航空发动机连接结构及航空发动机制造技术

本实用新型专利技术公开了一种航空发动机连接结构及航空发动机，涉及航空发动机领域，用以优化现有航空发动机连接结构的性能。该航空发动机连接结构包括反向推力装置、飞机吊挂和连接件；反向推力装置分别通过第一、第二连接部件与连接件连接，第一连接部件与连接件的装配间隙大于第二连接部件与连接件的装配间隙。和/或，连接件分别与飞机吊挂的第一连接结构和第二连接结构连接，第一连接结构与连接件的安装间隙大于第二连接结构与连接件的安装间隙。上述航空发动机连接结构具有第一连接部件和第一连接结构等起到安全保护的部件，在第二连接部件、第二连接结构出现故障时，航空发动机连接结构仍然能够正常工作，保证力的正常传递。

Aero engine connection structure and Aeroengine

The utility model discloses an aero-engine connection structure and an aero-engine, which relates to the field of aero-engine and is used to optimize the performance of the existing aero-engine connection structure. The connecting structure of the aeroengine includes a reverse thrust device, an aircraft suspension and a connecting piece; the reverse thrust device is connected with the connecting piece through the first and second connecting parts respectively, and the assembly gap between the first connecting part and the connecting part is larger than that between the second connecting part and the connecting part. And/or, the connectors are respectively connected with the first and second connecting structures of the aircraft suspension, and the installation clearance between the first connecting structure and the connector is larger than that between the second connecting structure and the connector. The connecting structure of the aero-engine has the first connecting component and the first connecting structure, etc. which play the role of security protection. When the second connecting component and the second connecting structure fail, the connecting structure of the aero-engine can still work normally and ensure the normal transmission of force.

【技术实现步骤摘要】
航空发动机连接结构及航空发动机
本技术涉及航空发动机领域，具体涉及一种航空发动机连接结构及航空发动机。
技术介绍
反向推力装置是大型运输机和大型客机短舱的重要组成部件，其主要功能是通过改变发动机排气流动方向获得反向推力，使飞机高效可靠地减速，显著缩短飞机的着陆滑跑距离，尤其是在潮湿和结冰的跑道上的着陆滑跑距离，降低了飞机对机场的要求，提高了机场的使用效率。反向推力装置还可以应用于飞机的中断起飞，提高飞机工作的可靠性。目前广泛应用在大涵道比涡扇航空发动机上的反向推力装置为C型叶栅式反向推力装置，其由左右两半功能相同、结构类似的两半C型涵构成。各C型涵均设有第一耳片，飞机吊挂对应设有第二耳片，通过螺栓将第一耳片和第二耳片连接。正常工作状态时，反向推力装置的垂向和部分环向载荷通过C型涵上的耳片传递至螺栓，由螺栓最终传递至飞机吊挂的第二耳片。专利技术人发现，现有技术中至少存在下述问题：反向推力装置所有的垂向与部分环向载荷主要由反向推力装置的第一耳片通过螺栓等连接结构传递到飞机吊挂的第二单耳上，反向推力装置的第一耳片与飞机吊挂的第二耳片在长期工作载荷下容易失效，产生疲劳裂纹甚至断裂等破坏形式，严重危及飞机使用的可靠性以及人员安全。
技术实现思路
本技术提出一种航空发动机连接结构及航空发动机，用以优化现有航空发动机连接结构的性能，使其在部分连接部件出现损坏时，仍能保证反向推力装置稳固地连接于飞机吊挂并可靠承载。本技术提供了一种航空发动机连接结构，包括反向推力装置、飞机吊挂和连接件；所述反向推力装置分别通过第一连接部件和第二连接部件与所述连接件连接，第一连接部件与所述连接件的装配间隙大于所述第二连接部件与所述连接件的装配间隙；和/或，所述连接件分别与所述飞机吊挂的第一连接结构和第二连接结构连接，所述第一连接结构与所述连接件的安装间隙大于所述第二连接结构与所述连接件的安装间隙。在可选或优选的实施例中，所述连接件包括嵌套的内部部件和外部部件，所述内部部件和所述外部部件间隙配合，所述第一连接部件、所述第二连接部件、所述第一连接结构和所述第二连接结构均安装于所述外部部件。在可选或优选的实施例中，所述内部部件包括螺栓；和/或，所述外部部件包括轴套。在可选或优选的实施例中，所述螺栓的一端设有螺母，所述螺母与所述轴套的端面之间夹设有垫片，所述垫片与相邻的所述第一连接部件之间有空隙。在可选或优选的实施例中，所述连接件与所述第一连接结构的连接位置位于所述第一连接部件与所述连接件的连接位置以及所述第二连接部件与所述连接件的连接位置之间；和/或，所述连接件与所述第二连接结构的连接位置位于所述第一连接部件与所述连接件的连接位置以及所述第二连接部件与所述连接件的连接位置之间。在可选或优选的实施例中，所述第一连接部件为板状的；和/或，所述第二连接部件为板状的；和/或，所述第一连接结构是板状的，和/或，所述第二连接结构为板状的。在可选或优选的实施例中，所述第一连接部件与所述连接件为轴孔配合；和/或，所述第二连接部件与所述连接件为轴孔配合；和/或，所述第一连接结构与所述连接件为轴孔配合；和/或，所述第二连接结构与所述连接件为轴孔配合。在可选或优选的实施例中，所述第一连接结构和所述第二连接结构均通过球面配合的球瓦和球套与所述连接件连接，所述连接件穿过各所述球套，且所述第一连接结构的球套与所述连接件的装配间隙大于所述第二连接结构的球套与所述连接件的装配间隙。在可选或优选的实施例中，所述第一连接部件与所述第二连接部件在所述连接件的长度方向并排设置；和/或，所述第一连接结构与所述第二连接结构在所述连接件的长度方向并排设置。本技术另一实施例提供一种航空发动机，包括本技术任一技术方案所提供的航空发动机连接结构。上述航空发动机连接结构具有第一连接部件、第一连接结构等起到安全保护的部件，在第二连接部件、第二连接结构出现故障时，航空发动机连接结构能够仍然能够正常工作，保证力的正常传递。附图说明此处所说明的附图用来提供对本技术的进一步理解，构成本申请的一部分，本技术的示意性实施例及其说明用于解释本技术，并不构成对本技术的不当限定。在附图中：图1为本技术实施例提供的航空发动机连接结构的剖视示意图；图2为本技术实施例提供的航空发动机连接结构的反向推力装置的结构示意图。附图标记：1、反向推力装置；2、飞机吊挂；3、连接件；4、第一连接部件；5、第二连接部件；6、第一连接结构；7、第二连接结构；8、球瓦；9、球套；10、衬套；11、衬套；14、垫片；15、螺母；16、保险销；31、内部部件；32、外部部件。具体实施方式下面结合图1～图2对本技术提供的技术方案进行更为详细的阐述。本实施例中需要用到的技术术语或名词解释。反向推力装置：一种缩短飞机正常着落滑跑距离或紧急停止飞机起飞的结构。参见图1和图2，本技术实施例提供一种航空发动机连接结构，包括反向推力装置1、飞机吊挂2和连接件3。反向推力装置1分别通过第一连接部件4和第二连接部件5与连接件3连接，第一连接部件4与连接件3的装配间隙大于第二连接部件5与连接件3的装配间隙。和/或，连接件3分别与飞机吊挂2的第一连接结构6和第二连接结构7连接，第一连接结构6与连接件3的安装间隙大于第二连接结构7与连接件3的安装间隙。第一连接部件4可以包括一个或两个及以上，大于等于两个时，各第一连接部件4与连接件3的装配间隙可以相同或不同。第一连接结构6可以包括一个或两个及以上，大于等于两个时，各第一连接结构6与连接件3的装配间隙可以相同或不同。上述航空发动机连接结构的力传递路径如下：反向推力装置1传递至连接件3，连接件3传递至飞机吊挂2。反向推力装置1分别通过第一连接部件4和第二连接部件5与连接件3连接，由于第一连接部件4与连接件3的装配间隙大于第二连接部件5与连接件3的装配间隙，故在第二连接部件5能够承载时，第一连接部件4并不承受载荷，此时载荷主要经由第二连接部件5传递至连接件3。而当第二连接部件5出现失效，比如破损、产生疲劳裂纹甚至断裂时，第二连接部件5无法继续承受载荷，此情况下，载荷将由第一连接部件4传递至连接件3。同样的道理，第一连接结构6与连接件3的安装间隙大于第二连接结构7与连接件3的安装间隙。在第二连接结构7能够承载时，连接件3传递来的载荷经由第二连接结构7传递至飞机吊挂2。而当第二连接结构7失效时，其无法再继续承受载荷，故连接件3传递来的载荷经由第一连接结构6传递至飞机吊挂2。由上述技术方案可以看出，上述航空发动机连接结构具有第一连接部件4和第一连接结构6等起到安全保护的部件，在第二连接部件5、第二连接结构7出现故障时，航空发动机连接结构能够仍然能够正常工作。并且，连接结构不会出现偏载现象，能够降低产品的设计厚度，以降低产品重量。参见图1，在可选的实施例中，连接件3包括嵌套的内部部件31和外部部件32，内部部件31和外部部件32间隙配合。内部部件31可以包括螺栓，外部部件32可以包括轴套。第一连接部件4、第二连接部件5、第一连接结构6和第二连接结构7均安装于外部部件32。在外部部件32失效时，则主要由内部部件31起到承载和传力作用。参见图1，本实施例中，螺栓的一端设有螺本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航空发动机连接结构，其特征在于，包括反向推力装置(1)、飞机吊挂(2)和连接件(3)；所述反向推力装置(1)分别通过第一连接部件(4)和第二连接部件(5)与所述连接件(3)连接，第一连接部件(4)与所述连接件(3)的装配间隙大于所述第二连接部件(5)与所述连接件(3)的装配间隙；和/或，所述连接件(3)分别与所述飞机吊挂(2)的第一连接结构(6)和第二连接结构(7)连接，所述第一连接结构(6)与所述连接件(3)的安装间隙大于所述第二连接结构(7)与所述连接件(3)的安装间隙。

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机连接结构，其特征在于，包括反向推力装置(1)、飞机吊挂(2)和连接件(3)；所述反向推力装置(1)分别通过第一连接部件(4)和第二连接部件(5)与所述连接件(3)连接，第一连接部件(4)与所述连接件(3)的装配间隙大于所述第二连接部件(5)与所述连接件(3)的装配间隙；和/或，所述连接件(3)分别与所述飞机吊挂(2)的第一连接结构(6)和第二连接结构(7)连接，所述第一连接结构(6)与所述连接件(3)的安装间隙大于所述第二连接结构(7)与所述连接件(3)的安装间隙。2.根据权利要求1所述的航空发动机连接结构，其特征在于，所述连接件(3)包括嵌套的内部部件(31)和外部部件(32)，所述内部部件(31)和所述外部部件(32)间隙配合，所述第一连接部件(4)、所述第二连接部件(5)、所述第一连接结构(6)和所述第二连接结构(7)均安装于所述外部部件(32)。3.根据权利要求2所述的航空发动机连接结构，其特征在于，所述内部部件(31)包括螺栓；和/或，所述外部部件(32)包括轴套。4.根据权利要求3所述的航空发动机连接结构，其特征在于，所述螺栓的一端设有螺母(15)，所述螺母(15)与所述轴套的端面之间夹设有垫片(14)，所述垫片(14)与相邻的所述第一连接部件(4)之间有空隙。5.根据权利要求1所述的航空发动机连接结构，其特征在于，所述连接件(3)与所述第一连接结构(6)的连接位置位于所述第一连接部件(4)与所述连接件(3)的连接位置以及所述第二连接部件(5)与所述连接件(3)的连接位置...

【专利技术属性】
技术研发人员：何宝明，赵佳佳，
申请(专利权)人：中国航发商用航空发动机有限责任公司，
类型：新型
国别省市：上海,31