一种适合于双涵道涡扇发动机的尾喷管结构的制作方法

1.本发明涉及航空发动机技术领域，具体地说是一种适合于双涵道涡扇发动机的尾喷管结构。


背景技术：

2.随着航空产业的发展、部队作战任务的需求，微小型涡扇发动机需求越来越多。围绕着低成本、高可靠的要求，微小型涡扇发动机的众多部件都不能简单沿用大型涡扇发动机的结构，而是要进行适当的改进或创新。其中尾喷管的设计就是其中之一。
3.现有的双涵道涡扇发动机包括从内到外依次设置的内锥、中机匣和外机匣，内锥和所述中机匣之间设有内涵道，中机匣和外机匣之间设有外涵道。其中，内锥通过连接件与发动机中的固定件固定连接，中机匣是通过法兰盘固连在发动机静子上的，外机匣是通过法兰盘固连在发动机外匣上的，中机匣和外机匣之间无连接件，这种结构，为了保证外机匣的稳定性，就必须提高外机匣与发动机外匣之间连接的连接组件的强度，但是，为了提高强度，就必须对发动机外匣的结构、尺寸甚至材质做适应性的调整——这大幅度的增加生产和设计的成本。这也就增大了尾喷管连接的难度。同时，现有技术中的上述连接方案，还使外机匣的所有负载均作用于外机匣与发动机外匣之间的区域上，而该区域是需要设置密封件的，这就会导致该区域的密封磨损、压损速度提升。


技术实现要素：

4.本发明的目的在于提供一种适合于双涵道涡扇发动机的尾喷管结构，用于降低尾喷管在双涵道发动机上稳定连接的难度。
5.本发明解决其技术问题所采取的技术方案是：
6.一种适合于双涵道涡扇发动机的尾喷管结构，包括从内到外依次设置的内锥、中机匣和外机匣，所述内锥和所述中机匣之间设有内涵道，所述中机匣和所述外机匣之间设有外涵道，所述内锥上固连有至少两个连接支架，各连接支架环绕内锥的周向分布，所述连接支架的外端固连外机匣上，所述中机匣固连在连接支架上，所述中机匣上设有法兰盘件，法兰盘件可拆卸地连接在发动机的静子上。
7.有益效果是：连接支架将内锥、中机匣和外机匣相互固连在一起，法兰盘件与静子固连，进而对外机匣起到支撑和固定作用，进而会大幅度降低外机匣与发动机外匣连接处的受力，利于降低设计和加工成本，也利于保护位于外机匣与发动机外匣之间的密封结构，利于提高使用寿命。由于静子本身就是结构件，由于外机匣的间接固连所带来的额外的受力，远小于其承载能力的盈余，所以，也无需再对静子结构进行调整。盈余空间，完全可实用该处的受力分摊。同时，内锥除了起到气流导流的作用，也起到内部支撑件的作用——对中机匣和外机匣起到结构支撑承载的作用，避免中机匣和外机匣变形，保持内涵道和外涵道容积的准确性。
8.进一步地，所述连接支架的内端焊固在所述内锥上。
9.有益效果是：利于保持结构的稳定性。
10.进一步地，各所述连接支架分别与所述中机匣焊固。
11.有益效果是：利于保持结构的稳定性。
12.进一步地，所述连接支架的外端通过螺钉件可拆卸地连接在所述外机匣上。
13.有益效果是：便于本发明的拆卸组装和检修工作。
14.进一步地，所述外机匣上设有用于穿套所述螺钉件的螺钉座，所述连接支架的外端设有用于与所述螺钉件配合的螺纹孔。
15.有益效果是：便于螺钉件的连接工作。
16.进一步地，所述螺钉座焊固在所述外机匣上。
17.有益效果是：便于在本发明上加工螺钉座。
18.进一步地，所述连接支架上埋设有螺纹孔座，螺纹孔座上设有用于与所述螺钉件配合的螺纹孔。
19.有益效果是：便于螺纹孔的加工工作。
20.进一步地，所述连接支架的前侧设有导流角，导流角朝前设置。
21.有益效果是：利于降低气流的阻力，提高发动机的效率。
附图说明
22.图1为本发明实施方式的示意图；
23.图2为图1中的a部分的放大图；
24.图3为内锥、中机匣和连接支架的实施方式的立体示意图；
25.图4为图3的主视示意图；
26.图5为图4的b-b剖面示意图；
27.图中：1静子，11转轴，12涡扇，13发动机外匣，2内锥，3中机匣，31法兰盘件，4外机匣，41螺钉件，42螺钉座，5内涵道，6外涵道，7连接支架，71螺纹孔座，72导流角。
具体实施方式
28.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
29.如图1和图3所示，对于用于与螺钉件41配合的螺纹孔设置的技术方案，图1和图3体现了两种可供选择的不同的方案。对于法兰盘件31上的用于穿套螺栓的孔位分布的技术方案，图1和图3体现了两种不同的分布方案。
30.如图1至图5所示，一种适合于双涵道涡扇发动机的尾喷管结构，其中，双涵道蜗扇发动机包括静子1和相对静子1转动设置的转轴11，转轴11上设有涡扇12。一种适合于双涵道涡扇发动机的尾喷管结构，包括从内到外依次设置的内锥2、中机匣3和外机匣4，定义内锥2相对转轴11靠“后”设置。内锥2和中机匣3之间设有内涵道5，中机匣3和外机匣4之间设有外涵道6，内锥2上固连有至少两个连接支架7，各连接支架7环绕内锥2的周向分布，连接支架7的外端固连外机匣4上，中机匣3固连在连接支架7上，中机匣3上设有法兰盘件31，法
兰盘31件可拆卸地连接在发动机的静子1上。连接支架7的内端焊固在内锥2上。各连接支架7分别与中机匣3焊固。连接支架7的外端通过螺钉件41可拆卸地连接在外机匣4上。内锥2、中机匣3、外机匣4和连接支架7的材料可用s304、s310等不锈钢，焊接可采用钎焊、氩弧焊等。连接支架7的最佳实施数量为三个或四个。外机匣4与发动机外匣之间通过螺栓组连接，并设置密封。
31.如图1至图5所示，一种适合于双涵道涡扇发动机的尾喷管结构的一种组装方式如下：将内锥2、中机匣2、连接支架7通过焊接固连的方式加工成为一体式结构
→
然后通过螺栓将法兰盘件7固连在静子1上
→
将外机匣4固连至连接支架7的外端
→
件外机匣4与发动机外匣13进行连接。
32.如图1至图5所示，本发明的有益效果是：连接支架7将内锥2、中机匣3和外机匣4相互固连在一起，法兰盘件31与静子1固连，进而对外机匣4起到支撑和固定作用，进而会大幅度降低外机匣4与发动机外匣13连接处的受力，利于降低设计和加工成本，也利于保护位于外机匣4与发动机外匣13之间的密封结构，利于提高使用寿命。由于静子1本身就是结构件，由于外机匣4的间接固连所带来的额外的受力，远小于其承载能力的盈余，所以，也无需再对静子结构进行调整。盈余空间，完全可实用该处的受力分摊。同时，内锥2除了起到气流导流的作用，也起到内部支撑件的作用——对中机匣3和外机匣4起到结构支撑承载的作用，避免中机匣3和外机匣4变形，保持内涵道和外涵道容积的准确性。
33.如图1和图2所示，外机匣4上设有用于穿套螺钉件41的螺钉座42，连接支架7的外端设有用于与螺钉件41配合的螺纹孔。螺钉座42焊固在外机匣4上。连接支架7上埋设有螺纹孔座71，螺纹孔座71上设有用于与螺钉件41配合的螺纹孔。
34.如图3-至图5所示，对于螺纹孔的技术方案，也可直接在连接支架的端部直接开设螺纹孔。
35.如图3所示，连接支架7的前侧设有导流角72，导流角72朝前设置，利于降低对于气流的阻力，进而保证发动机的工作效率。
36.本实施方式中，连接支架采用的是实心的结构。除此之外，连接支架也可采用空心结构。也可通过钣金板，经过钣金加工出空心结果的连接支架，进而利于降低飞机的整体质量。