[发明专利]一种航空发动机用弹性连接组件

说明书

本申请属于航空发动机设计技术领域，涉及一种航空发动机用弹性连接组件，设置在发动机的尾喷口与机尾罩之间，所述弹性连接组件包括内壳体、修形内壳体以及外壳体，外壳体上具有豁口，豁口的左右两部分分别贴合所述内壳体及修形内壳体。内壳体及修形内壳体的中间部分具有连接发动机尾喷口的螺钉孔，并在螺钉孔部分处设置有相对于内壳体及修形内壳体表面凸起的盒型结构。通过盒型结构改善了弹性连接组件的其应力分布，避免出现疲劳裂纹。

技术领域

本申请属于航空发动机设计技术领域，特别涉及一种航空发动机用弹性连接组件。

背景技术

弹性连接组件是一种能够连接发动机喷管外调节片和飞机机尾罩的整流片，一般在航空发动机安装在战斗机上时使用，战斗机的尾喷口向后伸出飞机机尾罩，此时通过该弹性连接组件连接发动机尾喷口和机尾罩，使两者平滑过渡，消除发动机或飞机加工引起的安装困难，另一方面使飞机和发动机间的气流连续，使流经发动机舱的冷却气流从后面流出，以冷却喷管部件。

现有弹性组件缺点是刚性较差，在沿后机身流动的外流与发动机仓内流压力差产生的气动交变载荷作用下容易产生应力集中，超过一定飞行时间后产生疲劳裂纹。

发明内容

为解决上述问题，本申请提出一种航空发动机用弹性连接组件，设置在发动机的尾喷口与机尾罩之间，所述弹性连接组件包括：

内壳体，包括用于连接发动机尾喷口的第一端及搭接至所述机尾罩的第二端，所述第一端具有第一螺钉孔，所述第一端与第二端之间具有第二螺钉孔，所述内壳体在所述第一螺钉孔及第二螺钉孔处通过螺钉连接所述尾喷口；

修形内壳体，包括用于连接发动机尾喷口的第三端及搭接至所述机尾罩的第四端，所述第三端具有第三螺钉孔，所述第三端与第四端之间具有第四螺钉孔，所述修形内壳体在所述第三螺钉孔及第四螺钉孔处通过螺钉连接所述尾喷口；

外壳体，包括用于在一个侧面固定所述内壳体的第一部分及用于在该侧面固定所述修形内壳体的第二部分，所述第一部分及所述第二部分之间具有豁口，以使所述内壳体的第二螺钉孔至第二端之间的部分与所述修形内壳体的第四螺钉孔与第四端之间的部分能够相互错位；

所述内壳体的具有第二螺钉孔的位置处具有相对于内壳体表面凸起的第一盒型结构，所述修形内壳体的具有第四螺钉孔的位置处具有相对于修形内壳体表面凸起的第二盒型结构。

优选的是，所述内壳体的具有第一螺钉孔的位置处具有相对于内壳体表面凸起的第一圆形结构，所述修形内壳体的具有第三螺钉孔的位置处具有相对于修形内壳体表面凸起的第二圆形结构。

优选的是，所述内壳体与所述外壳体焊接。

优选的是，所述修形内壳体与所述外壳体焊接。

优选的是，所述第一盒型结构占所述内壳体宽度的1/2～2/3，以及占所述内壳体长度的1/3～1/2。

优选的是，所述第二盒型结构占所述修形内壳体宽度的1/2～2/3，以及占所述修形内壳体长度的1/3～1/2。

优选的是，所述内壳体的第二端在机尾罩的内部搭接至机尾罩的末端筒体上。

优选的是，所述修形内壳体的第四端在机尾罩的内部搭接至机尾罩的末端筒体上。

本申请在容易产生疲劳裂纹的螺钉孔附近区域增加盒型结构，能够增强弹性组件的刚性。结构易实现，能够有效改善应力分布，消除应力集中影响。

附图说明

图1是本申请航空发动机用弹性连接组件的一优选实施例的结构示意图。

图2是图1所示实施例的外壳体结构示意图。

图3是本申请航空发动机用弹性连接组件应用示意图。