专利名称：一种主要适用于连接飞行器发动机机舱动力装置和进气道的连接装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种连接装置，尤其适用于确保发动机机舱动力装置与进气道连接的
>J-U装直。
背景技术：
飞行器的推进装置包括发动机机舱，其中以基本同心方式安装有动力装置，该动力装置通过支柱的中部与飞行器的其他部位相连。如图I所示，发动机机舱前部有进气道10，能限定气流向动力装置12方向运动。 进入气流的第一部分被称作主气流，其穿过动力装置来参与燃烧，第二部分气流被称作次气流，其被进气装置引导进入到由发动机机舱的内腔壁和动力装置的外腔壁所确定的环形管道中。进气道10有一个唇口 14，通过一个基本环形截面的内管道16，唇口与空气动力气流的接触面延伸至发动机机舱内部，并通过一个基本环形截面的外腔壁18延伸至发动机机舱外部。如图2，图3A和图4A详示，进气道10通过一个连接装置被连接至动力装置12。 该连接装置在动力装置处有与第二环形法兰22关联的第一环形法兰20，第二环形法兰在管道16的限定板上或在一个被称作安装边的插接件24上，该插接件与限定管道16的限定板连接，如图2所示。两个环形法兰20、22相互贴靠，并被连接件28，如螺栓或铆钉保持固定，它们穿过环形法兰20、22，并沿发动机机舱纵轴平行延伸。根据图3A所示的第一种实施模式，螺栓或铆钉28的杆部30的直径应该按环形法兰20和环形法兰22上预置的通孔的直径校准一致。根据图4A所示的第二种实施模式，环形法兰20、22上预置的通孔的直径可以稍大于螺栓或铆钉28的杆部30的直径。这个存在于通孔和螺栓或铆钉28之间的间隙允许在两个连接在一起的元件之间产生相对运动。在这两种情况下，通孔是圆柱形的。连接装置，尤其是螺栓或铆钉28要有尺寸规格，以消除可能的意外风险，例如，进气装置叶片的断裂。在这种情况下，动力装置管道在其四周会出现变形。出现这些变形时，动力装置环形法兰的通孔不再与进气道通孔处在一条直线上， 如图3B和图4B所示。在这种状况，螺钉或铆钉28要承受相当大的剪应力，明显高于正常工作中所承受的应力。尽管在第二种实施模式中，由于螺钉和铆钉28周围有间隙，两个连接在一起的元件之间能相对运动，但在发生意外，如叶片断裂时，该间隙要明显小于两个连接在一起的元件之间的相对运动。在带有间隙的第二种实施模式中，人们发现剪应力至少等于第一种实施模式中呈现的剪应力，甚至要高些。为了对抗这样的应力，连接装置有一定数量的直径既定的螺钉或铆钉28。
按照图3A和图4B所示的实施模式进行安装时，鉴于安装螺栓或铆钉28的阻力， 要考虑为连接装置预置大量的螺栓和铆钉28，和/或大直径的螺栓或铆钉28，会产生更大的机载质量，从而飞行器消耗更多的能量
发明内容
因此，本发明旨在提供一种连接装置，尤其适用于连接已经优化的飞行器发动机机舱动力装置和进气道，以降低机载质量。为此目的，本发明主要涉及一种在结合面上连接两个管道的连接装置，尤其适用于连接飞行器发动机机舱动力装置和进气道。所述连接装置在待连接管道处有多个垂直于结合面的通孔，并且在结合面开口，相互间直线排列。每个处在通孔内的连接件都有一个端部带支承的杆部，以便维持所述的待连接部件贴靠在一起，其特征在于所述的每个通孔至少有一个缩小截面，在临近连接件杆部相对应的支承部位校准过，和一个在结合面处有大间隙的截面，使得管道发生相对变形时，所述杆部在结合面只承受很弱的剪应力。根据本发明，进气道和动力装置之间的连接装置能够吸收叶片断裂时产生的部分能量，比如通过所述连接装置的弹性和塑料变形。此外，由于通孔的几何形状，连接件有最大的阻力，这样能限制连接件的数量和/或尺寸余量，也就限制了机载质量，明显降低了所述连接件承受的剪应力。
下面将结合附图仅通过举例的方式对本发明的其他特性和优点进行描述，其中图I是根据飞行器发动机机舱前端部分径向平面的剖面示意图；图2是透视图，其示出了根据现有技术的飞行器发动机机舱进气道和发动机之间的连接部分；图3A是剖面图，其示出了根据现有技术的第一种实施模式的飞行器发动机机舱进气道和发动机之间的连接件；图3B是剖面图，其示出了图3A所示的承受剪应力的连接件；图4A是剖面图，其示出了根据现有技术的第二实施模式的飞行器发动机机舱进气道与发动机之间的连接件；图4B是剖面图，其示出了图4A所示的承受剪应力的连接件；图5A是剖面图，其示出了根据本发明第一变例的飞行器发动机机舱的进气道与发动机之间的连接件；图5B是剖面图，其示出了在变形时图4A所示的连接件；图6A是剖面图，其示出了根据本发明第二变例的飞行器发动机机舱进气道与发动机之间的连接件；图6B是剖面图，其示出了在变形时图6A所示的连接件；图7A是剖面图，其示出了根据本发明第三变例的飞行器发动机机舱的进气道与发动机之间的连接件；图7B是示出了图7A的局部剖面图；图8A是剖面图，其示出了根据本发明第四变例的飞行器发动机机舱进气道与发动机之间的连接件； 图8B是示出了图8A的局部剖面图；图9是剖面图，其示出了根据本发明另一个变例的飞行器发动机机舱进气道与发动机之间的连接件；图10至图13示出了通孔的各种截面的变型的剖面图；图14是剖面图，其详示根据本发明的一个变例的连接件；图15是剖面图，其详示根据本发明的另一个变例的连接件；图5A、图5B、图6A图6B、图7A、图7B、图8A、图8B和图9剖面表示飞行器发动机机舱动力装置34和进气道32之间的接合区域。
具体实施例方式根据一种实施模式，动力装置和进气道之间的连接装置在动力装置处具有环形法兰36,在基本垂直于发动机机舱纵轴的平面上延伸，并有多个通孔38,在进气道处有一个环形法兰40，在基本垂直于发动机机舱纵轴的平面上延伸，在标号为42的结合面处贴靠住动力装置的环形法兰36，并有多个通孔44与动力装置的通孔38成直线排列，分布在环形法兰36和环形法兰40周边的的连接件46均置于通孔38和通孔44内。根据情况，环形法兰可以与动力装置或进气道一次成型完成，或以安装边形式连接到动力装置或进气道上。尽管连接装置说明在飞行器发动机机舱动力装置和进气道之间的连接中应用，它也可以用在管道连接，该连接被径向应力压紧。每个连接件46具有圆形杆部48，其一端具有能抵靠在环形法兰自由面的第一支承50，在这里，该环形法兰是进气道环形法兰40 ;其另一端具有能抵靠住另一个环形法兰自由面的第二支承52，在这里，该环形法兰是动力装置环形法兰36。根据一种实施模式，连接件46以螺栓形式出现，一方面螺钉螺杆的第一端有螺钉头(相当于第一支承50)，另一方面，另一端的螺纹上有一个拧在螺钉端头的螺母(相当于第二支承52)。作为变例，连接件是以带有杆部的铆钉形式出现，在其第一端具有形成第一支承 50的铆钉头，另一端加工变形，形成第二支承52。连接件杆部48的直径D主要根据牵引应力来确定。现有技术中连接件以对抗应力来限定规格，其中最关键的是通孔没有对齐，如叶片断裂时而产生的剪应力。与现有技术不同，本发明旨在提供一种连接装置，它能够通过弹性和塑料变形，吸收叶片断裂冲击动力装置管道而生成的部分能量。这样能限制连接件的数量和/或尺寸余量，也限制了机载质量，明显降低了所述连接件承受的剪应力。为此，根据本发明，通孔38和通孔44不是圆柱形的，但是每个孔至少具有一个校准的截面，在连接件杆部48邻近对应的支承50或支承52部位，和在结合面42处具有大间隙的截面。所谓校准的截面，就是通孔38或通孔44的直径等于杆部的直径，或者在+/-Imm 容许范围之内。根据本发明，引导杆部被正确引导至支承50和支承52处，并在结合面42处可以变形。这种布局能使连接件46通过弹性和/或塑性变形，吸收叶片断裂时冲击动力装置管道所生成的部分能量。另外，杆部48承受的剪应力比现有技术要小，这才有可能减少连接件46的数量和/或直径。根据图5A和图5B所示的第一种实施模式，每个环形法兰36、40、通孔44、48具有一段其截面在距离I上按照杆部48的截面校准的作用距离，从与支承50和支承52之一接触的自由面开始延伸，距离I小于通孔38、44整个长度的1/3。在环形法兰36、40厚度的其余部分，通孔38和通孔44的直径大大超过杆部48的直径。所谓大大超过，就是说通孔38、44的直径值大于D+10%，D表示杆部48的直径。通孔38和通孔44最好是朝结合面42方向的喇叭口形状。根据图6A，图6B以及图10所示的第一种变例，通孔38和通孔44在结合面42处具有喇叭形开口，在结合面42上的弯曲半径为Rl。如图6B所示，这个弯曲半径Rl能增强杆部48的抗折断能力。在杆部48变形时， 当所述杆部与圆形Rl接触时，一种硬化变形现象会出现。根据图10所示的变例，弯曲半径Rl是支承50或支承52处的切线平行于杆部48 轴线时的弯曲半径。根据图7A和图7B所示的另一种改良型，通孔38和通孔44的截面逐渐张开直至结合面42。除了结合面处有弯曲半径Rl之外，通孔38和通孔44的每一个在最小截面后都有弯曲半径R2。这种配置能降低剪应力，并增强杆部48的抗折断能力。如图8A和图8B所示，优选地，半径R2小于半径Rl。在半径Rl和半径R2之间，通孔形成线有一段明显的直线54部分是有益处的。根据图9、图11和图12所示的另一种变例，通孔38或通孔44至少在结合面42方向为截锥喇叭口形。根据图12所示的一种变例，通孔38或通孔44在结合面42方向只有一个截锥喇叭口形部分56，它与一个被锐棱边校准，或者最好被弯曲半径校准的部分相连。根据图11所示的一种变例，通孔38或通孔44至少有两个朝结合面42方向的截锥形喇叭口部分56、56’。最靠近支承50或支承52的第一截锥部分56，与通孔的轴线形成一个角a，最靠近结合面42的第二截锥部分56’与通孔的轴线形成一个角3。优选地，角0大于角a，越靠近结合面42，两个截锥部分开口越大。根据情况，截锥部分被锐棱边和/或弯曲半径相连。根据图13所示的另一种变例，通孔38或通孔44有一个外形明显椭圆的断面58， 即处在支承面的切线平行于通孔的轴线，结合面42处的切线垂直于通
孔的轴线。根据本发明，通孔的断面能有一个朝结合面42方向开口的曲线组合。尤其如图9所示，至少一根可变形套管60可以套装在杆部48上，并被置在一个环形法兰和一个支承之间。根据图示的例证，可变形套管60置于动力装置环形法兰36和由连接件螺母62形成的支承中间。该变形套管60的内直径按照杆部48的内直径校准，其中央部位，厚度相对小些，使其在变形时能随杆部的曲度变化。这种布局能增强连接装置通过变形来吸收能量。如图14所示，垫圈64可以套装在杆部48上，并被置于连接件支承50 (或支承52)与进气道环形法兰40 (或动力装置的环形法兰36)之间。垫圈64的形状适于实现连接件支承50 (或支承52)和环形法兰40 (或环形法兰 36)之间的球窝节(球形联轴节)效应。根据图14所示的另一种实施模式，垫圈64具有面对环形法兰40 (或环形法兰36) 的平面，并在其通孔处有一个斜边66。补充说明，支承50和连接件杆部38被弯曲半径68 相连。
根据图15所示的一种实施模式，通孔38或通孔44朝向环形法兰自由面的终端部分可具有一个是圆角或斜边70的形状。根据这种实施模式，通孔38或通孔44的直径减少 I至2mm，然后增加直至到结合面，如图11所示。
权利要求
1.一种连接装置，在结合面(42)处连接两个部件，尤其适用于连接飞行器发动机机舱动力装置和进气道，所述连接装置在待连接部件处具有多个垂直于结合面的通孔(38，44)，并且在结合面(42)开口，相互间直线排列，每个处在通孔(38，44)内的连接件(46)都具有端部带支承(50，52)的杆部(48)，以便保持所述待连接部件贴靠在一起，其特征在于所述的通孔(38，44)的每一个至少有一个缩小截面，在邻近连接件杆部相对应的支承(50，52)部位(48)校准过，和在结合面(42)处具有大间隙的截面，使得组装部件发生相对变形时，所述杆部(48)在结合面只承受很弱的剪应力。
2.根据权利要求I所述的连接装置，其特征在于通孔(38，44)在结合面处(42)，以喇叭口形式开口。
3.根据权利要求2所述的连接装置，其特征在于通孔(38，44)在结合面处(42)具有弯曲半径Rl。
4.根据权利要求2或权利要求3所述的连接装置，其特征在于每个通孔(38，44)在结合面(42)方向的缩小截面延长线上具有弯曲半径R2。
5.根据权利要求4所述的连接装置，其特征在于弯曲半径R2小于弯曲半径Rl。
6.根据权利要求I至5中任意一项权利要求所述的连接装置，其特征在于通孔(38，44)至少在结合面(42)方向为截锥喇叭口形。
7.根据权利要求6所述的连接装置，其特征在于通孔(38，44)至少具有两个截锥形部分(56，56’)，它们越靠近结合面(42)，截锥开口越大。
8.根据权利要求I至7中任意一项权利要求所述的连接装置，其特征在于每个通孔(38，44)在距离I上有一个截面根据杆部(48)截面校准的作用距离，距离I小于通孔(38，44)整个长度的1/3。
9.根据权利要求I至8中任意一项权利要求所述的连接装置，其特征在于通孔(38，44)的直径减少I至2mm，然后从支承(50，52)处增加直至结合面(42)。
10.根据权利要求I至9中任意一项权利要求所述的连接装置，通过一个连接装置，飞行器发动机机舱进气道在结合面处(42)与动力装置连接。
全文摘要
本发明涉及一种连接装置，把两个圆柱体部件在结合面(42)处进行连接，尤其适用于连接飞行器发动机机舱动力装置和进气道。所述连接装置在待连接部件处有多个垂直于结合面的通孔(38，44)，并且在结合面(42)开口，相互间直线排列。每个处在通孔(38，44)内的连接件(46)都有一个端部带支承(50，52)的杆部(48)，以便维持所述待连接部件贴靠在一起，其特征在于所述的每个通孔(38，44)至少有一个缩小截面，在临近连接件杆部相对应的支承(50，52)部位(48)校准过，和一个在结合面(42)处有大间隙的截面，使得组装部件发生相对变形时，所述杆部(48)在结合面只承受很弱的剪应力。
文档编号B64D29/06GK102616382SQ20121002611
公开日2012年8月1日 申请日期2012年1月29日 优先权日2011年1月26日
发明者卡罗琳·哈利迪, 戴维·瓦特姆, 斯特凡娜·迪达, 朱利安·里德, 科林·伍德沃德, 阿兰·波特, 马夏尔·马罗 申请人:劳斯莱斯有限公司, 空中客车运营简化股份公司