一种大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统的制作方法

1.本技术属于大型涡桨客运飞机发动机减振安装技术应用领域，特别涉及一种大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统。


背景技术：

2.飞机发动机作为飞机的动力装置，可以给飞机飞行提供源源不断的动力。但是发动机也是飞机舱内振动的来源，发动机过大的振动传递至飞机舱内必然降低飞机的乘坐舒适性。随着工业技术的发展，目前舒适性正成为工程设计所追求的一个新指标。因此，对飞机发动机减振安装也提出了更高的减振安装要求。对于涡轮螺旋桨发动机，产生的振动更为明显，必须对涡轮螺旋桨发动机采取减振安装措施。当前涡轮螺旋桨发动机安装所采用减振装置，已不足以满足振动舒适性的要求，亟待提出一种新型发动机安装用减振装置，以进一步降低发动机振动向飞机舱内传递，从而提高飞机的乘坐舒适性。
3.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：

4.本技术的目的是提供了一种大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统，以解决现有技术存在的至少一个问题。
5.本技术的技术方案是：
6.一种大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统，包括：
7.涡桨发动机，所述涡桨发动机具有靠近螺旋桨一侧的前安装面，以及靠近涡轮燃烧室一侧的后安装面，所述前安装面上具有两个安装点以及三个前安装节，所述后安装面上具有两个后安装节，其中，
8.在两个所述安装点处安装有机械式或液压式扭矩补偿装置；
9.三个所述前安装节包括一个第一前安装节以及两个第二前安装节，所述第一前安装节位于所述前安装面的顶点，两个所述第二前安装节分别沿发动机纵垂面左右对称布置，在所述第一前安装节处安装有前上减振装置，在所述第二前安装节处安装有前侧减振装置；
10.两个所述后安装节分别沿发动机纵垂面左右对称布置，在两个所述后安装节处安装有后侧减振装置。
11.在本技术的至少一个实施例中，所述前上减振装置包括第一橡胶堆、第一安装底座、连接凸台、第一销轴以及第一连接螺栓，其中，
12.所述第一安装底座呈倒t型，包括相互垂直的第一安装部以及第二安装部，所述第一安装部上开设有通孔，所述第二安装部与所述第一前安装节连接；
13.所述第一橡胶堆包括两个，两个所述第一橡胶堆分别设置在所述第一安装部的两侧，所述第一橡胶堆上开设有通孔；
14.所述第一销轴穿过所述第一橡胶堆以及所述第一安装部上的通孔，配合所述连接
凸台固定；
15.所述第一连接螺栓穿过所述第一销轴与飞机安装框连接。
16.在本技术的至少一个实施例中，所述第一橡胶堆包括硫化粘接而成的第一金属骨架、第一金属薄板以及第一橡胶块，其中，所述第一金属骨架位于所述第一橡胶块的一侧，5个所述第一金属薄板等间隔布置在所述第一橡胶块上，将所述第一橡胶块分隔成5层结构。
17.在本技术的至少一个实施例中，所述前侧减振装置包括第二橡胶堆、第二安装底座、第二销轴以及第二连接螺栓，其中，
18.所述第二安装底座呈倒t型，包括相互垂直的第三安装部以及第四安装部，所述第三安装部上开设有通孔，所述第四安装部与所述第二前安装节连接；
19.所述第二橡胶堆包括两个，两个所述第二橡胶堆分别设置在所述第三安装部的两侧，所述第二橡胶堆上开设有阶梯孔；
20.所述第二销轴包括两个，两个所述第二销轴分别插入对应的所述第二橡胶堆的阶梯孔中过盈配合；
21.所述第二连接螺栓穿过所述第二橡胶堆以及所述第二销轴与飞机安装框连接。
22.在本技术的至少一个实施例中，所述第二橡胶堆包括硫化粘接而成的第二金属骨架、第二金属薄板以及第二橡胶块，其中，所述第二金属骨架位于所述第二橡胶块的一侧，3个所述第二金属薄板等间隔布置在所述第二橡胶块上，将所述第二橡胶块分隔成3层结构，每个所述第二橡胶堆的压缩变形量为1.2mm。
23.在本技术的至少一个实施例中，所述第二金属骨架上开设有阶梯孔，两个所述第二销轴与对应的所述第二金属骨架过盈配合，装配后的两个所述第二销轴之间具有2.4mm的间隙。
24.在本技术的至少一个实施例中，所述第一橡胶块以及所述第二橡胶块为丁腈橡胶或氢化丁腈橡胶材质。
25.在本技术的至少一个实施例中，所述后侧减振装置包括第三橡胶堆、第三安装底座、支撑骨架、第三轴销、活动耳片、第三连接螺栓、第四连接螺栓以及第四销轴，其中，
26.所述第三安装底座呈倒t型，包括相互垂直的第五安装部以及第六安装部，所述第五安装部上安装有第一向心轴承，所述第六安装部与所述后安装节连接；
27.所述支撑骨架的第一端设置有双耳连接部，第二端的顶部通过螺钉安装有活动耳片，所述活动耳片上安装有第二向心轴承，所述支撑骨架的第二端的底部安装有第三向心轴承；
28.所述第三橡胶堆包括两个，两个所述第三橡胶堆分别通过螺钉安装在所述支撑骨架的两侧，所述第三橡胶堆的第一端开设有阶梯孔，第二端开设有通孔；
29.所述第三轴销包括两个，两个所述第三轴销分别插入对应的所述第三橡胶堆的阶梯孔中过盈配合，且两个所述第三轴销分别位于所述第一向心轴承的两侧；
30.所述第四销轴位于两个所述第三橡胶堆之间，且与所述第三橡胶堆的通孔相对应；
31.所述第三连接螺栓穿过所述第三橡胶堆的阶梯孔以及所述第三轴销、所述第一向心轴承以及所述双耳连接部，与飞机安装框连接；
32.所述第四连接螺栓穿过所述第三橡胶堆的通孔以及所述第四销轴与飞机安装框
连接。
33.在本技术的至少一个实施例中，所述第三橡胶堆包括硫化粘接而成的第三金属骨架、第三金属薄板以及第三橡胶块，其中，所述第三金属骨架位于所述第三橡胶块的一侧，多个所述第三金属薄板等间隔布置在所述第三橡胶块上，将所述第三橡胶块分隔成多层结构，每个所述第三橡胶堆的预压缩变形量为1mm。
34.在本技术的至少一个实施例中，所述第三橡胶块为硅橡胶材质。
35.发明至少存在以下有益技术效果：
36.本技术的大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统，采用较少的减振装置和扭矩补偿装置就可以实现发动机的减振安装，可显著提高发动机的隔振效率，在大型螺旋桨飞机发动机的减振安装领域具有很好的应用前景。
附图说明
37.图1是本技术一个实施方式的大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统示意图；
38.图2是本技术一个实施方式的前上减振装置整体示意图；
39.图3是本技术一个实施方式的前上减振装置剖视图；
40.图4是本技术一个实施方式的前侧减振装置整体示意图；
41.图5是本技术一个实施方式的前侧减振装置剖视图；
42.图6是本技术一个实施方式的后侧减振装置整体示意图；
43.图7是本技术一个实施方式的后侧减振装置剖视图。
44.其中：
45.1-涡桨发动机；10-安装点；11-前安装节；12-后安装节；2-前上减振装置；20-第一橡胶堆；21-第一安装底座；22-第一金属骨架；23-第一金属薄板；24-第一橡胶块；25-连接凸台；26-第一销轴；27-第一连接螺栓；3-前侧减振装置；30-第二橡胶堆；31-第二安装底座；32-第二金属骨架；33-第二金属薄板；34-第二橡胶块；35-第二销轴；36-第二连接螺栓；4-后侧减振装置；40-第三橡胶堆；41-第三安装底座；42-支撑骨架；43-第三金属骨架；44-第三橡胶块；45-第三金属薄板；46-第三轴销；47-向心轴承；48-活动耳片；49-第三连接螺栓；50-第四连接螺栓；51-螺钉；52-第四销轴；5-扭矩补偿装置。
具体实施方式
46.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。
47.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。
48.下面结合附图1至图7对本技术做进一步详细说明。
49.本技术提供了一种大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统，如图1所示，涡桨发动机1为长条形，含有两个安装面，分别为靠近螺旋桨一侧的前安装面，以及靠近涡轮燃烧室一侧的后安装面，前安装面上具有两个安装点10以及三个前安装节11，后安装面上具有两个后安装节12，其中，减振安装系统包括：
50.在两个安装点10处安装有扭矩补偿装置5，扭矩补偿装置5与飞机安装框连接，扭矩补偿装置5为机械式抗扭结构或液压式抗扭结构，采用现有的摇臂组合扭管实现抗扭功能。
51.三个前安装节11包括一个第一前安装节以及两个第二前安装节，第一前安装节位于前安装面的顶点，两个第二前安装节分别沿发动机纵垂面左右对称布置，在第一前安装节处安装有前上减振装置2，在第二前安装节处安装有前侧减振装置3。
52.两个后安装节12分别沿发动机纵垂面左右对称布置，在两个后安装节12处安装有后侧减振装置4。
53.在本技术的优选实施例中，如图2-3所示，前上减振装置2包括第一橡胶堆20、第一安装底座21、连接凸台25、第一销轴26以及第一连接螺栓27。其中，第一安装底座21呈倒t型，包括相互垂直的第一安装部以及第二安装部，第一安装部上开设有通孔，第二安装部上开设有多个用于与第一前安装节连接的安装孔。第一橡胶堆20包括两个，两个第一橡胶堆20分别设置在第一安装部的两侧，且第一橡胶堆20上开设有通孔，该通孔可以为阶梯孔；第一销轴26依次穿过一个第一橡胶堆20、第一安装部、另一个第一橡胶堆20上的通孔，配合连接凸台25固定；第一连接螺栓27穿过第一销轴26与飞机安装框连接。可以理解的是，第一销轴26上还设置有容纳在通孔中的限位凸台。
54.本实施例中，第一橡胶堆20包括硫化粘接而成的第一金属骨架22、第一金属薄板23以及第一橡胶块24，其中，第一金属骨架22位于第一橡胶块24的一侧，5个第一金属薄板23等间隔布置在第一橡胶块24上，将第一橡胶块24分隔成5层结构。可以理解的是，第一金属薄板23的数量以及第一橡胶块24的层数可以根据减振装置的压缩刚度与剪切刚度比例来确定。
55.在本技术的优选实施方式中，如图4-5所示，前侧减振装置3包括第二橡胶堆30、第二安装底座31、第二销轴35以及第二连接螺栓36，其中，第二安装底座31呈倒t型，包括相互垂直的第三安装部以及第四安装部，第三安装部上开设有通孔，第四安装部上开设有用于与第二前安装节连接的安装孔；第二橡胶堆30包括两个，两个第二橡胶堆30分别设置在第三安装部的两侧，第二橡胶堆30上开设有阶梯孔；第二销轴35包括两个，两个第二销轴35分别插入阶梯孔中，与对应的第二橡胶堆30过盈配合连接；第二连接螺栓36穿过第二橡胶堆30以及第二销轴35与飞机安装框连接。
56.本实施例中，第二橡胶堆30包括硫化粘接而成的第二金属骨架32、第二金属薄板33以及第二橡胶块34，其中，第二金属骨架32位于第二橡胶块34的一侧，3个第二金属薄板33等间隔布置在第二橡胶块34上，将第二橡胶块34分隔成3层结构。本实施例中，每个第二橡胶堆30的压缩变形量为1.2mm。第二金属骨架32上开设有阶梯孔，两个第二销轴35与对应
的第二金属骨架32过盈配合，装配后的两个第二销轴35之间具有2.4mm的间隙。可以理解的是，第二金属薄板33的数量以及第二橡胶块34的层数可以根据减振装置的压缩刚度与剪切刚度比例来确定。
57.有利的是，本实施例中，第一橡胶块24以及第二橡胶块34采用撕裂性能好的丁腈橡胶或氢化丁腈橡胶材质。
58.在本技术的优选实施方式中，如图6-7所示，后侧减振装置4包括第三橡胶堆40、第三安装底座41、支撑骨架42、第三轴销46、活动耳片48、第三连接螺栓49、第四连接螺栓50以及第四销轴52，其中，第三安装底座41呈倒t型，包括相互垂直的第五安装部以及第六安装部，第五安装部上安装有第一向心轴承，第六安装部与后安装节12连接；后侧减振装置4整体设置三个平面内的向心轴承47，其中，支撑骨架42的第一端设置有双耳连接部，第二端的顶部通过螺钉51安装有活动耳片48，第二端的底部安装有第三向心轴承，活动耳片48上安装有第二向心轴承；第三橡胶堆40包括两个，两个第三橡胶堆40分别通过螺钉51安装在支撑骨架42的两侧，第三橡胶堆40的第一端开设有阶梯孔，第二端开设有通孔；第三轴销46包括两个，两个第三轴销46分别插入对应的第三橡胶堆40的阶梯孔中过盈配合，且两个第三轴销46分别位于第一向心轴承的两侧；第四销轴52位于两个第三橡胶堆40之间，且与第三橡胶堆40的通孔相对应；第三连接螺栓49穿过第三橡胶堆40的阶梯孔以及第三轴销46、第一向心轴承以及双耳连接部，与飞机安装框连接；第四连接螺栓50穿过第三橡胶堆40的通孔以及第四销轴52与飞机安装框连接。
59.本实施例中，第三橡胶堆40包括硫化粘接而成的第三金属骨架43、第三金属薄板45以及第三橡胶块44，其中，第三金属骨架43位于第三橡胶块44的一侧，多个第三金属薄板45等间隔布置在第三橡胶块44上，将第三橡胶块44分隔成多层结构。通过设置第三连接螺栓49、第四连接螺栓50对第三橡胶堆40进行预压缩安装，每个第三橡胶堆40的预压缩变形量为1mm，通过第三轴销46和第四轴销52对第三橡胶堆40进行限位。后侧减振装置4的第三橡胶堆40仅提供剪切刚度，不提供压缩刚度。
60.有利的是，本实施例中，第三橡胶块44采用耐高温的高阻尼硅橡胶材质。
61.本技术的大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统，采用较少的减振装置和扭矩补偿装置就可以实现发动机的减振安装，各个减振装置结构简单，零件数量少，安装使用方便；各个减振装置经过紧密装配，空间尺寸较小，重量较轻，非常适合飞机设备减振安装；各个减振装置结构安全可靠，使用寿命长，其刚度和阻尼便于设计，可显著提高发动机的隔振效率，在大型螺旋桨飞机发动机的减振安装领域具有很好的应用前景。
62.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：
1.一种大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统，其特征在于，包括：涡桨发动机(1)，所述涡桨发动机(1)具有靠近螺旋桨一侧的前安装面，以及靠近涡轮燃烧室一侧的后安装面，所述前安装面上具有两个安装点(10)以及三个前安装节(11)，所述后安装面上具有两个后安装节(12)，其中，在两个所述安装点(10)处安装有机械式或液压式扭矩补偿装置(5)；三个所述前安装节(11)包括一个第一前安装节以及两个第二前安装节，所述第一前安装节位于所述前安装面的顶点，两个所述第二前安装节分别沿发动机纵垂面左右对称布置，在所述第一前安装节处安装有前上减振装置(2)，在所述第二前安装节处安装有前侧减振装置(3)；两个所述后安装节(12)分别沿发动机纵垂面左右对称布置，在两个所述后安装节(12)处安装有后侧减振装置(4)。2.根据权利要求1所述的大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统，其特征在于，所述前上减振装置(2)包括第一橡胶堆(20)、第一安装底座(21)、连接凸台(25)、第一销轴(26)以及第一连接螺栓(27)，其中，所述第一安装底座(21)呈倒t型，包括相互垂直的第一安装部以及第二安装部，所述第一安装部上开设有通孔，所述第二安装部与所述第一前安装节连接；所述第一橡胶堆(20)包括两个，两个所述第一橡胶堆(20)分别设置在所述第一安装部的两侧，所述第一橡胶堆(20)上开设有通孔；所述第一销轴(26)穿过所述第一橡胶堆(20)以及所述第一安装部上的通孔，配合所述连接凸台(25)固定；所述第一连接螺栓(27)穿过所述第一销轴(26)与飞机安装框连接。3.根据权利要求2所述的大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统，其特征在于，所述第一橡胶堆(20)包括硫化粘接而成的第一金属骨架(22)、第一金属薄板(23)以及第一橡胶块(24)，其中，所述第一金属骨架(22)位于所述第一橡胶块(24)的一侧，5个所述第一金属薄板(23)等间隔布置在所述第一橡胶块(24)上，将所述第一橡胶块(24)分隔成5层结构。4.根据权利要求3所述的大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统，其特征在于，所述前侧减振装置(3)包括第二橡胶堆(30)、第二安装底座(31)、第二销轴(35)以及第二连接螺栓(36)，其中，所述第二安装底座(31)呈倒t型，包括相互垂直的第三安装部以及第四安装部，所述第三安装部上开设有通孔，所述第四安装部与所述第二前安装节连接；所述第二橡胶堆(30)包括两个，两个所述第二橡胶堆(30)分别设置在所述第三安装部的两侧，所述第二橡胶堆(30)上开设有阶梯孔；所述第二销轴(35)包括两个，两个所述第二销轴(35)分别插入对应的所述第二橡胶堆(30)的阶梯孔中过盈配合；所述第二连接螺栓(36)穿过所述第二橡胶堆(30)以及所述第二销轴(35)与飞机安装框连接。5.根据权利要求4所述的大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统，其特征在于，所述第二橡胶堆(30)包括硫化粘接而成的第二金属骨架(32)、第二金属薄板(33)以及第二橡胶块(34)，其中，所述第二金属骨架(32)位于所述第二橡胶块(34)的一侧，3个所述第二金属薄
板(33)等间隔布置在所述第二橡胶块(34)上，将所述第二橡胶块(34)分隔成3层结构，每个所述第二橡胶堆(30)的压缩变形量为1.2mm。6.根据权利要求5所述的大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统，其特征在于，所述第二金属骨架(32)上开设有阶梯孔，两个所述第二销轴(35)与对应的所述第二金属骨架(32)过盈配合，装配后的两个所述第二销轴(35)之间具有2.4mm的间隙。7.根据权利要求6所述的大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统，其特征在于，所述第一橡胶块(24)以及所述第二橡胶块(34)为丁腈橡胶或氢化丁腈橡胶材质。8.根据权利要求1所述的大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统，其特征在于，所述后侧减振装置(4)包括第三橡胶堆(40)、第三安装底座(41)、支撑骨架(42)、第三轴销(46)、活动耳片(48)、第三连接螺栓(49)、第四连接螺栓(50)以及第四销轴(52)，其中，所述第三安装底座(41)呈倒t型，包括相互垂直的第五安装部以及第六安装部，所述第五安装部上安装有第一向心轴承，所述第六安装部与所述后安装节(12)连接；所述支撑骨架(42)的第一端设置有双耳连接部，第二端的顶部通过螺钉安装有活动耳片(48)，所述活动耳片(48)上安装有第二向心轴承，所述支撑骨架(42)的第二端的底部安装有第三向心轴承；所述第三橡胶堆(40)包括两个，两个所述第三橡胶堆(40)分别通过螺钉安装在所述支撑骨架(42)的两侧，所述第三橡胶堆(40)的第一端开设有阶梯孔，第二端开设有通孔；所述第三轴销(46)包括两个，两个所述第三轴销(46)分别插入对应的所述第三橡胶堆(40)的阶梯孔中过盈配合，且两个所述第三轴销(46)分别位于所述第一向心轴承的两侧；所述第四销轴(52)位于两个所述第三橡胶堆(40)之间，且与所述第三橡胶堆(40)的通孔相对应；所述第三连接螺栓(49)穿过所述第三橡胶堆(40)的阶梯孔以及所述第三轴销(46)、所述第一向心轴承以及所述双耳连接部，与飞机安装框连接；所述第四连接螺栓(50)穿过所述第三橡胶堆(40)的通孔以及所述第四销轴(52)与飞机安装框连接。9.根据权利要求8所述的大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统，其特征在于，所述第三橡胶堆(40)包括硫化粘接而成的第三金属骨架(43)、第三金属薄板(45)以及第三橡胶块(44)，其中，所述第三金属骨架(43)位于所述第三橡胶块(44)的一侧，多个所述第三金属薄板(45)等间隔布置在所述第三橡胶块(44)上，将所述第三橡胶块(44)分隔成多层结构，每个所述第三橡胶堆(40)的预压缩变形量为1mm。10.根据权利要求9所述的大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统，其特征在于，所述第三橡胶块(44)为硅橡胶材质。

技术总结
本申请属于大型涡桨客运飞机发动机减振安装技术应用领域，特别涉及一种大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统。包括：涡桨发动机具有靠近螺旋桨一侧的前安装面，以及靠近涡轮燃烧室一侧的后安装面，前安装面上具有两个安装点以及三个前安装节，后安装面上具有两个后安装节，其中，在两个安装点处安装有机械式或液压式扭矩补偿装置；三个前安装节包括一个第一前安装节以及两个第二前安装节，第一前安装节位于前安装面的顶点，两个第二前安装节分别沿发动机纵垂面左右对称布置，在第一前安装节处安装有前上减振装置，在第二前安装节处安装有前侧减振装置；两个后安装节分别沿发动机纵垂面左右对称布置，在两个后安装节处安装有后侧减振装置。减振装置。减振装置。


技术研发人员：董万元 陈永辉 王建强 王会利 陈春兰 燕群
受保护的技术使用者：中国飞机强度研究所
技术研发日：2023.03.21
技术公布日：2023/5/4