CN112849418B - 飞行器发动机安装系统和飞行器 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种飞行器发动机安装系统和飞行器，其中飞行器发动机安装系统包括用于传递轴向力的推力拉杆(10)，所述推力拉杆(10)包括拉杆本体(11)和护套(12)，所述护套(12)是空心的，所述拉杆本体(11)设置在所述护套(12)的内部，且所述拉杆本体(11)的外壁与所述护套(12)的内壁之间具有间隙。飞行器包括飞行器发动机安装系统。本发明实施例中推力拉杆包括拉杆本体和护套，护套设置在拉杆本体的外周，且护套与拉杆本体之间具有间隙，在受到较大的载荷而使拉杆本体发生屈曲变形时，护套可以对拉杆本体的变形进行约束，防止推力拉杆发生整体屈曲或断裂，提高安装系统的安全性。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种飞行器发动机安装系统和飞行器。
背景技术
航空发动机安装系统的主要功能是将发动机的推力和其它载荷传递给飞机，安装系统通常置于刚度较大的发动机机匣上。
推力拉杆是航空发动机安装系统中一个非常重要的部件，起到将发动机推力传递至飞机吊挂的作用。为了平衡力矩，发动机安装系统一般位于距离较大的两个横截面上，这样推力拉杆一般都设计得比较长，属于细长杆。推力拉杆属于二力杆，主要承受轴向拉力载荷。当航空发动机在承受风扇叶片脱落或紧急着陆等极限载荷时，推力拉杆将承受非常大的轴向压力载荷，此时推力拉容易发生屈曲失效，导致灾难性事故的发生。
需要说明的是，公开于本发明背景技术部分的信息仅仅旨在增加对本发明的总体背景的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域技术人员所公知的现有技术。
发明内容
本发明的目的是提出一种飞行器发动机安装系统和飞行器，以提高推力拉杆在承受较大载荷时的安全性。
为实现上述目的，本发明提供了一种飞行器发动机安装系统，包括用于传递轴向力的推力拉杆，推力拉杆包括拉杆本体和护套，护套是空心的，拉杆本体设置在护套的内部，且拉杆本体的外壁与护套的内壁之间具有间隙。
在一些实施例中，飞行器发动机安装系统还包括前安装节和后安装节，前安装节用于连接发动机的中介机匣，后安装节用于连接发动机的涡轮后机匣，推力拉杆连接在中介机匣和后安装节之间。
在一些实施例中，护套沿轴向的长度大于拉杆本体沿轴向的长度。
在一些实施例中，推力拉杆还包括连接头，连接头连接在拉杆本体的端部，护套与连接头连接。
在一些实施例中，推力拉杆还包括连接件，护套设有第一连接孔，连接头设有第二连接孔，连接件穿过第一连接孔和第二连接孔以连接护套和连接头。
在一些实施例中，连接头至少部分地伸入护套的内部。
在一些实施例中，连接头至少部分地伸入拉杆本体的内部。
在一些实施例中，推力拉杆还包括用于限制护套和连接头的相对位置的限位装置。
在一些实施例中，推力拉杆还包括用于限制护套和连接头的相对位置的限位装置，限位装置包括衬套，衬套设置在第一连接孔内并顶靠在连接头的外壁上。
在一些实施例中，衬套与第一连接孔的孔壁之间具有间隙。
在一些实施例中，连接头上设有排液孔，用于排出聚集在拉杆本体和连接头内的液体。
在一些实施例中，拉杆本体的外壁和/或护套的内壁设有防粘层，用于防止拉杆本体和护套粘接。
在一些实施例中，护套与拉杆本体之间的径向距离为推力拉杆沿轴向的总长度的1‰。
为实现上述目的，本发明还提供了一种飞行器，包括上述的飞行器发动机安装系统。
基于上述技术方案，本发明实施例中推力拉杆包括拉杆本体和护套，护套设置在拉杆本体的外周，且护套与拉杆本体之间具有间隙，在受到较大的载荷而使拉杆本体发生屈曲变形时，护套可以对拉杆本体的变形进行约束，防止推力拉杆发生整体屈曲或断裂，提高安装系统的安全性。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1为本发明飞行器一个实施例的结构示意图。
图2为本发明飞行器发动机安装系统一个实施例中推力拉杆的结构示意图。
图3为本发明飞行器发动机安装系统一个实施例中推力拉杆的主视图。
图4为图3实施例中A-A方向的截面图。
图5为图3实施例中B-B方向的截面图。
图6为图3实施例中C-C方向的截面图。
图7为图6实施例中标号W所示部分的放大图。
图中：
10、推力拉杆；11、拉杆本体；12、护套；13、连接头；14、螺栓；15、螺母；16、衬套；121、第一连接孔；131、第二连接孔；132、排液孔；133、第三连接孔；
20、前安装节；30、后安装节；40、中介机匣；50、涡轮后机匣；60、吊挂。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“横向”、“纵向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”、“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发明和简化描述，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发明保护范围的限制。
为改善飞行器发动机安装系统中的推力拉杆的安全性，发明人对推力拉杆的结构进行了改进。
参考图1～4所示，在本发明提供的飞行器发动机安装系统的一个实施例中，该安装系统包括用于传递轴向力的推力拉杆10，推力拉杆10包括拉杆本体11和护套12，护套12是空心的，拉杆本体11设置在护套12的内部，且拉杆本体11的外壁与护套12的内壁之间具有间隙。
在上述实施例中，推力拉杆10包括拉杆本体11和护套12，护套12设置在拉杆本体11的外周，且护套12与拉杆本体11之间具有间隙，在受到较大的载荷而使拉杆本体11发生屈曲变形时，护套12可以对拉杆本体11的变形进行约束，防止推力拉杆发生整体屈曲或断裂，即使拉杆本体11发生了断裂，护套12也可以在一定时间内保证推力拉杆10的整体有效性，提高安装系统的安全性。
拉杆本体11采用屈服强度较高且具有优良延展性的金属材料制成。护套12可采用高刚度材料制成，防止推力拉杆10发生整体失稳。
如图1所示，飞行器发动机安装系统还包括前安装节20和后安装节30，前安装节20用于连接发动机的中介机匣40，后安装节30用于连接发动机的涡轮后机匣50，推力拉杆10连接在中介机匣40和后安装节30之间。
飞行器发动机安装系统用于将发动机安装于飞行器的吊挂60上。
吊挂60为连接飞机器的发动机和机翼的包括结构和系统设备、管线路在内的部分。吊挂60位于发动机的短舱和飞行器的机翼之间，用于传递发动机载荷，提供发动机至飞机的各系统通路，并保证光滑气动外形。吊挂60的主要功能为悬挂发动机，传递发动机载荷。
发动机通过前安装节20和后安装节30安装在吊挂60上。前安装节20连接在吊挂60和中介机匣40之间，后安装节30连接在吊挂60和涡轮后机匣之间。中介机匣40指发动机的风扇机匣和高压压气机之间的承力框架，位于风扇的后半段。涡轮后机匣50位于发动机涡轮的后段。中介机匣40和涡轮后机匣50均为发动机的承力部件。
推力拉杆10连接在中介机匣40和后安装节30之间，主要用于传递轴向载荷。
下面参考图2～7对本发明飞行器发动机安装系统中推力拉杆的结构进行说明。
护套12沿轴向的长度大于拉杆本体11沿轴向的长度。这样可以实现对拉杆本体11的全面保护，提高保护效果。
如图2和图3所示，推力拉杆10还包括连接头13，连接头13连接在拉杆本体11的端部，护套12与连接头13连接。
拉杆本体11的两端均连接有连接头13。连接头13与拉杆本体11之间的连接方式可以为焊接、螺纹连接或者粘接等。
为方便连接头13与拉杆本体11的连接，连接头13可以至少部分地伸入拉杆本体11的内部。这样可以提高连接稳定性，可靠性更高。
拉杆本体11的两端的强度大于中间的强度，以保证与连接头13连接的可靠性，防止连接头13与拉杆本体11在发动机运行过程中发生连接失效，提高连接安全性。
推力拉杆10还包括连接件，护套12设有第一连接孔121，连接头13设有第二连接孔131，连接件穿过第一连接孔121和第二连接孔131以连接护套12和连接头13。这种连接方式结构简单，连接可靠，操作方便。
连接件可以包括螺栓14和螺母15，螺栓14穿过第一连接孔121和第二连接孔131，一端通过螺栓14的头部进行限位，另一端通过螺母15限位并锁紧。
在其他实施例中，连接件也可以包括销钉和插销或者包括卡扣等。
连接头13至少部分地伸入护套12的内部，以便于与拉杆本体11的连接，同时护套12也可以对连接头13和拉杆本体11的连接处进行保护。
在拉杆本体11发生变形前为防止拉杆本体11和护套12提前接触而造成护套12对拉杆本体11的保护作用失效，推力拉杆10还包括用于限制护套12和连接头13的相对位置的限位装置。通过设置限位装置，可以保持护套12和连接头13之间的间距，进而保持护套12和拉杆本体11之间的间距，以保证在拉杆本体11发生变形前护套12不受力，这样护套12才能在拉杆本体11受到外力而发生屈曲变形时对拉杆本体11进行约束，防止拉杆本体11发生过大的变形而断裂。
具体来说，限位装置包括衬套16，衬套16设置在第一连接孔121内并顶靠在连接头13的外壁上。通过设置衬套16，可以保持护套12和连接头13的相对位置，连接头13与拉杆本体11连接，因此相当于保持护套12和拉杆本体11的相对位置，保证护套12和拉杆本体11之间的间隙大小。
进一步地，衬套16与第一连接孔121的孔壁之间具有间隙。这样可以进一步保证护套12在拉杆本体11发生变形前不承受外力。
拉杆本体11的外壁和/或护套12的内壁设有防粘层，防粘层用于防止拉杆本体11和护套12粘接，同时减小拉杆本体11和护套12之间的摩擦力。通过设置防粘层，可以进一步保证拉杆本体11和护套12之间的相对独立性，避免护套12与拉杆本体11粘接在一起而使护套12过早承受拉杆本体11传递的外力，失去对拉杆本体11的约束能力。
连接头13上设有排液孔132，通过排液孔132，可以排出聚集在拉杆本体11和连接头13内的多余液体，保持拉杆本体11内部环境的干燥，防止拉杆本体11等部件发生锈蚀，有利于提高推力拉杆10的寿命。
连接头13上还设有第三连接孔133，通过第三连接孔133可以将推力拉杆10连接于中介机匣40或涡轮后机匣50上。
可选地，护套12与拉杆本体11之间的径向距离为推力拉杆10沿轴向的总长度的1‰。如果护套12与拉杆本体11之间的间隙过小，由于泊松效应会导致拉杆本体11过早与护套12发生接触，影响拉杆本体11的耗能性能；如果间隙过大，则会导致拉杆本体11发生幅值过大的变形，甚至导致护套12丧失对拉杆本体11的有效约束。比如，推力拉杆10的总长度为1m～2m时，间隙可以设置为1mm～2mm。
发动机正常工作时，推力拉杆10受到的载荷由拉杆本体11承担，当发动机受到风扇叶片脱落(FBO)或紧急着陆等极限载荷时，拉杆本体11通过产生高阶屈曲和屈服产生拉压塑性变形耗散发动机输入推力拉杆的能量。在拉杆本体11发生的变形较大或被拉断时，拉杆本体11与护套12之间的间隙将逐渐缩小直至拉杆本体11与护套12接触，此时推力拉杆10的载荷将由护套12来承担，推力拉杆10具备破损-安全功能，可以防止推力拉杆出现整体屈曲或断裂，确保推力拉杆10在拉杆本体11破坏的情况不失效。
推力拉杆10的具体安装步骤为：首先将两个连接头13分别与拉杆本体11的两端连接成一体，然后放入护套12的内部，在护套12上的第一连接孔121与连接头13上的第二连接孔131对齐时，在第一连接孔121内放入衬套16，然后插入螺栓14，最后拧紧螺母15。
基于上述的飞行器发动机安装系统，本发明还提出一种飞行器，该飞行器包括上述的飞行器发动机安装系统。飞行器可以为航空器或者航天器等。
飞行器包括发动机和吊挂60，吊挂60可以设置在飞行器机身上或机翼上，飞行器发动机安装系统用于将发动机安装于吊挂60上。发动机的推力通过安装系统传递至吊挂60及机身上。
发动机包括中介机匣40和涡轮后机匣50，中介机匣40通过前安装节20安装在吊挂60上，涡轮后机匣50通过后安装节30安装在吊挂60上。
上述各个实施例中飞行器发动机安装系统所具有的积极技术效果同样适用于飞行器，这里不再赘述。
最后应当说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：在不脱离本发明原理的前提下，依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换，这些修改和等同替换均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。
Claims (10)
1.一种飞行器发动机安装系统，其特征在于，包括用于传递轴向力的推力拉杆(10)，所述推力拉杆(10)包括拉杆本体(11)和护套(12)，所述护套(12)是空心的，所述拉杆本体(11)设置在所述护套(12)的内部，且所述拉杆本体(11)的外壁与所述护套(12)的内壁之间具有间隙；所述推力拉杆(10)还包括连接头(13)，所述连接头(13)连接在所述拉杆本体(11)的端部，所述护套(12)与所述连接头(13)连接；所述推力拉杆(10)还包括连接件，所述护套(12)设有第一连接孔(121)，所述连接头(13)设有第二连接孔(131)，所述连接件穿过所述第一连接孔(121)和所述第二连接孔(131)以连接所述护套(12)和所述连接头(13)；所述推力拉杆(10)还包括用于限制所述护套(12)和所述连接头(13)的相对位置的限位装置，所述限位装置包括衬套(16)，所述衬套(16)设置在所述第一连接孔(121)内并顶靠在所述连接头(13)的外壁上。
2.根据权利要求1所述的飞行器发动机安装系统，其特征在于，还包括前安装节(20)和后安装节(30)，所述前安装节(20)用于连接发动机的中介机匣(40)，所述后安装节(30)用于连接发动机的涡轮后机匣(50)，所述推力拉杆(10)连接在所述中介机匣(40)和所述后安装节(30)之间。
3.根据权利要求1所述的飞行器发动机安装系统，其特征在于，所述护套(12)沿轴向的长度大于所述拉杆本体(11)沿轴向的长度。
4.根据权利要求1所述的飞行器发动机安装系统，其特征在于，所述连接头(13)至少部分地伸入所述护套(12)的内部。
5.根据权利要求1所述的飞行器发动机安装系统，其特征在于，所述连接头(13)至少部分地伸入所述拉杆本体(11)的内部。
6.根据权利要求1所述的飞行器发动机安装系统，其特征在于，所述衬套(16)与所述第一连接孔(121)的孔壁之间具有间隙。
7.根据权利要求1所述的飞行器发动机安装系统，其特征在于，所述连接头(13)上设有排液孔(132)，用于排出聚集在所述拉杆本体(11)和所述连接头(13)内的液体。
8.根据权利要求1所述的飞行器发动机安装系统，其特征在于，所述拉杆本体(11)的外壁和/或所述护套(12)的内壁设有防粘层，用于防止所述拉杆本体(11)和所述护套(12)粘接。
9.根据权利要求1所述的飞行器发动机安装系统，其特征在于，所述护套(12)与所述拉杆本体(11)之间的径向距离为所述推力拉杆(10)沿轴向的总长度的1‰。
10.一种飞行器，其特征在于，包括如权利要求1～9任一项所述的飞行器发动机安装系统。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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