CN117307584A - 一种航空发动机燃烧室前支撑螺栓紧固结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机燃烧室前支撑螺栓紧固结构，包括螺栓、定位套、锁母，在定位套上设有用于防止锁母在套设在圆筒底端后发生转动的上防转组件以及下防转组件；锁母在逐渐套设在定位套底端过程中，下防转组件的执行部被顶起；在燃烧室机匣与前支撑对接时，燃烧室机匣下压上防转组件，使上防转组件的执行部下压；通过上防转组件、下防转组件来防止锁母转动，在燃烧室机匣与前支撑对接后，将螺栓从燃烧室机匣侧插入与定位套、锁母螺栓连接，实现对前支撑的紧固即可。本发明能够适用于狭小密闭空间的紧固连接，且锁母与定位套间采用非螺纹连接，能够避免对锁母和定位套造成损坏，可实现无损拆卸。

Description

一种航空发动机燃烧室前支撑螺栓紧固结构

技术领域

本发明涉及一种航空发动机燃烧室前支撑螺栓紧固结构，属于航空发动机装配技术领域。

背景技术

航空航天产品中存在许多狭小甚至密闭空间，这些部位因空间局限往往导致局部位置扳手等工具无法进入。例如，航空发动机燃烧室火焰筒前支撑帽罩固定结构，从外面安装螺栓，但是无法从内部拧紧螺母，因而无法安装普通的螺栓螺母紧固件。取而代之的是采用焊接或铆接托板螺母等方式将螺母提前固定在待装配零件上，最终通过装配后拧紧螺栓实现装配件的紧固连接。这种焊接或铆接托板螺母在拆装更换时，需要采用机械暴力方式打掉原有焊缝或铆钉，拆换不便，且每次拆换必然会给零件本体带来较大的损伤。另外一种方法就是采用自锁螺母的方式实现紧固，但是自锁螺母每次拆装后均会因变形而降低或失去自锁力矩导致螺母失效。

为解决上述问题，现有技术中提出了一种方案，通过螺母与螺套螺纹连接，螺栓再与螺母螺纹连接，并控制螺栓与螺母的拧紧力矩小于锁母与螺套的拧紧力矩，且螺套的第一反牙螺纹的螺距大于螺栓的第一螺纹的螺距，在螺栓松动的一瞬间，螺母受螺套的第一反牙螺纹而锁死，螺栓会先松动以实现顺利拆卸螺栓的目的。

即在拆卸螺栓时，上述紧固结构中螺母的第二反牙螺纹与螺套的第一反牙螺纹间发生相互作用而使得螺母被锁死，但该种方式容易造成螺母第二反牙螺纹以及螺套第一反牙螺纹的毁坏。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航空发动机燃烧室前支撑螺栓紧固结构，该结构能够适用于狭小密闭空间的紧固连接，且锁母与定位套间采用非螺纹连接，能够避免对锁母和定位套造成损坏，可实现无损拆卸。

本发明所采用的技术方案为：

一种航空发动机燃烧室前支撑螺栓紧固结构，包括螺栓、定位套、锁母；

所述定位套包括圆筒以及固定设置在圆筒顶端的方形槽，在前支撑上开设有与所述方形槽配对的沉头孔以及供所述圆筒穿插过的螺孔；

在所述圆筒的底端两侧壁上对应开设有相连通的竖槽和横槽；并在位于横槽下方的圆筒筒壁上开设有槽口，所述槽口上下方分别开设有与横槽、圆筒底端贯通的插孔；在圆筒侧壁上还竖直开设有与对应侧插孔相应的两通孔；且插孔、通孔均位于横槽尾端前侧；

在所述锁母内对应设置有两可插入且能够沿对应侧竖槽、横槽滑动的导向柱，通过所述导向柱将锁母套设在圆筒底端并与圆筒实现连接；在锁母套设在圆筒底端后，导向柱侧壁与横槽尾端侧壁抵接；

在位于导向柱下方的锁母内壁上还对应设置有两导向块，所述导向块的顶面形成有沿横槽头端至尾端方向坡面逐渐向下的导向坡；

所述定位套还包括用于防止锁母在套设在圆筒底端后发生转动的上防转组件以及下防转组件；上防转组件安装在方形槽与圆筒内且执行部可相对通孔升降，下防转组件安装在槽口内且执行部可相对插孔升降；

锁母在导向柱作用下逐渐套设在圆筒底端过程中，导向块跟随锁母转动，在导向柱侧壁与横槽尾端侧壁趋于抵接时，在导向坡的作用下将下防转组件的执行部沿着插孔向上顶起并伸入横槽内；在燃烧室机匣与前支撑对接时，燃烧室机匣下压上防转组件，使上防转组件的执行部沿通孔插入横槽内；

在燃烧室机匣与前支撑对接后，将螺栓从燃烧室机匣侧插入并穿插过圆筒后伸入至锁母内，转动螺栓使螺栓与锁母螺纹连接实现对前支撑的紧固。

优选地，所述的上防转组件包括两圆头柱，两所述圆头柱对应插入圆筒对应侧的通孔内，并在位于圆筒与圆头柱圆头间的柱体上套设有弹簧一。

优选地，所述的下防转组件包括设置在所述槽口内的升降柱，所述升降柱的两端分别延伸至上下方的插孔内，且升降柱的底端延伸至圆筒下方；在升降柱上设置有与槽口匹配的导向板，并在位于所述导向板上方的升降柱外套设有弹簧二。

优选地，所述的圆筒内也设有与锁母内壁同向的螺纹，所述螺栓与圆筒也螺纹连接。

优选地，所述的锁母的底端呈收缩状态，螺杆的尾端与锁母的底端螺纹连接。

优选地，所述的螺栓的尾端直径小于螺栓位于圆筒内的杆体的直径。

优选地，所述的圆头柱的底端呈球面结构。

优选地，所述的升降柱的两端均呈球面结构。

本发明的有益效果在于：

将锁母与定位套采用非螺纹连接相连，同时，通过将定位套嵌入沉头孔内防止锁母转动，并通过上防转组件以及下防转组件来防止螺母在装配至定位套上后发生转动，以便用螺栓将前支撑与燃烧室机匣紧固，能够满足狭小密闭空间的紧固连接，且可实现无损拆卸。

附图说明

图1为一种航空发动机的结构示意图；

图2为一种航空发动机的燃烧室的结构示意图；

图3为紧固结构的截面图；

图4为定位套俯视图；

图5为导向柱旋进横槽头端时，定位套与锁母处结构示意图；

图6为导向柱旋进横槽尾端后，定位套与锁母处结构示意图。

图中主要附图标记含义如下：

10、风扇；

20、压气机；

30、燃烧室，31、火焰筒，31a、火焰筒头部，32、燃油喷嘴，32a、喷嘴头部，33、燃烧室机匣，33a、机匣安装座，34、扩压器，35、前支撑，35a、前支撑凸台，35b、沉头孔；

40、涡轮；

50、螺栓；

60、定位套，61、圆筒，62、方形槽，63、竖槽，64、横槽，65、槽口，66、插孔，67、升降柱，68、导向板，69、弹簧二，610、通孔，611、圆头柱，612、弹簧一；

70、锁母，71、导向柱，72、导向块，73、导向坡。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明做具体的介绍。

参考图1所示，航空发动机由压气机20、燃烧室30及涡轮40等部件组成，压气机20压缩空气经燃烧室30燃烧后对涡轮40做功，将燃油的化学能转化为涡轮40的机械能，涡轮40排除燃气和带动风扇10产生推力。

图2是一种航空发动机的燃烧室的结构示意图。参考图2所示，燃烧室30主要由火焰筒31、燃油喷嘴32和燃烧室机匣33、扩压器34等组成，压气机20压缩气流通过扩压器34减速扩压后进入火焰筒31与燃油喷嘴32喷出的燃油混合后燃烧。燃油喷嘴32安装于燃烧室机匣33上，并将喷嘴头部32a伸入火焰筒头部31a喷射燃油。整个火焰筒31依赖于前支撑35安装连接至燃烧室机匣33上，而燃烧室30内部为封闭环腔，空间狭小，火焰筒31与前支撑35连接，推进燃烧室机匣33后便无法在燃烧室机匣33内进行螺母等紧固件的拧紧操作。

本实施例提供了一种航空发动机燃烧室前支撑螺栓紧固结构，能够满足狭小密闭空间的紧固连接，参见图3所示，包括螺栓50、定位套60、锁母70；如图4所示，定位套60包括圆筒61以及固定设置在圆筒61顶端的方形槽62，在前支撑凸台35a上开设有与方形槽62配对的沉头孔35b以及供圆筒61穿插过的螺孔，定位套60通过方形槽62卡在前支撑凸台35a沉头孔35b内而无法发生相对转动。

圆筒61在插入前支撑凸台35a的螺孔内后，底端延伸至前支撑凸台35a下方，在位于前支撑凸台35a下方的圆筒61底端两侧壁上对应开设有相连通的竖槽63和横槽64；并在位于横槽64下方的圆筒61筒壁上开设有槽口65，槽口65上下方分别开设有与横槽64、圆筒61底端贯通的插孔66，插孔66位于横槽64尾端前侧；在槽口65内设置有下防转组件，下防转组件包括设置在槽口65内且两端均呈球面结构的升降柱67，升降柱67的两端分别延伸至上下方的插孔66内，且升降柱67的底端延伸至圆筒61下方；在升降柱67上设置有与槽口65匹配的导向板68，并在位于导向板68上方的升降柱67外套设有弹簧二69。

在锁母70内对应设置有两可插入且能够沿对应侧竖槽63、横槽64滑动的导向柱71，通过导向柱71将锁母70套设在圆筒61底端并与圆筒61实现连接；在锁母70套设在圆筒61底端后，导向柱71侧壁与横槽64尾端侧壁抵接；并在位于导向柱71下方的锁母70内壁上还对应设置有两导向块72，导向块72的顶面形成有沿横槽64头端至尾端方向坡面逐渐向下的导向坡73。

上述锁母70结构，使得锁母70在导向柱71的作用下能够逐渐套设在圆筒61底端，且在装配过程中，如图5、6所示，导向块72跟随锁母70转动，在导向柱71侧壁与横槽64尾端侧壁趋于抵接时，在导向坡73的作用下将升降柱67底端被逐渐抬起，使得升降柱67的顶端能够沿着插孔66向上顶起并伸入横槽64内，通过升降柱67对导向柱71进行限位，以防止锁母70转动。

同时，在圆筒61侧壁上还竖直开设有与对应侧插孔66相应的两通孔610，通孔610也均位于横槽64尾端前侧，并位于插孔66的后侧；在方形槽62与圆筒61内还设置有上防转组件，上防转组件包括两底端呈球面结构的圆头柱611，两圆头柱611对应插入圆筒61对应侧的通孔610内，并在位于圆筒61与圆头柱611圆头间的柱体上套设有弹簧一612。如图3、5、6所示，在燃烧室机匣33的机匣安装座33a与前支撑凸台35a对接时，机匣安装座33a下压圆头柱611，使圆头柱611沿通孔610插入横槽64内，配合升降柱67实现对导向柱71的进一步限位，以防止锁母70转动。

螺栓50的尾端直径小于螺栓50位于圆筒61内的杆体的直径，且锁母70的底端呈收缩状态，圆筒61筒体内设有与锁母70内壁同向的螺纹。在燃烧室机匣33的机匣安装座33a与前支撑凸台35a对接后，将螺栓50从燃烧室机匣33的机匣安装座33a侧插入，然后旋动螺杆，使螺杆依次与定位套60、锁母70螺纹连接，实现对前支撑凸台35a与机匣安装座33a的紧固；在需要进行拆卸时，由于上防转组件与下防转组件的作用，锁母70与定位套60仍能够保持装配状态，此时只需要旋动螺栓50将其旋出即可。

以上所述仅是本发明专利的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明专利原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明专利的保护范围。

Claims (8)

1.一种航空发动机燃烧室前支撑螺栓紧固结构，包括螺栓、定位套、锁母；其特征在于：

所述定位套包括圆筒以及固定设置在圆筒顶端的方形槽，在前支撑上开设有与所述方形槽配对的沉头孔以及供所述圆筒穿插过的螺孔；

在所述圆筒的底端两侧壁上对应开设有相连通的竖槽和横槽；并在位于横槽下方的圆筒筒壁上开设有槽口，所述槽口上下方分别开设有与横槽、圆筒底端贯通的插孔；在圆筒侧壁上还竖直开设有与对应侧插孔相应的两通孔；且插孔、通孔均位于横槽尾端前侧；

在所述锁母内对应设置有两可插入且能够沿对应侧竖槽、横槽滑动的导向柱，通过所述导向柱将锁母套设在圆筒底端并与圆筒实现连接；在锁母套设在圆筒底端后，导向柱侧壁与横槽尾端侧壁抵接；

在位于导向柱下方的锁母内壁上还对应设置有两导向块，所述导向块的顶面形成有沿横槽头端至尾端方向坡面逐渐向下的导向坡；

所述定位套还包括用于防止锁母在套设在圆筒底端后发生转动的上防转组件以及下防转组件；上防转组件安装在方形槽与圆筒内且执行部可相对通孔升降，下防转组件安装在槽口内且执行部可相对插孔升降；

锁母在导向柱作用下逐渐套设在圆筒底端过程中，导向块跟随锁母转动，在导向柱侧壁与横槽尾端侧壁趋于抵接时，在导向坡的作用下将下防转组件的执行部沿着插孔向上顶起并伸入横槽内；在燃烧室机匣与前支撑对接时，燃烧室机匣下压上防转组件，使上防转组件的执行部沿通孔插入横槽内；

在燃烧室机匣与前支撑对接后，将螺栓从燃烧室机匣侧插入并穿插过圆筒后伸入至锁母内，转动螺栓使螺栓与锁母螺纹连接实现对前支撑的紧固。

2.根据权利要求1所述的一种航空发动机燃烧室前支撑螺栓紧固结构，其特征在于，所述的上防转组件包括两圆头柱，两所述圆头柱对应插入圆筒对应侧的通孔内，并在位于圆筒与圆头柱圆头间的柱体上套设有弹簧一。

3.根据权利要求1所述的一种航空发动机燃烧室前支撑螺栓紧固结构，其特征在于，所述的下防转组件包括设置在所述槽口内的升降柱，所述升降柱的两端分别延伸至上下方的插孔内，且升降柱的底端延伸至圆筒下方；在升降柱上设置有与槽口匹配的导向板，并在位于所述导向板上方的升降柱外套设有弹簧二。

4.根据权利要求1所述的一种航空发动机燃烧室前支撑螺栓紧固结构，其特征在于，所述的圆筒内也设有与锁母内壁同向的螺纹，所述螺栓与圆筒也螺纹连接。

5.根据权利要求1所述的一种航空发动机燃烧室前支撑螺栓紧固结构，其特征在于，所述的锁母的底端呈收缩状态，螺杆的尾端与锁母的底端螺纹连接。

6.根据权利要求1所述的一种航空发动机燃烧室前支撑螺栓紧固结构，其特征在于，所述的螺栓的尾端直径小于螺栓位于圆筒内的杆体的直径。

7.根据权利要求2所述的一种航空发动机燃烧室前支撑螺栓紧固结构，其特征在于，所述的圆头柱的底端呈球面结构。

8.根据权利要求3所述的一种航空发动机燃烧室前支撑螺栓紧固结构，其特征在于，所述的升降柱的两端均呈球面结构。