一种发动机的自适应径向连接支撑结构

1.本实用新型涉及发动机技术领域，尤其涉及一种发动机的自适应径向连接支撑结构。


背景技术：

2.发动机作为飞行器的动力装置，如何实现发动机与飞行器的连接支撑是发动机工作可靠性、平稳性的关键。发动机在工作过程中随着结构的急剧升温，由于发动机本体结构与飞行器舱体的温差，导致发动机在连接径向支撑位置会产生轴向和径向热变形。
3.发动机属于长筒薄壁结构且处于高温工作状态下，且由于高温下材料的力学性能相比常温下降明显，为避免发动机在工作过程中出现结构失稳或应力集中导致结构局部破坏，发动机的连接径向支撑要求能释放一定的轴向和径向热变形。
4.同时，当飞行器在助推、抛罩、巡航、下压等工作过程中，发动机b承受飞行器所传递的过载、振动、冲击等载荷，若径向支撑结构刚度过低，将导致发动机b结构变形过大，可能引起发动机局部结构(如喷管等)干涉破坏或者发动机附属件(如管路、电子元器件等)振动、冲击等量级过大导致局部结构或元器件失效。因此，发动机连接径向支撑结构在发动机冷态和热态时，均需具备一定支撑刚度以确保发动机工作过程的平稳性。
5.如图1所示，常用的径向支撑结构a一般采用多点或环面支撑。如图2所示，现有的一种常用的径向支撑结构主要由顶杆a1、弹性元件a2等组成。其中，顶杆a1采用螺纹固定在飞行器舱体c上，同时在底部串接弹性元件，弹性元件a2支撑在发动机b上。通过对顶杆顶杆a1进行预紧，使弹性元件a2产生的一定预紧变形作用于发动机b上，从而实现发动机b的连接支撑。通过对弹性元件a2进行刚度设计，从而满足发动机的径向支撑刚度要求。在另一种方式中，可采用环面柔性材料的支撑结构实现对发动机的支撑。该柔性材料在支承过程中，通过本身的柔性补偿发动机的径向变形，并且其在常温下具备一定的支撑刚度。
6.通过上述两种现有的支撑方案可知，在发动机工作过程中时，其轴向热伸长和径向热变形是同时存在的。随着径向热变形的迅速增大，径向支撑对发动机的法向作用力成比例上升，导致发动机轴向热伸长时所受摩擦阻力成比例增大等。采用图2所示的多点支撑结构，在发动机工作过程中支撑位置会出现局部严重变形等问题；同时支撑布局所占用的飞行器的空间过大，总装过程较为繁琐。而采用的柔性材料的环面支撑结构时，发动机同样需要承受在工作状态下径向热变形所引起的摩擦阻力过大等问题，同时在冷态装配时需对柔性材料在厚度方向进行一定的挤压以确保发动机在冷态下具备一定的支撑刚度，将导致发动机在穿舱时受摩擦阻力过大，穿舱较为困难。
7.可见，现有的支撑结构存在无法解决发动机在热态工作过程中轴向摩擦阻力过大的问题，即无法实现发动机工作过程中径向和轴向的变形解耦。


技术实现要素：

8.本实用新型的目的在于提供一种发动机的自适应径向连接支撑结构，实现发动机
工作过程中径向和轴向的变形解耦。
9.为实现上述实用新型目的，本实用新型提供一种发动机的自适应径向连接支撑结构，包括：支撑杆，支撑座；
10.所述支撑杆一端与所述支撑座滑动连接，另一端沿发动机的径向方向与所述发动机的外侧面固定连接；
11.所述支撑座设置在飞行器舱段的侧壁上；
12.所述支撑座包括：第一挡板和第二挡板；
13.沿所述发动机的周向，所述第一挡板和所述第二挡板平行设置在所述支撑杆的端部的相对两侧，且所述第一挡板和所述第二挡板分别与所述支撑杆的端部相抵靠的设置。
14.根据本实用新型的一个方面，所述支撑杆与所述支撑座采用点接触，线接触或面接触中的一种；
15.若所述支撑杆与所述支撑座采用面接触，则接触面的形状呈圆形或多边形，且接触面的面积为5mm2至30mm2；
16.所述支撑杆的长度为5mm至20mm；
17.所述第一挡板和第二挡板的挡板厚度均为0.5mm至5mm。
18.根据本实用新型的一个方面，所述支撑杆与所述支撑座滑动接触的一端呈球状、柱状或立体块状。
19.根据本实用新型的一个方面，所述支撑杆与所述支撑座滑动接触的接触表面设置有镀镍层、氮化钛沉积层或渗碳层。
20.根据本实用新型的一个方面，沿所述发动机的周向，所述支撑杆等间隔的设置有一个或多个，且所述支撑座在所述飞行器舱段的侧壁上与所述支撑杆相对应的匹配设置。
21.根据本实用新型的一个方面，第一挡板和第二挡板与所述飞行器舱段一体设置的或者可拆卸连接的。
22.根据本实用新型的一个方面，所述支撑座还包括：弹性结构；
23.所述第一挡板和所述第二挡板分别通过所述弹性结构与所述飞行器舱段的侧壁相互连接；其中，在所述第一挡板一侧至少设置有一个所述弹性结构与所述飞行器舱段的侧壁相连接，以及，在所述第二挡板一侧至少设置有一个所述弹性结构与所述飞行器舱段的侧壁相连接；
24.所述弹性结构包括：多个同轴设置的碟形弹簧；其中，多个所述碟形弹簧采用叠合和/或对合的方式连接；
25.每片所述碟形弹簧的内径为6mm至15mm，厚度为0.8mm至1.5mm。
26.根据本实用新型的一个方面，所述支撑杆采用镍基高温合金、不锈钢或钛合金材料；
27.所述第一挡板和第二挡板采用钛合金、铝合金或铝镁合金材料。
28.根据本实用新型的一种方案，采用本实用新型的支撑方案，其支撑杆始终与支撑座处于贴合状态，发动机可沿着支撑座卡槽径向和轴向顺利热变形，避免了两者之间变形与力的耦合作用，减少了发动机在工作过程中轴向摩擦力的影响，实现了径向与轴向变形的解耦。
29.根据本实用新型的一种方案，本实用新型支撑方案，可根据发动机与飞行器舱段
的总体支撑及布局要求，对支撑点的数量、方向进行适应性设计，极大了提高本实用新型的使用灵活性。
30.根据本实用新型的一种方案，本实用新型具有结构简单的特点、不仅提高了发动机穿舱时的便利性，同时还减少了连接支撑的部组件数量及空间占位；解决了发动机工作过程中径向与轴向变形与力的耦合作用问题，减少了发动机在工作过程中轴向摩擦力的影响，提高了发动机工作的可靠性和平稳性等。
附图说明
31.图1是示意性表示现有的发动机与飞行器舱段的安装结构图；
32.图2是示意性表示现有的径向支撑结构的结构图；
33.图3是示意性表示根据本实用新型的一种实施方式的径向连接支撑结构的布置图；
34.图4是示意性表示根据本实用新型的一种实施方式的径向连接支撑结构的结构图；
35.图5是示意性表示根据图4中a-a位置的截面图；
36.图6是示意性表示根据本实用新型的另一种实施方式的径向连接支撑结构的布置图；
37.图7是示意性表示根据本实用新型的另一种实施方式的径向连接支撑结构的布置图；
38.图8是示意性表示根据本实用新型的另一种实施方式的径向连接支撑结构的布置图；
39.图9是示意性表示根据本实用新型的另一种实施方式的径向连接支撑结构的布置图；
40.图10是示意性表示根据本实用新型的另一种实施方式的图4中a-a位置的截面图。
具体实施方式
41.为了更清楚地说明本实用新型实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
42.在针对本实用新型的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，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，因此上述术语不能理解为对本实用新型的限制。
43.下面结合附图和具体实施方式对本实用新型作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本实用新型的实施方式并不因此限定于以下实施方式。
44.结合图3、图4和图5所示，根据本实用新型的一种实施方式，本实用新型的一种发动机的自适应径向连接支撑结构，包括：支撑杆11，支撑座12。在本实施方式中，支撑杆11一
端与支撑座12滑动连接，另一端沿发动机a的径向方向与发动机a的外侧面固定连接。在本实施方式中，支撑座12设置在飞行器舱段的侧壁上。在本实施方式中，支撑座12包括：第一挡板121和第二挡板122；沿发动机的周向，第一挡板121和第二挡板122具有间隔的平行设置在支撑杆11的端部的相对两侧，且第一挡板121和第二挡板122分别与支撑杆11的端部相贴合的设置。在本实施方式中，支撑座12设置在飞行器舱段的侧壁的内侧面上，以实现在飞行器舱段的内侧面上形成一个安装槽，且安装槽在轴向是开口的，或者，支撑座12直接嵌入在飞行器舱段的侧壁上，以实现在飞行器舱段的径向方向上形成一个连通内外的通道，且该通道的设置是基于第一挡板121和第二挡板122的尺寸，使得其在轴向是具有充足的活动空间的。
45.通过上述设置，在支撑杆11的端部与支撑座12相连接时，沿径向方向，其端部不受与飞行器舱段侧壁影响，同样的，由于支撑座12采用第一挡板121和第二挡板122的间隔设置方式，使得在轴向方向上充分提供了用于支撑杆11端部的活动空间，进而在径向和轴向均具有充足的活动空间的情况下，可充分消除发动机工作过程中在径向和/或轴向所产生的形变，进而达到径向与轴向变形的解耦效果，保证了连接的稳定性和可靠性。
46.结合图3、图4和图5所示，根据本实用新型的一种实施方式，支撑杆11与支撑座12采用点接触，线接触或面接触中的一种。在本实施方式中，若支撑杆11与支撑座12采用面接触，则接触面的形状呈圆形或多边形，且接触面的面积为5mm2至30mm2。
47.通过上述设置，通过采用点接触、线接触的方式可有效降低接触位置的滑动摩擦力，有效的保证了支撑杆单元与支撑座之间相对滑动的及时响应，保证了结构的工作可靠性和稳定性。
48.结合图3、图4和图5所示，根据本实用新型的一种实施方式，支撑杆11的长度为5mm至20mm；第一挡板121和第二挡板122的挡板厚度均为0.5mm至5mm。通过上述设置，保证了支撑杆与挡板的结构强度和相对充分的活动空间。
49.结合图3、图4和图5所示，根据本实用新型的一种实施方式，支撑杆11与支撑座12滑动连接的一端呈球状、柱状(例如，圆柱、棱柱)或立体块状(例如，矩形块、五边形块等)。
50.通过上述设置，支撑杆11可根据不同的使用状态或环境，采用不同的端部形状，改变接触形状和接触面积，进而能够更加有效的控制支撑杆11端部与支撑座12的滑动摩擦力，使得形变解耦更加容易。
51.根据本实用新型的一种实施方式，支撑杆11与支撑座12滑动接触的接触表面设置有镀镍层、氮化钛沉积层或渗碳层。通过上述设置，从而使支撑杆端部的表面获得更低的摩擦系数和良好的耐磨性，有效的提高了本实用新型的使用稳定性和可靠性。
52.结合图3、图4和图5所示，根据本实用新型的一种实施方式，支撑杆11材料的弹性模量大于第一挡板121和第二挡板122材料的弹性模量。在本实施方式中，支撑杆11材料的弹性模量是第一挡板121和第二挡板122材料的弹性模量的1.5～3倍。其中，支撑杆11材料的弹性模量为180gpa至250gpa,支撑座12材料的弹性模量为60gpa至150gpa。
53.通过上述设置，更为有效的保证了支撑杆11的支撑稳定性和可靠性。
54.结合图3、图4和图5所示，根据本实用新型的一种实施方式，沿发动机a的周向，支撑杆11等间隔的设置有多个，且支撑座12在飞行器舱段b的内侧面上与支撑杆11相对应的匹配设置。在本实施方式中，沿发动机a的周向，支撑杆11等间隔的设置有4个，相应的，支撑
座12在飞行器舱段的内侧面上与支撑杆11相对应的设置有4个。当然，沿发动机的周向，支撑杆11还可等间隔的设置为2个、3个、6个、8个等，参见图6至图9。
55.结合图3、图4和图5所示，根据本实用新型的一种实施方式，第一挡板121和第二挡板122与飞行器舱段一体设置的或者可拆卸连接的。
56.如图10所示，根据本实用新型的一种实施方式，支撑座12还包括：弹性结构123。在本实施方式中，第一挡板121和第二挡板122分别通过弹性结构123与飞行器舱段的内侧面相互连接。弹性结构123采用碟形弹簧组1231来对支撑刚度进行定量化设计。在本实施方式中，在第一挡板121一侧至少设置有一个弹性结构123与飞行器舱段的侧壁相连接(例如，在第一挡板121上设置的弹性结构123可设置为1至3个)，以及，在第二挡板122一侧至少设置有一个弹性结构123与飞行器舱段的侧壁相连接(例如，在第一挡板121上设置的弹性结构123可设置为1至3个)。在本实施方式中，在第一挡板121和第二挡板122上设置的弹性结构123相互之间是对称的。在本实施方式中，在飞行器舱段的侧壁上具有安装弹性结构123的安装位，通过螺纹连接件穿过该弹性结构123即可实现与第一挡板121或第二挡板122的连接。
57.在本实施方式中，弹性结构123包括：多个同轴设置的碟形弹簧1231；其中，多个碟形弹簧1231采用叠合或对合的方式连接；例如，弹性结构123采用2至6组的碟形弹簧1231构成(其中，每组包含两片碟形弹簧)，每片碟形弹簧1231的内径为6mm至15mm，厚度为0.8mm至1.5mm。
58.在本实施方式中，碟形弹簧1231采用对合(即在一组碟形弹簧中采用大直径端相互抵靠的设置)，和/或，采用叠合(即相邻碟形弹簧采用嵌套的方式相互连接)，实现支撑刚度的定量设计，以提供不同的承载能力。
59.根据本实用新型的一种实施方式，支撑杆11采用镍基高温合金，不锈钢或钛合金材料；第一挡板121和第二挡板122采用钛合金、铝合金或铝镁合金材料。
60.上述内容仅为本实用新型的具体方案的例子，对于其中未详尽描述的设备和结构，应当理解为采取本领域已有的通用设备及通用方法来予以实施。
61.以上所述仅为本实用新型的一个方案而已，并不用于限制本实用新型，对于本领域的技术人员来说，本实用新型可以有各种更改和变化。凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。