CN114017202A - 一种喷管复材中心锥连接结构 - Google Patents

一种喷管复材中心锥连接结构 Download PDF

Info

Publication number
CN114017202A
CN114017202A CN202111341283.2A CN202111341283A CN114017202A CN 114017202 A CN114017202 A CN 114017202A CN 202111341283 A CN202111341283 A CN 202111341283A CN 114017202 A CN114017202 A CN 114017202A
Authority
CN
China
Prior art keywords
composite material
cone
mounting edge
plate
composite
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202111341283.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN114017202B (zh
Inventor
宋经远
金文栋
孙轶
丛明辉
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Shenyang Engine Research Institute
Original Assignee
AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AECC Shenyang Engine Research Institute filed Critical AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority to CN202111341283.2A priority Critical patent/CN114017202B/zh
Publication of CN114017202A publication Critical patent/CN114017202A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN114017202B publication Critical patent/CN114017202B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02KJET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78Other construction of jet pipes
    • F02K1/80Couplings or connections

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)

Abstract

本申请属于航空发动机喷管领域,特别涉及一种喷管复材中心锥连接结构。包括:安装边(1)、支撑板(3)、压紧片(2)以及加强板(4)。所述安装边(1)为扇形,其上开设有多个安装孔;所述支撑板(3)的一侧安装在所述安装边(1)的外侧圆弧段上;所述压紧片(2)安装在所述支撑板(3)的另一侧,且所述压紧片(2)向与所述安装边(1)相反的方向扩展;所述加强板(4)分别设置在由所述安装边(1)、支撑板(3)以及所述压紧片(2)构成的组件的两端。本申请的喷管复材中心锥连接结构,不需要在复材中心锥安装边开孔,避免因开孔导致复材中心锥强度降低,避免因强度降低而可能导致的复材中心锥裂开问题。

Description

一种喷管复材中心锥连接结构
技术领域
本申请属于航空发动机喷管领域,特别涉及一种喷管复材中心锥连接结构。
背景技术
复材中心锥在喷管内部,前端固定在后承力机匣上,后端悬空,与喷管外壁共同组成喷管流道。在工作过程中承受高温高压燃气冲刷,需要其具有较高的耐温、耐压能力。某些复合材料具有耐高温的能力,可以在高温下保持较高的强度,同时其热膨胀系数较小。目前一些耐高温复合材料被应用于航空发动机喷管中心锥上,一端与金属材料的后承力机匣通过法兰边连接。在工作状态下,由于环境温度较高,后机匣与中心锥均存在径向热膨胀现象。但由于后承力为金属材料,中心锥为复合材料,二者的膨胀系数不同,金属材料膨胀系数大,复合材料膨胀系数小,引起后承力机匣金属法兰边径向变形大,复材中心锥法兰边径向变形小。这就导致想连接的二者径向变形量不匹配,一般情况下会引起复材中心锥法兰边撕裂,导致复材中心锥失效。严重时会引起发动机及试车台架损坏。
现有技术中,将复材中心锥法兰孔扩大,在扩大后的法兰孔中装入金属套筒,套筒与法兰孔之间存有较大间隙,在套筒内安装螺栓。在工作状态下,后机匣膨胀带动金属套筒径向移动,因为预留了径向间隙,所以套筒不会与复材中心锥之间形成径向挤压,避免复材中心锥的撕裂。现有的连接方案解决了金属后机匣与复材中心锥热变形不协调的问题,但其主要缺点是在复材中心锥法兰边上增大了螺栓孔直径,某些状态下该直径需要增加1倍,这大大降低了复材中心锥安装边的强度,所能承受的轴向载荷有时无法满足发动机的工作需求。
因此,希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本申请的目的是提供了一种喷管复材中心锥连接结构,以解决现有技术存在的至少一个问题。
本申请的技术方案是:
一种喷管复材中心锥连接结构,包括:
安装边,所述安装边为扇形,其上开设有多个安装孔;
支撑板,所述支撑板的一侧安装在所述安装边的外侧圆弧段上;
压紧片,所述压紧片安装在所述支撑板的另一侧,且所述压紧片向与所述安装边相反的方向扩展;
加强板,所述加强板分别设置在由所述安装边、支撑板以及所述压紧片构成的组件的两端;
在使用时,安装边通过连接组件与后承力机匣连接,压紧片通过静摩擦力将复材中心锥固定;在初始状态下,支撑板与复材中心锥之间预留径向间隙;在工作状态下,所述喷管复材中心锥连接结构和复材中心锥发生受热膨胀,压紧片与复材中心锥之间不再压紧,静摩擦力消失,此时支撑板沿径向膨胀量大于复材中心锥,由支撑板来保持复材中心锥的空间位置。
在本申请的至少一个实施例中,所述安装边的扇面角为89度,在使用时,4个喷管复材中心锥连接结构为一组,同时使用,4个结构之间两两夹角为1度。
在本申请的至少一个实施例中,还包括卡板,所述卡板为三角形突起,设置在由所述安装边、支撑板以及所述压紧片构成的组件的一端,且三角形的两条边分别与所述支撑板以及所述压紧片连接;
所述复材中心锥上设计有与所述卡板对应的三角形凹槽。
在本申请的至少一个实施例中,所述安装边、所述压紧片、所述支撑板、所述加强板以及所述卡板通过焊接连接。
在本申请的至少一个实施例中,所述安装边、所述压紧片、所述支撑板、所述加强板以及所述卡板经过机加后一体化成型。
在本申请的至少一个实施例中,在初始状态下,支撑板与复材中心锥之间预留的径向间隙为0.5mm。
发明至少存在以下有益技术效果:
本申请的喷管复材中心锥连接结构,不需要在复材中心锥安装边开孔,避免因开孔导致复材中心锥强度降低,避免因强度降低而可能导致的复材中心锥裂开问题。
附图说明
图1是本申请一个实施方式的喷管复材中心锥连接结构示意图;
图2是本申请另一个实施方式的喷管复材中心锥连接结构示意图;
图3是本申请另一个实施方式的喷管复材中心锥连接结构装配示意图;
图4是本申请一个实施方式的喷管复材中心锥连接结构装配剖视图。
其中:
1-安装边;2-压紧片;3-支撑板;4-加强板;5-卡板;6-复材中心锥。
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例中的附图,对本申请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申请一部分实施例,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,旨在用于解释本申请,而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例,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,都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
在本申请的描述中,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申请和简化描述,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申请保护范围的限制。
下面结合附图1至图4对本申请做进一步详细说明。
本申请提供了一种喷管复材中心锥连接结构,包括:安装边1、支撑板3、压紧片2以及加强板4。
具体的,如图1所示,安装边1为扇形,其上开设有多个安装孔;支撑板3的一侧安装在安装边1的外侧圆弧段上;压紧片2安装在支撑板3的另一侧,且压紧片2向与安装边1相反的方向扩展;加强板4分别设置在由安装边1、支撑板3以及压紧片2构成的组件的两端。
本申请的喷管复材中心锥连接结构,在使用时,安装边1通过连接组件与后承力机匣连接,压紧片2通过静摩擦力将复材中心锥6固定;在初始状态下,支撑板3与复材中心锥6之间预留径向间隙;在工作状态下,喷管复材中心锥连接结构和复材中心锥6发生受热膨胀,压紧片2与复材中心锥6之间不再压紧,静摩擦力消失,此时支撑板3沿径向膨胀量大于复材中心锥6,由支撑板3来保持复材中心锥6的空间位置。
在本申请的优选实施例中,如图3所示,安装边1的扇面角为89度,在使用时,4个喷管复材中心锥连接结构为一组,同时使用,4个结构之间两两夹角为1度,避免扇形面热变形导致的互相挤压问题,也有利于装配。
在本申请的优选实施例中,如图2所示,还包括卡板5,卡板5为三角形突起,设置在由安装边1、支撑板3以及压紧片2构成的组件的一端,且三角形的两条边分别与支撑板3以及压紧片2连接;复材中心锥6上设计有与卡板5对应的三角形凹槽。卡板5与复材中心锥6上三角形凹槽,二者插接配合,其作用是形成插接结构,防止在冷态或较低温度下复材中心锥6轴向转动。
本申请的喷管复材中心锥连接结构,采用高温合金材料。安装边1、压紧片2、支撑板3、加强板4以及卡板5通过焊接连接。也可以是锻件经过机加后一体化成型。
在本申请的优选实施例中,在初始状态下,支撑板3与复材中心锥6之间预留的径向间隙为0.5mm。
本申请的喷管复材中心锥连接结构,能够解决金属后机匣与复材中心锥6径向热变形不协调的问题,该连接结构不需要在复材中心锥6的安装边上打孔,解决了现有方案中复材中心锥6安装边开孔后强度降低的问题。
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 (6)

1.一种喷管复材中心锥连接结构,其特征在于,包括:
安装边(1),所述安装边(1)为扇形,其上开设有多个安装孔;
支撑板(3),所述支撑板(3)的一侧安装在所述安装边(1)的外侧圆弧段上;
压紧片(2),所述压紧片(2)安装在所述支撑板(3)的另一侧,且所述压紧片(2)向与所述安装边(1)相反的方向扩展;
加强板(4),所述加强板(4)分别设置在由所述安装边(1)、支撑板(3)以及所述压紧片(2)构成的组件的两端;
在使用时,安装边(1)通过连接组件与后承力机匣连接,压紧片(2)通过静摩擦力将复材中心锥(6)固定;在初始状态下,支撑板(3)与复材中心锥(6)之间预留径向间隙;在工作状态下,所述喷管复材中心锥连接结构和复材中心锥(6)发生受热膨胀,压紧片(2)与复材中心锥(6)之间不再压紧,静摩擦力消失,此时支撑板(3)沿径向膨胀量大于复材中心锥(6),由支撑板(3)来保持复材中心锥(6)的空间位置。
2.根据权利要求1所述的喷管复材中心锥连接结构,其特征在于,所述安装边(1)的扇面角为89度,在使用时,4个喷管复材中心锥连接结构为一组,同时使用,4个结构之间两两夹角为1度。
3.根据权利要求2所述的喷管复材中心锥连接结构,其特征在于,还包括卡板(5),所述卡板(5)为三角形突起,设置在由所述安装边(1)、支撑板(3)以及所述压紧片(2)构成的组件的一端,且三角形的两条边分别与所述支撑板(3)以及所述压紧片(2)连接;
所述复材中心锥(6)上设计有与所述卡板(5)对应的三角形凹槽。
4.根据权利要求3所述的喷管复材中心锥连接结构,其特征在于,所述安装边(1)、所述压紧片(2)、所述支撑板(3)、所述加强板(4)以及所述卡板(5)通过焊接连接。
5.根据权利要求3所述的喷管复材中心锥连接结构,其特征在于,所述安装边(1)、所述压紧片(2)、所述支撑板(3)、所述加强板(4)以及所述卡板(5)经过机加后一体化成型。
6.根据权利要求1所述的喷管复材中心锥连接结构,其特征在于,在初始状态下,支撑板(3)与复材中心锥(6)之间预留的径向间隙为0.5mm。
CN202111341283.2A 2021-11-12 2021-11-12 一种喷管复材中心锥连接结构 Active CN114017202B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111341283.2A CN114017202B (zh) 2021-11-12 2021-11-12 一种喷管复材中心锥连接结构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111341283.2A CN114017202B (zh) 2021-11-12 2021-11-12 一种喷管复材中心锥连接结构

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN114017202A true CN114017202A (zh) 2022-02-08
CN114017202B CN114017202B (zh) 2023-04-18

Family

ID=80064063

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111341283.2A Active CN114017202B (zh) 2021-11-12 2021-11-12 一种喷管复材中心锥连接结构

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114017202B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114857142A (zh) * 2022-05-12 2022-08-05 中国航发四川燃气涡轮研究院 异材构件间的连接结构

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20040047726A1 (en) * 2002-09-09 2004-03-11 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic matrix composite component for a gas turbine engine
RU2343298C2 (ru) * 2003-07-11 2009-01-10 Снекма Устройство для пассивного регулирования теплового расширения удлинительного корпуса турбореактивного двигателя
US20100162725A1 (en) * 2008-12-31 2010-07-01 Zeaton Gregory W P Gas turbine engine device
CN203835531U (zh) * 2013-12-11 2014-09-17 中国燃气涡轮研究院 带翻边的复合材料机匣安装边加强环
US20150322890A1 (en) * 2014-05-12 2015-11-12 Rohr, Inc. Center Body Attachment System
US20160107757A1 (en) * 2014-10-16 2016-04-21 Rohr, Inc. Stress-relieving joint between materials with differing coefficients of thermal expansion
US20160131083A1 (en) * 2014-11-07 2016-05-12 Rohr, Inc. Exhaust nozzle center body attachment
CN106762219A (zh) * 2017-01-23 2017-05-31 中国航发沈阳发动机研究所 一种新式二元塞式喷管
CN209458041U (zh) * 2019-01-31 2019-10-01 中国航发商用航空发动机有限责任公司 连接结构以及尾喷组件
CN112282963A (zh) * 2020-10-28 2021-01-29 上海尚实能源科技有限公司 一种燃气涡轮发动机尾椎连接件
CN112678193A (zh) * 2020-12-30 2021-04-20 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机拉杆周向调节机构
FR3115830A1 (fr) * 2020-11-05 2022-05-06 Safran Nacelles Ensemble pour une turbomachine

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20040047726A1 (en) * 2002-09-09 2004-03-11 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic matrix composite component for a gas turbine engine
RU2343298C2 (ru) * 2003-07-11 2009-01-10 Снекма Устройство для пассивного регулирования теплового расширения удлинительного корпуса турбореактивного двигателя
US20100162725A1 (en) * 2008-12-31 2010-07-01 Zeaton Gregory W P Gas turbine engine device
CN203835531U (zh) * 2013-12-11 2014-09-17 中国燃气涡轮研究院 带翻边的复合材料机匣安装边加强环
US20150322890A1 (en) * 2014-05-12 2015-11-12 Rohr, Inc. Center Body Attachment System
US20160107757A1 (en) * 2014-10-16 2016-04-21 Rohr, Inc. Stress-relieving joint between materials with differing coefficients of thermal expansion
US20160131083A1 (en) * 2014-11-07 2016-05-12 Rohr, Inc. Exhaust nozzle center body attachment
CN106762219A (zh) * 2017-01-23 2017-05-31 中国航发沈阳发动机研究所 一种新式二元塞式喷管
CN209458041U (zh) * 2019-01-31 2019-10-01 中国航发商用航空发动机有限责任公司 连接结构以及尾喷组件
CN112282963A (zh) * 2020-10-28 2021-01-29 上海尚实能源科技有限公司 一种燃气涡轮发动机尾椎连接件
FR3115830A1 (fr) * 2020-11-05 2022-05-06 Safran Nacelles Ensemble pour une turbomachine
CN112678193A (zh) * 2020-12-30 2021-04-20 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机拉杆周向调节机构

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114857142A (zh) * 2022-05-12 2022-08-05 中国航发四川燃气涡轮研究院 异材构件间的连接结构

Also Published As

Publication number Publication date
CN114017202B (zh) 2023-04-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN114017202B (zh) 一种喷管复材中心锥连接结构
CN201069024Y (zh) 复合垫片
EP0634985B1 (en) Strain isolator assembly
US9617873B2 (en) Turbine exhaust cylinder / turbine exhaust manifold bolted stiffening ribs
US9695713B2 (en) Damping design to reduce vibratory response in the turbine exhaust manifold centerbody
CN114857142B (zh) 异材构件间的连接结构
CN211203218U (zh) 一种700°c超高温法兰
US4611827A (en) Compensator for the compensation of axial movements of pipe conduits
CN111520473B (zh) 一种复合材料飞机油箱口盖密封结构及密封方法
CN208535426U (zh) 一种耐温承力组合框架
CN219282721U (zh) 耐冲击耐磨型膨胀节
US5448829A (en) Hollow titanium blade manufacturing
CN108612950B (zh) 一种耐温承力组合框架
CN205479965U (zh) 一种热力管道补偿器用修补装置
CN219200171U (zh) Pta冷凝器复合瓜片封头
US9840937B2 (en) Turbine exhaust cylinder/ turbine exhaust manifold bolted stiffening ribs
CN221857905U (zh) 一种耐冲击耐磨型膨胀节
CN218717023U (zh) 燃气轮机排气装置及燃气轮机
CN113719355B (zh) 一种通气管和轴承座间的封严结构
CN213657631U (zh) 一种便于安装的双层膨胀节
CN220416440U (zh) 一种热力管道与管道支架的连接结构
CN220668360U (zh) 一种法兰密封装置
CN213535814U (zh) 一种快速安装的涡喷发动机支撑结构
BE496089A (zh)
CN117663197A (zh) 一种燃气轮机环形火焰筒支承结构

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant