一种航空发动机与附件机匣的连接结构的制作方法

本技术属于航空发动机设计技术领域，具体涉及一种航空发动机与附件机匣的连接结构。

背景技术：

航空发动机的附件机匣是用来安装发动机附件并使之从发动机主轴获得动力的装置，附件机匣一般安装在发动机的外部。通常，附件机匣多通过两端的铰连接安装到发动机上，但是某型发动机设计过程中，由于受发动机、飞机的结构尺寸和安装空间限制，机匣宽度等外廓尺寸较小，附件机匣中部与相配件配合的安装止口较短，是全新的附件机匣，原有安装结构不能保证安装稳定。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

技术实现要素：

本技术的目的是提供一种航空发动机与附件机匣的连接结构，以解决新型附件机匣安装稳固的问题。该连接结构在航空发动机与附件机匣设置三处连接点，并且三处连接点之间成三角形状，航空发动机与附件机匣在三处连接点通过第一连接构件、第二连接构件和第三连接构件连接到一起，能够保证附件机匣稳固。

本技术的技术方案是：

该连接结构设置第一连接点、第二连接点和第三连接点，所述三处连接点之间成三角形状，所述第三连接点位于安装止口边沿；

第一连接构件，所述第一连接构件安装在所述第一连接点，第一连接构件包括上吊耳组件和下吊耳组件，上吊耳组件的第一端与附件机匣连接，上吊耳组件的第二端上设置有固定孔；下吊耳组件的第一端与航空发动机安装边连接，下吊耳组件的第二端上设置有固定孔，上吊耳组件的第二端的固定孔与下吊耳组件的第二端的固定孔通过销轴固定连接,连接结构在第二处连接点的第二连接构件与上述第一连接构件结构相同。销轴连接的方式能够使得发动机和附件机匣之间的相对稳定，同时保证两者之间能够产生一定的相对运动，起到位置补偿的作用

安装时，首先将第一连接构件的上吊耳组件的第一端与所述附件机匣通过螺栓连接；其次将第一连接构件的下吊耳组件的第一端与所述航空发动机安装边通过螺栓连接；最后将上吊耳组件的第二端和下吊耳组件的第二端通过销轴连接。

可选地，所述第三连接构件包括辅助支板，所述辅助支板的第一端通过螺丝与所述航空发动机中介机匣辅助安装边连接，所述辅助支板的第二端通过螺丝与所述附件机匣辅助安装边连接。

本技术至少存在以下有益技术效果：

本技术提供的连接结构可以应用于结构紧凑，外廓尺寸较小的附件机匣与发动机之间的连接，减少发动机和各发动机附件与附件机匣之间的相对运动，降低发动机异常振动的可能性，实现发动机在复杂工作状况下的稳定运转。

附图说明

图1是申请提供的航空发动机与附件机匣的连接结构示意图；

图2是申请提供的航空发动机与附件机匣的连接位置示意图

图3是申请提供的航空发动机与附件机匣的连接结构各部分标记图。

具体实施方式

为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本技术，而不能理解为对本技术的限制。基于本技术中的实施例，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，都属于本技术保护的范围。下面结合附图对本技术的实施例进行详细说明。

在本技术的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“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技术和简化描述，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技术保护范围的限制。

下面结合附图1至图2对本技术做进一步详细说明。

如图1和图3所示，本技术提供的一种航空发动机与附件机匣的连接结构，采用三处连接的方式实现附件机匣在发动机上的安装，三处连接点形成三角形状的连接结构，三角形具有稳定支撑能力，三处连接点互辅助，在较大力作用下还能保持原状。

在三处连接点分别通过第一连接构件1、第二连接构件2和第三连接构件3连接航空发动机与附件机匣。

如图2中所示，在第一处连接点通过第一连接构件1连接航空发动机与附件机匣，所述第一连接构件1的下吊耳组件4的第一端通过螺栓与所述航空发动机安装边7连接，所述下吊耳组件4的第二端上设置有固定孔；所述第一连接构件1上吊耳组件5的第一端通过螺栓与所述附件机匣连接，所述上吊耳组件5的第二端上设置有固定孔；所述下吊耳组件4的第二端的固定孔与所述上吊耳组件5的第二端的固定孔再通过销轴固定连接在一起，从而完成第一连接点的连接。

在第二处连接点通过第二连接构件2连接航空发动机与附件机匣，所述第二连接构件2和所述第一连接构件结构相同。

在第三处连接点通过第三连接结构3连接航空发动机与附件机匣，所述第三连接构件3，第三连接构件3可以选择为辅助支板9，所述辅助支板9两端的通过螺栓与航空发动机与附件机匣。

本技术提供的第一连接点和第二连接点通过销轴连接固定，通过销轴连接能够使得发动机和附件机匣之间的相对稳定，同时保证两者之间能够产生一定的相对运动，起到位置补偿的作用；第三连接点位于安装止口边沿，在安装止口处发动机和附件机匣之间有传动杆连接，为了减轻传动杆花键异常磨损，减轻发动机和附件机匣之间相对运动，第三连接点通过辅助支板连接；同时三处连接点成三角形状，能够进一步保证附件机匣与发动机相对稳定

以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

技术特征：

技术总结
本申请属于航空发动机设计技术领域，具体涉及一种航空发动机与附件机匣的连接结构。本申请提供的连接结构设置三处连接点，三处连接点之间成三角形状，三角形连接结构能够保证附件机匣与发动机相对稳定，并且，其中两个连接点通过销轴固定连接，第三个通过辅助支板固定连接；这种连接方式既能够使航空发动机与附件机匣之间有一定的相对运动空间，起到位置补偿的作用，又能够保证连接稳定，减轻传动杆花键异常磨损。

技术研发人员：滕文爽;杨荣;陈聪慧;胡兴海;毛宏图;李锦花
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：2018.12.16
技术公布日：2019.02.22