑杆组件3在既定区域形成二力杆结构，进而发挥应有的作用。

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 (7)

1.一种可调长度的反推对中支撑装置，其特征在于，包括：

前支撑杆组件(2)，所述前支撑杆组件(2)的两端设置有球头接头，安装在对中限位座(1)的槽内，形成球窝配合，所述对中限位座(1)固定在挂架两端的反推力装置上；

前支撑杆组件(2)包括前支撑杆调整接头(5)、锁紧螺母(6)、前支撑杆限位锁片(7)以及前支撑杆(9)，所述前支撑杆(9)为筒状结构，两端具有内螺纹，前支撑杆调整接头(5)上一端设置有球头结构，另一端设置有外螺纹，且在所述具有外螺纹的一端自端部沿轴向向内延伸有条形槽，前支撑杆限位锁片(7)具有外环及向内延伸的凸起，所述凸起适配安装在条形槽内，锁紧螺母(6)装配至所述前支撑杆(9)上之后，前支撑杆限位锁片(7)自所述条形槽开口处套接至前支撑杆调整接头(5)上，并在外端贴合至所述锁紧螺母(6)，前支撑杆调整接头(5)的位于前支撑杆限位锁片(7)的内端的部分螺接到所述前支撑杆(9)筒内；

前支撑杆组件(2)穿过固定在飞机挂架上的支架通孔，且支架(4)位于所述前支撑杆组件(2)的两个前支撑杆限位锁片(7)之间。

2.如权利要求1所述的可调长度的反推对中支撑装置，其特征在于，还包括后支撑杆组件(3)，所述后支撑杆组件(3)包括后支撑杆调整接头(10)、锁紧螺母(11)、后支撑杆限位锁片(12)以及后支撑杆(13)，所述后支撑杆(13)为筒状结构，两端具有内螺纹，后支撑杆调整接头(10)上一端设置有球头结构，以适配安装在相应的对中限位座内，另一端设置有外螺纹，且在所述具有外螺纹的一端自端部沿轴向向内延伸有条形槽，后支撑杆限位锁片(12)具有外环及向内延伸的凸起，所述凸起适配安装在条形槽内，锁紧螺母(11)装配至所述后支撑杆(13)上之后，后支撑杆限位锁片(12)自所述条形槽开口处套接至后支撑杆调整接头(10)上，并在外端贴合至所述锁紧螺母(11)，后支撑杆调整接头(10)的位于后支撑杆限位锁片(12)的内端的部分螺接到所述后支撑杆(13)筒内；

后支撑杆组件(3)穿过固定在飞机挂架上的支架通孔，且支架位于所述后支撑杆组件(3)的两个后支撑杆限位锁片(12)之间。

3.如权利要求1所述的可调长度的反推对中支撑装置，其特征在于，所述前支撑杆(9)上设置有减震胶环(8)。

4.如权利要求3所述的可调长度的反推对中支撑装置，其特征在于，前支撑杆(9)中部设置有扳拧结构，减震胶环(8)设置在扳拧结构与前支撑杆限位锁片(7)之间。

5.如权利要求1所述的可调长度的反推对中支撑装置，其特征在于，所述锁紧螺母(6)、前支撑杆限位锁片(7)及前支撑杆(9)能够通过保险丝锁紧。

6.如权利要求2所述的可调长度的反推对中支撑装置，其特征在于，所述后支撑杆(13)上设置有扳拧结构。

7.如权利要求2所述的可调长度的反推对中支撑装置，其特征在于，所述后支撑杆调整接头(10)上设置有扳拧结构。

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