一种航空发动机机匣与喷管间连接结构的制作方法

1.本技术属于航空发动机机匣与喷管间连接设计技术领域，具体涉及一种航空发动机机匣与喷管间连接结构。


背景技术：

2.当前，航空发动机机匣后端与喷管前端，通过环形连接边利用螺栓紧固件进行连接、传力、密封，该种技术方案存在以下缺陷：
3.1)所需螺栓紧固件数量众多，不便于快速实现机匣与喷管的连接；
4.2)在某些场景下，机匣需要与喷管分段装配到飞机上，以螺栓紧固件进行连接操作不便；
5.3)机匣与喷管之间为硬连接，不具备变形补偿能力，受高温作用，易产生较大的应力集中，进而遭受损坏。
6.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
7.需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本技术的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本技术的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本技术的新颖性和创造性。


技术实现要素：

8.本技术的目的是提供一种航空发动机机匣与喷管间连接结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
9.本技术的技术方案是：
10.一种航空发动机机匣与喷管间连接结构，包括：
11.机匣连接环，前端外壁具有环形连接边，该环形连接边与机匣后端的环形连接边间通过螺栓紧固件进行连接；机匣连接环后端外壁具有环形台阶，环形台阶外侧具环形凸出，环形凸出的截面呈半圆形；
12.喷管连接环，后端外壁具有环形连接边，该环形连接边与喷管前端的环形连接边间通过螺栓紧固件进行连接；喷管连接环前端外壁具有外向环形折边，外向环形折边覆盖环形台阶，与环形凸出间小间隙配合；喷管连接环前端与机匣连接环后端之间存在间隙；
13.w型密封环，套设在机匣连接环外周，沿轴向密封在环形台阶、环形折边之间；
14.快卸环，为两半对接结构，两端具有内向环形折边；环形台阶、外向环形折边位于两个内向环形折边之间。
15.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机机匣与喷管间连接结构中，快卸环与环形台阶、外向环形折边之间小间隙配合。
16.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机机匣与喷管间连接结构中，两个内向环形折边末端向内弯折，分别与环形台阶、外向环形折边小间隙配合。
17.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机机匣与喷管间连接结构中，两
半快卸环之间通过安装边以螺栓紧固件连接。
附图说明
18.图1是本技术实施例提供的航空发动机机匣与喷管间连接结构的示意图；
19.其中：
20.1-机匣连接环；2-机匣；3-喷管连接环；4-喷管；5-w型密封环；6-快卸环。
21.为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本技术的限制。
具体实施方式
22.为使本技术的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本技术的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
23.此外，除非另有定义，本技术描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本技术所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本技术描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本技术的限制。本技术描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本技术描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本技术描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
24.此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本技术的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本技术中的具体含义。
25.下面结合附图1对本技术做进一步详细说明。
26.一种航空发动机机匣与喷管间连接结构，包括：
27.机匣连接环1，前端外壁具有环形连接边，该环形连接边与机匣2后端的环形连接边间通过螺栓紧固件进行连接；机匣连接环1后端外壁具有环形台阶，环形台阶外侧具环形凸出，环形凸出的截面呈半圆形；
28.喷管连接环3，后端外壁具有环形连接边，该环形连接边与喷管4前端的环形连接边间通过螺栓紧固件进行连接；喷管连接环3前端外壁具有外向环形折边，外向环形折边覆盖环形台阶，与环形凸出间小间隙配合；喷管连接环3前端与机匣连接环1后端之间存在间
隙；
29.w型密封环5，套设在机匣连接环1外周，沿轴向密封在环形台阶、环形折边之间；
30.快卸环6，为两半对接结构，两端具有内向环形折边；环形台阶、外向环形折边位于两个内向环形折边之间。
31.上述实施例公开的航空发动机机匣与喷管间连接结构，在具体应用时，可先将机匣连接环1与机匣2进行装配，喷管连接环3与喷管4进行装配，再配合装配w型密封环5，其后利用快卸环6进行限位，实现机匣2、喷管4间的连接，方便、快捷，在在飞机上分段装配时，仅需要将机匣连接环1、喷管连接环3、w型密封环5、快卸环6，操作方便。
32.对于上述实施例公开的航空发动机机匣与喷管间连接结构，领域内技术人员可以理解的是，其设计机匣连接环1后端外壁环形台阶上的环形凸出与喷管连接环3前端外壁外向环形折边之间小间隙配合，可在装配时起到径向调节结构补偿的作用，且可在高温环境下释放不协调变形产生的应力，此外，设计喷管连接环3前端与机匣连接环1后端之间存在间隙，且在环形台阶、外向环形折边之间以具有变形能力的w型密封环5进行密封，并以快卸环6进行约束，可在保证密封性能、传力能力的基础上，对高温变形进行补偿，释放不协调变形产生的应力，保护部件不受损伤。
33.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机机匣与喷管间连接结构中，快卸环6与环形台阶、外向环形折边之间小间隙配合，可为高温环境下的不协调变形提供变形裕量，避免产生较大应力，保护部件不受损伤。
34.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机机匣与喷管间连接结构中，两个内向环形折边末端向内弯折，分别与环形台阶、外向环形折边小间隙配合。
35.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机机匣与喷管间连接结构中，两半快卸环6之间通过安装边以螺栓紧固件连接，便于实现快速的可靠组装。
36.至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本技术的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本技术的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本技术的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本技术的保护范围之内。

技术特征：
1.一种航空发动机机匣与喷管间连接结构，其特征在于，包括：机匣连接环(1)，前端外壁具有环形连接边，该环形连接边与机匣(2)后端的环形连接边间通过螺栓紧固件进行连接；机匣连接环(1)后端外壁具有环形台阶，环形台阶外侧具环形凸出，环形凸出的截面呈半圆形；喷管连接环(3)，后端外壁具有环形连接边，该环形连接边与喷管(4)前端的环形连接边间通过螺栓紧固件进行连接；喷管连接环(3)前端外壁具有外向环形折边，外向环形折边覆盖环形台阶，与环形凸出间小间隙配合；喷管连接环(3)前端与机匣连接环(1)后端之间存在间隙；w型密封环(5)，套设在机匣连接环(1)外周，沿轴向密封在环形台阶、环形折边之间；快卸环(6)，为两半对接结构，两端具有内向环形折边；环形台阶、外向环形折边位于两个内向环形折边之间。2.根据权利要求1所述的航空发动机机匣与喷管间连接结构，其特征在于，快卸环(6)与环形台阶、外向环形折边之间小间隙配合。3.根据权利要求1所述的航空发动机机匣与喷管间连接结构，其特征在于，两个内向环形折边末端向内弯折，分别与环形台阶、外向环形折边小间隙配合。4.根据权利要求1所述的航空发动机机匣与喷管间连接结构，其特征在于，两半快卸环(6)之间通过安装边以螺栓紧固件连接。

技术总结
本申请涉及一种航空发动机机匣与喷管间连接结构，包括：机匣连接环，前端外壁具有环形连接边，该环形连接边与机匣后端的环形连接边间通过螺栓紧固件进行连接，后端外壁具有环形台阶，环形台阶外侧具环形凸出，环形凸出的截面呈半圆形；喷管连接环，后端外壁具有环形连接边，该环形连接边与喷管前端的环形连接边间通过螺栓紧固件进行连接，前端外壁具有外向环形折边，外向环形折边覆盖环形台阶，与环形凸出间小间隙配合；喷管连接环前端与机匣连接环后端之间存在间隙；W型密封环，沿轴向密封在环形台阶、环形折边之间；快卸环，为两半对接结构，两端具有内向环形折边；环形台阶、外向环形折边位于两个内向环形折边之间。折边位于两个内向环形折边之间。折边位于两个内向环形折边之间。


技术研发人员：张冬梅 孟庆明 孙震 刘旭阳
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：2023.03.24
技术公布日：2023/6/28