CN117382890A - 航空发动机安装架及飞机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航空发动机技术领域，提供一种航空发动机安装架及飞机，包括支架总成，支架总成的一端用于与防火墙连接，支架总成的另一端设置有发动机连接框，发动机连接框套设在发动机上，发动机连接框的内侧面沿周向设置有多个减震装置，减震装置与发动机的外圆周面相连接；本发明通过设置发动机连接框，当发动机受热两端沿轴向变形时，发动机的两端不会对支架总成产生应力造成安装支架变形，并且也不会通过支架总成将应力传递给飞机结构，避免影响飞机飞行的稳定性；通过在发动机连接框的内侧面沿周向设置有多个减震装置，不仅能缓冲发动机的振动，而且当发动机受热沿径向发生变形时，避免直接作用于支架总成，造成安装支架开裂失效。

Description

航空发动机安装架及飞机

技术领域

本发明涉及航空发动机安装技术领域，尤其涉及一种航空发动机安装架及飞机。

背景技术

发动机为飞机的核心部件，良好的安装不仅能保证飞机的性能，而且还能避免安全隐患，目前，发动机安装支架容易伴随着发动机的运作会产生振动，尤其是当发动机的振动频率与飞机构件的自振频率耦合而共振时，会影响飞机的稳定飞行，可能会导致发生事故。

此外，当发动机受热变形时，安装支架还应允许发动机进行自由膨胀，不会对飞机结构产生应力，现有技术中，一些安装支架采用了热变形补偿装置，该结构不仅增加发动机安装支架的总重量，对发动机的连接稳定性和刚度产生影响，还会增加成本。

发明内容

本发明提供一种航空发动机安装架及飞机，用以解决现有技术中发动机振动及热膨胀影响飞机稳定性的缺陷。

本发明提供一种航空发动机安装架，包括支架总成，所述支架总成的一端用于与防火墙连接，所述支架总成的另一端设置有发动机连接框，所述发动机连接框套设在发动机上，所述发动机连接框的内侧面沿周向设置有多个减震装置，所述减震装置与发动机的外圆周面相连接。

根据本发明提供的航空发动机安装架，所述支架总成至少包括第一连接架和第二连接架，所述第一连接架与所述第二连接架可拆卸连接；所述第一连接架的第一端设置有第一连接件，所述第二连接架的第二端设置有第二连接件，所述第二连接件与所述第一连接件首尾连接，以形成封闭式的发动机连接框。

根据本发明提供的航空发动机安装架，所述第一连接架的第二端设置有多个固定座，每个固定座与所述第一连接件之间通过第一支腿连接，所述固定座与所述防火墙通过第一连接组件相连接。

根据本发明提供的航空发动机安装架，所述第二连接架的第二端设置多个固定块，每个所述固定块与所述第二连接件之间通过第二支腿连接，所述固定块与所述固定座通过第二连接组件相连接。

根据本发明提供的航空发动机安装架，所述第一连接组件包括第一螺栓，所述第一螺栓沿第一方向贯通所述固定座和所述防火墙，将所述固定座与所述防火墙相连接，所述第二连接组件包括第二螺栓，所述第二螺栓沿第二方向贯通所述固定块与所述固定座，将所述固定块与所述固定座相连接，所述第二方向与所述第一方向具有夹角。

根据本发明提供的航空发动机安装架，所述支架总成的外侧沿周向设置有多个整流罩安装结构。

根据本发明提供的航空发动机安装架，相邻两个所述第一支腿之间设置有散热器安装架，用于安装散热器。

根据本发明提供的航空发动机安装架，所述第一连接架的第一端还设置有进气道安装支架。

根据本发明提供的航空发动机安装架，所述第一连接架的第一端还设置有起落架安装支架。

第二方面，本发明还提供了一种飞机，包括防火墙以及如第一方面所描述的航空发动机安装架。

本发明提供的航空发动机安装架，通过在支架总成的一端设置发动机连接框，发动机连接框套设在发动机上，实现支架总成与发动机外圆周面连接，通过采用此连接方式，当发动机受热两端沿轴向变形时，发动机的两端不会对支架总成产生应力造成安装支架变形，并且也不会通过支架总成将应力传递给飞机结构，避免影响飞机飞行的稳定性；通过在发动机连接框的内侧面沿周向设置有多个减震装置，支架总成通过多个减震装置与发动机的外圆周面相连接，不仅能缓冲发动机的振动避免将振动传递给支架总成，而且通过将减震装置的安装点设置在同一截面，当发动机受热沿径向发生变形时，会将应力均匀作用于多个减震装置上使其发生形变，从而避免了直接作用于支架总成，造成安装支架开裂失效。

本发明还提供了一种飞机，包括防火墙和上述的航空发动机安装架。该有益效果的推导过程与上述航空发动机安装架所带来的有益效果的推导过程大体类似，此处不再赘述。

附图说明

为了更清楚地说明本发明或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明实施例提供的航空发动机安装架的结构示意图；

图2是本发明实施例提供的航空发动机安装架的爆炸图；

图3是本发明实施例提供的防火墙、第一连接架与第二连接架的装配示意图；

图4是本发明实施例提供的U形架与散热器连接的剖视图。

附图标记：

1、支架总成；11、第一连接架；111、固定座；12、第二连接架；121、固定块；13、进气道安装支架；14、进气道；15、发动机；

2、发动机连接框；21、第一连接件；22、第二连接件；23、安装座；

3、减震装置；

4、第一连接组件；41、第一螺栓；42、锁紧螺母；43、垫片；44、套筒；

5、第二连接组件；51、第二螺栓；52、固定塞；

6、散热器；61、U形架；62、连接片；

7、连接板；8、耳座；9、连接臂；10、防火墙。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明中的附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。

下面结合图1至图4描述本发明的实施例中提供的一种航空发动机安装架及飞机。

本实施例提供的一种航空发动机安装架，包括支架总成1，支架总成1的一端用于与防火墙10连接，支架总成1的另一端设置有发动机连接框2，发动机连接框2套设在发动机15上，发动机连接框2的内侧面沿周向设置有多个减震装置3，多个减震装置3均与发动机15的外圆周面相连接。

通过上述方案可知，与现有技术相比，本发明的航空发动机安装架，通过在支架总成1的一端设置发动机连接框2，发动机连接框2套设在发动机15上，实现支架总成1与发动机15外圆周面连接，通过采用此连接方式，当发动机15受热两端沿轴向变形时，发动机15的两端不会对支架总成1产生应力造成安装支架变形，并且也不会通过支架总成1将应力传递给飞机结构，避免影响飞机飞行的稳定性；通过在发动机连接框2的内侧面沿周向设置有多个减震装置3，支架总成1通过多个减震装置3与发动机15的外圆周面相连接，不仅能缓冲发动机15的振动避免将振动传递给支架总成1，而且通过将减震装置3的安装点设置在同一截面，当发动机15受热沿径向发生变形时，会将应力均匀作用于多个减震装置3上使其发生形变，从而避免了直接作用于支架总成1，造成安装支架开裂失效。

可选地，上述减震装置3为减振器，本实施例中，发动机连接框2的内侧面间隔设置多个安装块或安装座23，将减振器安装在安装块或安装座23上。

进一步地，支架总成1至少包括第一连接架11和第二连接架12，第一连接架11与第二连接架12可拆卸连接，第一连接架11的第一端设置有第一连接件21，第二连接架12的第二端设置有第二连接件22，第二连接件22与第一连接件21首尾连接以形成闭合的发动机连接框2。如图1和图2所示，第一连接架11位于第二连接架12的下方，第一连接架11远离防火墙10的一端设置有第一连接件21，第二连接架12远离防火墙10的一端设置有第二连接件22，第一连接件21与第二连接件22可以是均为弧形，二者连接围成圆形的发动机连接框2。

如此设置，通过将支架总成1设置为可拆分结构，并且由多个连接架的端部结构相连接形成该发动机连接框2，从而，支架总成1在能解决上述的发动机15振动、变形问题之外，还实现了便于维护的效果，当更换发动机15时，通过拆除部分连接架而不需要将航空发动机安装架整体拆除，就能解除发动机连接框2整体对发动机15的限制，之后再将发动机15从剩余连接架上拆出，完成发动机15的更换，维护时间短，效率高，从而在更换检修发动机15时能更好的保护发动机15。

当然，此处仅为举例说明，并不用于对保护范围进行限定，第一连接件21与第二连接件22还可以是其它形状，二者连接围成除圆形之外规则的或不规则的封闭式框架结构，例如，可以是矩形、椭圆形等形状的发动机连接框2，且只要是能沿周向将多个减震装置3与发动机15的外圆周面连接即可。

在一个实施例中，第一连接件21与第二连接件22的首尾通过螺栓连接，例如，第一连接件21的两端设置有一对耳板，耳板开设连接孔，一对耳板之间形成容纳槽，第二连接件22的两端也设置连接孔，通过将第二连接件22的两端插入容纳槽中，然后通过螺栓将第一连接件21与第二连接件22端部连接。

本实施例中，第一连接架11的第二端设置有多个固定座111，每个固定座111与第二连接件22之间通过第一支腿连接，第一支腿为金属杆或空心金属管，如钢管、铁管、铁杆等，固定座111与防火墙10通过第一连接组件4相连接。如图1和图2所示，第一连接架11设置有四个固定座111，四个固定座111在防火墙10上的安装点位形成矩形结构，以提高支架总成1与防火墙10的连接可靠性和稳定性，每个固定座111连接的第一支腿的数量至少为一个，并且，相邻两个第一支腿具有夹角以形成三角形结构，提高连接的可靠性；当然，第一连接架11还可以是设置三个固定座111，在防火墙10上的安装点位形成三角形结构，也具有很好的稳定性。

进一步地，第二连接架12的第二端与第一连接架11的第二端通过第二连接组件5相连接，也就是说，第二连接架12的第二端仅与第一连接架11连接，如此设置，在将第二连接架12拆除时，不会影响支架总成1整体与防火墙10的连接可靠性，通过第一连接架11与防火墙10连接来保证支架总成1的稳定性，在此基础上，有利于实现第二连接架12的拆装。

如图1和图2所示，第二连接架12位于第一连接架11的上方，第二连接架12与第一连接架11上方的两个固定座111连接，第二连接架12的第二端设置两个带孔的固定块121，每个固定块121与第二连接件22之间通过第二支腿连接，第二支腿与第一支腿材质结构相同，并且每个固定块121连接的第二支腿数量至少为一个，并且，相邻两个第二支腿具有夹角以形成三角形结构，提高连接的可靠性，通过将固定块121安装在固定座111上，实现第二连接架12的第二端与第一连接架11的第二端的连接。

在一个具体地实施例中，第一连接组件4包括第一螺栓41，第一螺栓41沿第一方向贯通固定座111和防火墙10，将固定座111与防火墙10相连接，第二连接组件5包括第二螺栓51，第二螺栓51沿第二方向贯通第二连接架的第二端与固定座111，将第二连接架的固定块121与固定座111相连接，第二方向与第一方向具有夹角，优选地，第二方向与第一方向垂直，在利用第一螺栓41将固定座111与防护墙连接后，一方面，能通过第二螺栓51将固定块121与固定座111连接，另一方面，第二螺栓51对第一螺栓41起到限位作用，防止第一螺栓41沿轴向移动，保证连接的稳定性。

如图1和图2所示，进一步地，固定座111上设置有套筒44，第一连接组件4还包括自锁螺母和垫片43，固定座111中的螺纹孔与套筒44对应，使用时，将第一螺栓41装入套筒44内，然后第一螺栓41穿过固定座111与防火墙10，在防火墙10的另一侧通过垫片43和锁紧螺母42与第一螺栓41连接，完成固定座111与防火墙10的连接；第二连接组件5还包括固定塞52和垫片43，在套筒44的外侧沿其径向开设装配孔，第二螺栓51沿套筒44的径向与装配孔配合，将固定块121与套筒44连接，固定塞52位于套筒44中，设置在第一螺栓41与第二螺栓51之间，通过固定塞52同时作用于第一螺栓41和第二螺栓51，防止第一螺栓41和第二螺栓51松动，保证第一连接架11与第二连接架12连接的稳定性。

参照图2，进一步地，在第一支架中设置有散热器安装架，用于安装散热器6，例如，散热器安装架设置在相邻两个第一支腿之间，分别从散热器6的两端对其固定；在一个实施例中，散热器安装架包括U形架61和连接片62，连接片62固定设置在一个第一支腿上，可用于与散热器6的端面和侧面连接，通过螺栓或螺钉将连接片62与散热器6表面固定连接；U形架61设置在另一个第一支腿上，用于从散热器6的端部对其夹持固定，图4所示，还可通过采用螺钉至少从U形架61的两个侧面，将U形架61与散热器6固定连接。

如此设置，减小了散热器支架的大小和重量，并合理利用支架总成1的安装空间，避免额外增加散热器支架，产生重量增加及不好固定问题，且散热器6可布置在靠近发动机15的润滑油进出口处，减少管路长度，从而减少流阻。

如图2所示，相邻两个第一支腿之间连接有支撑杆，支撑杆对应U形架61的一端折弯后与U形架61连接，通过支撑杆既能从底部支撑散热器6，又能提高散热器6安装的稳定性；靠近U形架61的第一支腿上还可设置有固定杆，通过固定杆与支撑杆同时连接U形架61，对U形架61进行固定，提高散热器6安装的可靠性。

本实施例中，支架总成1的外侧沿周向设置有多个整流罩安装结构。例如，整流罩安装结构为设置在第一支腿和第二支腿上的连接板7，如图2所示，连接板7上设有螺纹连接孔，多个连接板7在支架总成1的外侧沿周向分布，如此设置，减小了整流罩安装结构的体积和重量，通过集成式设计，将多个连接板7分布在支腿上，还可以增加航空发动机安装架的强度。

进一步地，第一连接架11的第一端还设置有起落架安装支架，如此设置，可以让前起落架靠前布置，有效的防止螺旋桨触地。

如图1所示，将起落架安装支架安装在靠近发动机连接框2的位置，在第一连接架11下方的两个相邻第一支腿上分别设置有耳座8，起落架的两个连接臂9分别插入耳座8的安装槽中，耳座8两侧与连接臂9对应设置通孔，然后再将螺栓依次穿入通孔后将连接臂9与耳座8连接。

本实施例中，第一连接架11的第一端还设置有进气道安装支架13。

例如，将进气道安装支架13设置在第一连接件21的外侧，如图1所示，第一连接件21的外侧通过螺栓连接有进气道安装支架13，进气道安装支架13连接有进气道14。

本发明实施例还提供了一种飞机，包括防火墙10以及上述的航空发动机安装架。

如此设置，采用上述的航空发动机安装架，当发动机15振动或受热变形时，不会对支架总成1和飞机结构传递应力，保证结构的稳定性和飞机飞行的平稳性；该安装架通过设置为可拆分连接结构，无需将安装架整体拆除就能完成第二连接架12连同发动机15的安装和拆卸，使发动机15安装、拆卸方便，更换维修发动机15时间短。该安装架中的第一支腿与第二支腿均形成三角形连接结构，结构稳定，受力可靠，这样在飞机飞行包线范围内的任何允许过载以及可能的着陆撞振情况下,都能很好的支撑由发动机重量、推(拉)力、发动机或螺旋桨的陀螺力矩与反作用力矩而引起的载荷。

并且，该安装架中的第一支腿与第二支腿的间隔空间较大，可以通过该空间留出经常检查和调整的部位，使维护时易于接近需要经常检查和调整的部位，实施维护。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种航空发动机安装架，其特征在于，包括支架总成(1)，所述支架总成(1)的一端用于与防火墙(10)连接，所述支架总成(1)的另一端设置有发动机连接框(2)，所述发动机连接框(2)套设在发动机(15)上，所述发动机连接框(2)的内侧面沿周向设置有多个减震装置(3)，多个所述减震装置(3)均与所述发动机(15)的外圆周面相连接。

2.根据权利要求1所述的航空发动机安装架，其特征在于，所述支架总成(1)至少包括第一连接架(11)和第二连接架(12)，所述第一连接架(11)与所述第二连接架(12)可拆卸连接，所述第一连接架(11)的第一端设置有第一连接件(21)，所述第二连接架(12)的第二端设置有第二连接件(22)，所述第二连接件(22)与所述第一连接件(21)首尾连接以形成闭合的发动机连接框(2)。

3.根据权利要求2所述的航空发动机安装架，其特征在于，所述第一连接架(11)的第二端设置有多个固定座(111)，每个所述固定座(111)与所述第一连接件(21)之间通过第一支腿连接，所述固定座(111)与所述防火墙(10)通过第一连接组件(4)相连接。

4.根据权利要求3所述的航空发动机安装架，其特征在于，所述第二连接架(12)的第二端设置多个固定块(121)，每个所述固定块(121)与所述第二连接件(22)之间通过第二支腿连接，所述固定块(121)与所述固定座(111)通过第二连接组件(5)相连接。

5.根据权利要求4所述的航空发动机安装架，其特征在于，所述第一连接组件(4)包括第一螺栓(41)，所述第一螺栓(41)沿第一方向贯通所述固定座(111)和所述防火墙(10)，将所述固定座(111)与所述防火墙(10)相连接；所述第二连接组件(5)包括第二螺栓(51)，所述第二螺栓(51)沿第二方向贯通所述固定块(121)与所述固定座(111)，将所述固定块(121)与所述固定座(111)相连接，所述第二方向与所述第一方向具有夹角。

6.根据权利要求1所述的航空发动机安装架，其特征在于，所述支架总成(1)的外侧沿周向设置有多个整流罩安装结构。

7.根据权利要求3-5任一项所述的航空发动机安装架，其特征在于，相邻两个所述第一支腿之间设置有散热器安装架，用于安装散热器。

8.根据权利要求3-5任一项所述的航空发动机安装架，其特征在于，所述第一连接架(11)的第一端还设置有进气道安装支架(13)。

9.根据权利要求3-5任一项所述的航空发动机安装架，其特征在于，所述第一连接架(11)的第一端还设置有起落架安装支架。

10.一种飞机，其特征在于，包括防火墙以及如权利要求1-9任一项所述的航空发动机安装架。