CN110466782B - 一种航空发动机用弹性连接组件 - Google Patents
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Abstract
本申请属于航空发动机设计技术领域，涉及一种航空发动机用弹性连接组件，设置在发动机的尾喷口与机尾罩之间，所述弹性连接组件包括内壳体、修形内壳体以及外壳体，外壳体上具有豁口，豁口的左右两部分分别贴合所述内壳体及修形内壳体。内壳体及修形内壳体的中间部分具有连接发动机尾喷口的螺钉孔，并在螺钉孔部分处设置有相对于内壳体及修形内壳体表面凸起的盒型结构。通过盒型结构改善了弹性连接组件的其应力分布，避免出现疲劳裂纹。
Description
技术领域
本申请属于航空发动机设计技术领域，特别涉及一种航空发动机用弹性连接组件。
背景技术
弹性连接组件是一种能够连接发动机喷管外调节片和飞机机尾罩的整流片，一般在航空发动机安装在战斗机上时使用，战斗机的尾喷口向后伸出飞机机尾罩，此时通过该弹性连接组件连接发动机尾喷口和机尾罩，使两者平滑过渡，消除发动机或飞机加工引起的安装困难，另一方面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，以冷却喷管部件。
现有弹性组件缺点是刚性较差，在沿后机身流动的外流与发动机仓内流压力差产生的气动交变载荷作用下容易产生应力集中，超过一定飞行时间后产生疲劳裂纹。
发明内容
为解决上述问题，本申请提出一种航空发动机用弹性连接组件，设置在发动机的尾喷口与机尾罩之间，所述弹性连接组件包括：
内壳体，包括用于连接发动机尾喷口的第一端及搭接至所述机尾罩的第二端，所述第一端具有第一螺钉孔，所述第一端与第二端之间具有第二螺钉孔，所述内壳体在所述第一螺钉孔及第二螺钉孔处通过螺钉连接所述尾喷口；
修形内壳体，包括用于连接发动机尾喷口的第三端及搭接至所述机尾罩的第四端，所述第三端具有第三螺钉孔，所述第三端与第四端之间具有第四螺钉孔，所述修形内壳体在所述第三螺钉孔及第四螺钉孔处通过螺钉连接所述尾喷口；
外壳体，包括用于在一个侧面固定所述内壳体的第一部分及用于在该侧面固定所述修形内壳体的第二部分，所述第一部分及所述第二部分之间具有豁口，以使所述内壳体的第二螺钉孔至第二端之间的部分与所述修形内壳体的第四螺钉孔与第四端之间的部分能够相互错位；
所述内壳体的具有第二螺钉孔的位置处具有相对于内壳体表面凸起的第一盒型结构，所述修形内壳体的具有第四螺钉孔的位置处具有相对于修形内壳体表面凸起的第二盒型结构。
优选的是，所述内壳体的具有第一螺钉孔的位置处具有相对于内壳体表面凸起的第一圆形结构，所述修形内壳体的具有第三螺钉孔的位置处具有相对于修形内壳体表面凸起的第二圆形结构。
优选的是，所述内壳体与所述外壳体焊接。
优选的是，所述修形内壳体与所述外壳体焊接。
优选的是，所述第一盒型结构占所述内壳体宽度的1/2～2/3，以及占所述内壳体长度的1/3～1/2。
优选的是，所述第二盒型结构占所述修形内壳体宽度的1/2～2/3，以及占所述修形内壳体长度的1/3～1/2。
优选的是，所述内壳体的第二端在机尾罩的内部搭接至机尾罩的末端筒体上。
优选的是，所述修形内壳体的第四端在机尾罩的内部搭接至机尾罩的末端筒体上。
本申请在容易产生疲劳裂纹的螺钉孔附近区域增加盒型结构，能够增强弹性组件的刚性。结构易实现，能够有效改善应力分布，消除应力集中影响。
附图说明
图1是本申请航空发动机用弹性连接组件的一优选实施例的结构示意图。
图2是图1所示实施例的外壳体结构示意图。
图3是本申请航空发动机用弹性连接组件应用示意图。
其中，1-内壳体，2-修形内壳体，3-外壳体，4-弹性连接组件，5-尾喷口，6-机尾罩；
11-第一端，12-第二端，13-第一螺钉孔，14-第二螺钉孔，15-第一盒型结构；
21-第三端，22-第四端，23-第三螺钉孔，24-第四螺钉孔，25-第二盒型结构；
31-第一部分，32-第二部分，33-豁口。
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。
本申请提供了一种航空发动机用弹性连接组件，如图3所示，设置在发动机的尾喷口5与机尾罩6之间，所述弹性连接组件如图1及图2所示，包括：
内壳体1，包括用于连接发动机尾喷口5的第一端11及搭接至所述机尾罩6的第二端12，所述第一端11具有第一螺钉孔13，所述第一端11与第二端12之间具有第二螺钉孔14，所述内壳体1在所述第一螺钉孔13及第二螺钉孔14处通过螺钉连接所述尾喷口5；
修形内壳体2，包括用于连接发动机尾喷口5的第三端21及搭接至所述机尾罩6的第四端22，所述第三端21具有第三螺钉孔23，所述第三端21与第四端22之间具有第四螺钉孔24，所述修形内壳体2在所述第三螺钉孔23及第四螺钉孔24处通过螺钉连接所述尾喷口5；
外壳体3，包括用于在一个侧面固定所述内壳体1的第一部分31及用于在该侧面固定所述修形内壳体2的第二部分32，所述第一部分及所述第二部分之间具有豁口33，以使所述内壳体1的第二螺钉孔14至第二端12之间的部分与所述修形内壳体2的第四螺钉孔24与第四端22之间的部分能够相互错位；
所述内壳体1的具有第二螺钉孔14的位置处具有相对于内壳体1表面凸起的第一盒型结构15，所述修形内壳体2的具有第四螺钉孔24的位置处具有相对于修形内壳体2表面凸起的第二盒型结构25。
本申请的弹性组件的内壳体1与修形内壳体2并排设计，作为第一层板结构，并且在前部(沿发动机轴向)设置有盒型结构，外壳体3作为第二层板结构，与第一层板结构焊接到一起，参考图2，外壳体轴向方向开槽，本申请的弹性组件刚性相对较强，在气动载荷较大时不会产生应力集中现象。
在一些可选实施方式中，所述内壳体1的具有第一螺钉孔13的位置处具有相对于内壳体1表面凸起的第一圆形结构，所述修形内壳体2的具有第三螺钉孔23的位置处具有相对于修形内壳体2表面凸起的第二圆形结构。备选实施方式中，第一螺钉孔13及第三螺钉孔23处也可以参考上述盒型结构代替圆形凸起，增强弹性组件的刚性。
在一些可选实施方式中，所述内壳体1与所述外壳体3焊接。
在一些可选实施方式中，所述修形内壳体2与所述外壳体3焊接。
在一些可选实施方式中，所述第一盒型结构15占所述内壳体1宽度的1/2～2/3，以及占所述内壳体1长度的1/3～1/2。
在一些可选实施方式中，所述第二盒型结构25占所述修形内壳体2宽度的1/2～2/3，以及占所述修形内壳体2长度的1/3～1/2。
参考图1，内壳体为1件，宽度为W，长度为L；修形内壳体为1件，宽度为W，长度为L；外壳体为1件，宽度大于2W，长度为L，外壳体用于在机体外部包覆内壳体，具有气动外形，符合飞机的动力学设计准则。内壳体盒型结构的数量为1个，修形内壳体的盒型结构的数量为1个。盒型结构的宽度为1/2W～2/3W，长度为1/3L～1/2L。
需要说明的是，参考图2，外壳体上也设置有螺钉孔及盒型结构，以使得内壳体及修形内壳体能够贴合焊接在外壳体的一个面上。
在一些可选实施方式中，参考图3，以内壳体与机尾罩的连接关系为例，所述内壳体1的第二端12在机尾罩6的内部搭接至机尾罩6的末端筒体上，内壳体的后端(第一端11)通过第一螺钉孔13及螺钉固定至喷管5的外调节片上，内壳体的中间部分通过第二螺钉孔14及螺钉固定在喷管5的前端主结构上。同理所述修形内壳体2的第四端22在机尾罩6的内部搭接至机尾罩6的末端筒体上。
本申请所述弹性组件的工作原理是：使经过飞机机尾罩6的气流A平滑过渡流经喷管5，具有整流功能；同时使发动机舱内的冷气流B流向喷管5，起到冷却作用。
本发明的优点：在容易产生疲劳裂纹的螺钉孔(位于内壳体或修形内壳体中间部分的螺钉孔)附近区域增加盒型结构，能够增强弹性组件的刚性。结构易实现，能够有效改善应力分布，消除应力集中影响。
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)
1.一种航空发动机用弹性连接组件，设置在发动机的尾喷口(5)与机尾罩(6)之间，其特征在于，所述弹性连接组件包括：
内壳体(1)，包括用于连接发动机尾喷口(5)的第一端(11)及搭接至所述机尾罩(6)的第二端(12)，所述第一端(11)具有第一螺钉孔(13)，所述第一端(11)与第二端(12)之间具有第二螺钉孔(14)，所述内壳体(1)在所述第一螺钉孔(13)及第二螺钉孔(14)处通过螺钉连接所述尾喷口(5)；
修形内壳体(2)，包括用于连接发动机尾喷口(5)的第三端(21)及搭接至所述机尾罩(6)的第四端(22)，所述第三端(21)具有第三螺钉孔(23)，所述第三端(21)与第四端(22)之间具有第四螺钉孔(24)，所述修形内壳体(2)在所述第三螺钉孔(23)及第四螺钉孔(24)处通过螺钉连接所述尾喷口(5)；
外壳体(3)，包括用于在一个侧面固定所述内壳体(1)的第一部分(31)及用于在该侧面固定所述修形内壳体(2)的第二部分(32)，所述第一部分及所述第二部分之间具有豁口(33)，以使所述内壳体(1)的第二螺钉孔(14)至第二端(12)之间的部分与所述修形内壳体(2)的第四螺钉孔(24)与第四端(22)之间的部分能够相互错位；
所述内壳体(1)的具有第二螺钉孔(14)的位置处具有相对于内壳体(1)表面凸起的第一盒型结构(15)，所述修形内壳体(2)的具有第四螺钉孔(24)的位置处具有相对于修形内壳体(2)表面凸起的第二盒型结构(25)；
其中，所述外壳体(3)上还设置有螺钉孔及盒型结构，以使得内壳体(1)及修形内壳体(2)能够贴合焊接在外壳体(3)的一个面上。
2.如权利要求1所述的航空发动机用弹性连接组件，其特征在于，所述内壳体(1)的具有第一螺钉孔(13)的位置处具有相对于内壳体(1)表面凸起的第一圆形结构，所述修形内壳体(2)的具有第三螺钉孔(23)的位置处具有相对于修形内壳体(2)表面凸起的第二圆形结构。
3.如权利要求1所述的航空发动机用弹性连接组件，其特征在于，所述内壳体(1)与所述外壳体(3)焊接。
4.如权利要求1所述的航空发动机用弹性连接组件，其特征在于，所述修形内壳体(2)与所述外壳体(3)焊接。
5.如权利要求4所述的航空发动机用弹性连接组件，其特征在于，所述第一盒型结构(15)占所述内壳体(1)宽度的1/2～2/3，以及占所述内壳体(1)长度的1/3～1/2。
6.如权利要求1所述的航空发动机用弹性连接组件，其特征在于，所述第二盒型结构(25)占所述修形内壳体(2)宽度的1/2～2/3，以及占所述修形内壳体(2)长度的1/3～1/2。
7.如权利要求1所述的航空发动机用弹性连接组件，其特征在于，所述内壳体(1)的第二端(12)在机尾罩(6)的内部搭接至机尾罩(6)的末端筒体上。
8.如权利要求1所述的航空发动机用弹性连接组件，其特征在于，所述修形内壳体(2)的第四端(22)在机尾罩(6)的内部搭接至机尾罩(6)的末端筒体上。
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