CN208291487U - 一种飞机发动机支架结构 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及一种飞机发动机支架结构，其包含两个纵梁和两个横框，两个纵梁具体为左纵梁和右纵梁，两个横框为前横框和后横框；左纵梁、右纵梁为左右对称；前横框通过铆钉和螺栓连接在左纵梁和右纵梁上；后横框通过铆钉和螺栓连接在左纵梁和右纵梁上；左纵梁，右纵梁通过四个双耳接头固定在机身框上。本实用新型的积极效果是：支架主体采用结构钢材料，满足使用环境要求和力学性能要求，能承受各种工况载荷；纵梁和横框连接方式简单，各零件可更换，为装配留有调整余量；一体机加成型更加容易保证各安装点的装配精度；优化框架结构形式，减轻重量。

Description

一种飞机发动机支架结构

技术领域

本实用新型涉及飞机发动机支架技术领域，具体地说，是一种飞机发动机支架结构。

背景技术

飞机发动机布置常见的有机翼、尾翼吊挂安装及机身安装。发动机的推力、惯性力以及作用在发动机连接机构上的气动载荷，通过发动机的支架结构传递到机身上。除要承受发动机的所有载荷外，还要求允许热膨胀载荷，即不致因热膨胀危及发动机的支架结构。因为拆装需求，应使发动机及其附件很容易接触，将发动机组件制成独立单元，以便迅速拆装、搬运及维修，缩短更换发动机的时间。

发动机架一般是一个构架结构，可以由钢管、连接接头组成，钢管之间焊接，钢管节点处采用接头连接于机体上。上述结构对焊接的要求很高，不允许漏焊，大型支架角接焊的部位操作比较困难，可能引起发动机架制造出现较大误差，且圆管节点处由于圆形截面的特殊性，连接处过渡较方型或工形截面复杂。

基于此，做出本申请案。

实用新型内容

本实用新型的目的在于克服现有技术的不足，提供一种飞机发动机支架结构。

本实用新型的目的是通过以下技术方案来实现的：

一种飞机发动机支架结构，其包含两个纵梁和两个横框，两个纵梁具体为左纵梁和右纵梁，两个横框为前横框和后横框；左纵梁、右纵梁为左右对称；

前横框通过铆钉和螺栓连接在左纵梁和右纵梁上；

后横框通过铆钉和螺栓连接在左纵梁和右纵梁上；

左纵梁，右纵梁通过四个双耳接头固定在机身框上。

发动机上设有四个安装点，左右对称，单边两个安装点。前安装点布置在纵梁上，采用双耳连接形式；后安装点设置在横框上，采用销轴连接，安装接头与左、右两个纵梁及横框一体机加成型。

为了适应发动机单元高温工作环境，支架零件均采用30CrMnSiA钢机械加工制成。

进一步的，为了节省材料，降低成本，后安装点接头与后横框可以不一体机加，可用紧固件连接于纵梁上；

进一步的，与机身连接点可以根据传力部件位置变动；

进一步的，纵梁和横框的截面形状可以根据发动机外形和载荷情况变化；

本申请飞机发动机支架结构，主要由左纵梁、右纵梁、前横框、后横框构成。

左、右纵梁截面为工字型，工形截面惯性矩大，抗弯能力强，缘条承拉，腹板承剪，且平面易于连接。纵梁主要承受推力、发动机惯性载荷等。根据机身框连接点位置及发动机安装位置，确定纵梁大致形状，保证不与发动机干涉，并大致留有5mm间隙。纵梁以插耳形式安装在机身框接头上，耳片与纵梁一体机加，保证装配精度，减轻重量。纵梁上布置前安装点，也为插耳形式，耳片同样与纵梁一体机加成型，精度由数控加工保证。为了尽量避免热膨胀引起的干涉，耳片与发动机连接点之间各留2mm间隙。发动机安装点处耳片之间增加加强筋以减小弯曲变形，腹板局部加厚并设置竖直加强筋传递集中载荷。根据载荷分布情况，纵梁腹板去除中间材料，制出方孔，减轻重量，方孔周圈增加立筋，防止腹板失稳。同时大开孔也为发动机提供了维护通道。

横框与纵梁类似，为了增加截面惯性矩，采用工字型截面。横框与纵梁形成盒型，提高整体结构的抗扭性。根据载荷分布情况，在保证满足承载要求前提下，横框中间凹陷，减少材料使用量，减轻重量，并制出减轻孔，孔翻边加强。发动机后安装点布置在后横框上，以角盒型式与后横框一体机加成型。因为后安装点的位置较高为了保证刚度，角盒局部加厚。因为后安装点的位置相对于纵梁平面偏心，发动机对角盒产生弯矩，角盒与横框机加一体成型，弯矩通过框零件自身传递，比紧固件传载要更可靠。前横框与纵梁通过上下缘条连接。后横框因为与角盒做成一体，纵梁端部制成阶梯式放置后横框，角盒侧边与底边与纵梁用螺栓连接。

本实用新型的工作原理是：将工型截面纵梁以插耳方式连接与机身框接头上，承受纵向面内载荷。横框与纵梁铆钉和螺栓连接，承受面外载荷，增加抗扭能力。各连接点均以机加的型式一体成型，纵梁与横框自身也一体机加成型，避免分段式可能产生的误差，保证装配的精确度。

与现有技术相比，本实用新型的积极效果是：

支架主体采用结构钢材料，满足使用环境要求和力学性能要求，能承受各种工况载荷；

纵梁和横框连接方式简单，各零件可更换，为装配留有调整余量；

一体机加成型更加容易保证各安装点的装配精度；

优化框架结构形式，减轻重量。

附图说明

图1为本实用新型的整体结构图；

图2为本实用新型的纵梁结构图；

图3为本实用新型的横框结构图。

图1中的标记为，1为纵梁，2为横框；3为纵梁与机身连接耳片，4为纵梁与发动机连接耳片；5为角盒。

具体实施方式

以下提供本实用新型一种飞机发动机支架结构的具体实施方式。

实施例1

请参见附图1，图2，图3，一种飞机发动机支架结构，其包含两个纵梁1和两个横框2，两个纵梁具体为左纵梁和右纵梁，两个横框为前横框和后横框；左纵梁、右纵梁为左右对称；前横框通过铆钉和螺栓连接在左纵梁和右纵梁上；后横框通过铆钉和螺栓连接在左纵梁和右纵梁上；左纵梁，右纵梁通过四个双耳接头固定在机身框上。

发动机上设有四个安装点，左右对称，单边两个安装点。前安装点布置在纵向构架上，采用双耳连接形式；后安装点设置在横框上，采用销轴连接，安装接头与左、右两个纵梁及横框一体机加成型。

为了适应发动机单元高温工作环境，支架零件均采用30CrMnSiA钢机械加工制成。

进一步的，为了节省材料，降低成本，后安装点接头与后横框可以不一体机加，分别用紧固件连接于纵梁上；

进一步的，与机身连接点可以根据传力部件位置变动；

进一步的，纵梁和横框的截面形状可以根据发动机外形和载荷情况变化；

本申请飞机发动机支架结构，主要由左纵梁、右纵梁、前横框、后横框构成。

左、右纵梁截面为工字型，工形截面惯性矩大，抗弯能力强，缘条承拉，腹板承剪，且平面易于连接。纵梁主要承受推力、发动机惯性载荷等。根据机身框连接点位置及发动机安装位置，确定纵梁大致形状，保证不与发动机干涉，并大致留有5mm间隙。纵梁以插耳形式安装在机身框接头上，纵梁与机身连接耳片3，其耳片与纵梁一体机加，保证装配精度，减轻重量。纵梁上布置前安装点，也为插耳形式，耳片同样与纵梁一体机加成型，精度由数控加工保证。为了尽量避免热膨胀引起的干涉，纵梁与发动机连接耳片4与发动机连接点之间各留2mm间隙。发动机安装点处耳片之间增加加强筋以减小弯曲变形，腹板局部加厚并设置竖直加强筋传递集中载荷。根据载荷分布情况，纵梁腹板去除中间材料，制出方孔，减轻重量，方孔周圈增加立筋，防止腹板失稳。同时大开孔也为发动机提供了维护通道。

横框与纵梁类似，为了增加截面惯性矩，采用工字型截面。横框与纵梁形成盒型，提高整体结构的抗扭性。根据载荷分布情况，在保证满足承载要求前提下，横框中间凹陷，减少材料使用量，减轻重量，并制出减轻孔，孔翻边加强。发动机后安装点布置在后横框上，以角盒型式连接在后横框上。因为后安装点的位置较高为了保证刚度，角盒局部加厚。因为后安装点的位置相对于纵梁平面偏心，发动机对角盒5产生弯矩，角盒与横框机加一体成型，弯矩通过框零件自身传递，比紧固件传载要更可靠。前横框与纵梁通过上下缘条连接。后横框因为与角盒做成一体，纵梁端部制成阶梯式放置后横框，角盒侧边与底边与纵梁用螺栓连接。

具体到本实施例中，缘条连接区宽度为单边20mm，非连接区为单边10mm，缘条及立筋厚度为1mm；腹板厚0.8，局部加厚至1.2mm；耳片厚度为5mm；角盒5的厚度均为1.2mm。

纵梁与横框均为数控加工一体成型，材料采用30CrMnSiA结构钢，加工完成后进行表面防锈处理。

装配时，工装定位机身连接点及发动机连接点，保证发动机在全机的安装位置。纵梁及横框之间装配有误差时可增加垫片补偿。

以上所述仅是本实用新型的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员，在不脱离本实用新型构思的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本实用新型的保护范围内。

Claims (6)

1.一种飞机发动机支架结构，其特征在于，其包含两个纵梁和两个横框，两个纵梁具体为左纵梁和右纵梁，两个横框为前横框和后横框；左纵梁、右纵梁为左右对称；

前横框通过铆钉和螺栓连接在左纵梁和右纵梁上；

后横框通过铆钉和螺栓连接在左纵梁和右纵梁上；

左纵梁，右纵梁通过四个双耳接头固定在机身框上。

2.如权利要求1所述的一种飞机发动机支架结构，其特征在于，左纵梁和右纵梁的截面为工字型。

3.如权利要求1所述的一种飞机发动机支架结构，其特征在于，纵梁上设置前安装点，为插耳形式，耳片与纵梁一体机加成型；发动机安装点处耳片之间增加加强筋以减小弯曲变形，腹板局部加厚并设置竖直加强筋传递集中载荷。

4.如权利要求1所述的一种飞机发动机支架结构，其特征在于，前横框和后横框采用工字型截面。

5.如权利要求1所述的一种飞机发动机支架结构，其特征在于，发动机后安装点布置在后横框上，以角盒型式与后横框一体机加成型。

6.如权利要求1所述的一种飞机发动机支架结构，其特征在于：左纵梁，右纵梁，前横框和后横框均为结构钢材料。