CN110466783B - 一种飞机尾部整流片组件 - Google Patents

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Abstract

本申请属于航空发动机设计技术领域，涉及一种飞机尾部整流片组件，包括整流片(1)及限位环(3)，整流片前端通过弹簧(5)连接在机尾罩(2)的内表面，其后端通过螺栓组件固定在发动机喷管的承力环(13)上，与外调节片搭接；限位环(3)的外圈固定在所述机尾罩(2)的尾部，内圈弹性搭接至所述整流片(1)上；所述限位环(3)的端部搭接到整流片(1)上时，弹簧处于拉伸状态，且所述整流片前端与加力筒体之间具有间隙。本申请能够防止整流片与加力筒体、机尾罩直接接触，保证加力筒体及整流片本身不受剐蹭、磨损，同时不影响整流片原有的功能。所提供的飞机尾部整流片组件能实现自动调节，结构简单，故障率低，适用范围广。

Description

一种飞机尾部整流片组件
技术领域
本申请属于航空发动机设计技术领域，特别涉及一种飞机尾部整流片组件。
背景技术
整流片作为发动机与飞机后机身搭接的弹性部件，固定在喷管最外侧，是发动机喷管外调节片与飞机的机尾罩转接的具有整流作用的弹性片。其主要功能为：连接发动机和飞机使其平滑过渡，消除发动机或飞机加工误差引起的安装困难；能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，以便冷却作动筒、调节片(密封片)和喷管传力机构；保持喷管外壁面完整，降低飞行中的后体阻力。
图2中的部分示意了现有的整流片安装方式：整流片1后端通过螺栓组件固定在发动机喷管的承力环(13)上，与外调节片(12)搭接，中间部分通过周向一排或两排螺钉安装在支撑环上，前端自由状态为悬臂结构，位于加力筒体9与机尾罩2之间，安装状态为周向顶在机尾罩内壁面上，即被飞机机尾罩箍罩在其中，在飞行过程经常出现由于内外流强大的压差作用，导致整流片前端直接被压缩至加力筒体外表面上，由于气流的不稳定性，该处长时间处于应力接触，导致加力筒体周向会产生较深的切痕，对加力筒体后端结构强度造成极大影响，长久飞行后加力筒体及喷管易产生切断隐患，另外，弹性片外表面与机尾罩尾端也时常处于微动摩擦的状态，整流片使用后外表面也会出现较深的切痕，对发动机的使用安全造成威胁。
发明内容
为解决上述问题之一，本申请提出了一种飞机尾部整流片组件，包括：
整流片，其前端通过弹簧连接在机尾罩的内表面，其后端通过螺栓组件固定在发动机喷管的承力环上，与外调节片搭接；
限位环，其外圈固定在所述机尾罩的尾部，内圈弹性搭接至所述整流片上；
所述限位环的端部搭接到整流片上时，所述弹簧处于拉伸状态，且所述整流片前端与加力筒体之间具有间隙。
优选的是，所述整流片包括多个，沿所述机尾罩周向布置，每个所述整流片均通过各自对应的弹簧连接所述机尾罩。
优选的是，所述整流片的数量为15件、16件或18件中的任一。
优选的是，所述弹簧的两端分别设置有上支撑块与下支撑块，下支撑块固定连接在整流片的前端，上支撑块固定连接在所述机尾罩的内壁上。
优选的是，下支撑块与整流片的前端焊接，上支撑块与所述机尾罩的内壁焊接。
优选的是，下支撑块与整流片的前端通过螺栓连接，上支撑块与所述机尾罩的内壁通过螺栓连接。
优选的是，所述限位环通过螺栓及螺母固定在机尾罩的端部。
优选的是，所述限位环的内圈通过弧形面弹性搭接在所述整流片上。
本申请能够防止整流片与加力筒体、机尾罩直接接触，保证加力筒体及整流片本身不受剐蹭、磨损，同时不影响整流片原有的功能。本申请所提供的飞机尾部整流片组件能实现自动调节，结构简单，故障率低，适用范围广。
附图说明
图1是本申请飞机尾部整流片组件的截面示意图。
图2是本申请飞机尾部整流片组件应用示意图。
图3是本申请飞机尾部整流片组件图1的侧视图。
其中，1-整流片，2-机尾罩，3-限位环，4-上支撑块，5-弹簧，6-下支撑块，7-螺栓，8-螺母，9-加力筒体，10-喷管收敛段，11-喷管扩张段，12-外调节片，13-承力环。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式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。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，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方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
本申请的目的在于提供一种飞机尾部整流片组件，防止整流片与加力筒体、机尾罩直接接触，保证加力筒体及整流片本身不受剐蹭、磨损，同时保证整流片原有的功能。
本申请提供的飞机尾部整流片组件，如图1所示，主要包括整流片1、机尾罩2、限位环3、上支撑块4、弹簧5、下支撑块6、螺栓7、螺母8及加力筒体9，具体为：
整流片1前端通过弹簧5连接在机尾罩2的内表面，其后端通过螺栓组件固定在发动机喷管的承力环13上，与外调节片12搭接；
限位环3的外圈固定在所述机尾罩2的尾部，内圈弹性搭接至所述整流片1上；
所述限位环3的端部搭接到整流片1上时，所述弹簧5处于拉伸状态，且所述整流片前端与加力筒体9之间具有间隙。
在一些可选实施方式中，所述整流片1包括多个，沿所述机尾罩2周向布置，每个所述整流片1均通过各自对应的弹簧5连接所述机尾罩2。
在一些可选实施方式中，所述弹簧5的两端分别设置有上支撑块4与下支撑块6，下支撑块6固定连接在整流片1的前端，上支撑块4可固定连接在所述机尾罩2的内壁，参考图3，本申请中所述整流片1、上支撑块4、弹簧5、下支撑块6数量相同，周向15、16或18件均布，上支撑块4、下支撑块6分别固定在机尾罩2内表面、整流片1外表面，弹簧5上下两端分别固定在上支撑块4、下支撑块6上，安装后处于拉伸状态，限位环3数量为1件，前端通过螺栓7、螺母8紧固在机尾罩后端，非工作状态时限位环3后端与整流片1周向弹性接触，顶在整流片1外表面上。
在一些可选实施方式中，下支撑块6与整流片1的前端焊接，上支撑块4与所述机尾罩2的内壁焊接。备选实施方式中，也可以采用螺栓连接。
在一些可选实施方式中，所述限位环3的内圈通过弧形面弹性搭接在所述整流片1上。
参考图1及图2，图2中，加力筒体9后端为喷管，包括喷管收敛段10及喷管扩张段11，喷管扩张段11与喷管的外调节片12相连(未示出)，所述整流片组件的工作原理是：飞机高空飞行过程中，气流压力不稳定，当外流(A)压力小于内流(B)压力时，整流片1顶在限位环3后端，防止整流片前端与机尾罩2后端剐蹭；当外流(A)压力大于内流(B)压力时，整流片1下压，过程中受到弹簧5的拉伸阻尼作用，避免了整流片前端与加力筒体9直接接触，从而防止加力筒体9被剐蹭。
本申请能够防止整流片与加力筒体、机尾罩直接接触，保证加力筒体及整流片本身不受剐蹭、磨损，同时不影响整流片原有的功能。本申请所提供的飞机尾部整流片组件能实现自动调节，结构简单，故障率低，适用范围广。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请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申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (7)

1.一种飞机尾部整流片组件，其特征在于，包括：
整流片(1)，其前端通过弹簧(5)连接在机尾罩(2)的内表面，其后端通过螺栓组件固定在发动机喷管的承力环(13)上，与外调节片(12)搭接；
限位环(3)，其外圈固定在所述机尾罩(2)的尾部，内圈弹性搭接至所述整流片(1)上；
所述限位环(3)的端部搭接到整流片(1)上时，所述弹簧(5)处于拉伸状态，且所述整流片前端与加力筒体(9)之间具有间隙；
其中，所述整流片(1)包括多个，沿所述机尾罩(2)周向布置，每个所述整流片(1)均通过各自对应的弹簧(5)连接所述机尾罩(2)。
2.如权利要求1所述的飞机尾部整流片组件，其特征在于，所述整流片(1)的数量为15件、16件或18件中的任一。
3.如权利要求1所述的飞机尾部整流片组件，其特征在于，所述弹簧(5)的两端分别设置有上支撑块(4)与下支撑块(6)，下支撑块(6)固定连接在整流片(1)的前端，上支撑块(4)固定连接在所述机尾罩(2)的内壁上。
4.如权利要求3所述的飞机尾部整流片组件，其特征在于，下支撑块(6)与整流片(1)的前端焊接，上支撑块(4)与所述机尾罩(2)的内壁焊接。
5.如权利要求3所述的飞机尾部整流片组件，其特征在于，下支撑块(6)与整流片(1)的前端通过螺栓连接，上支撑块(4)与所述机尾罩(2)的内壁通过螺栓连接。
6.如权利要求1所述的飞机尾部整流片组件，其特征在于，所述限位环(3)通过螺栓(7)及螺母(8)固定在机尾罩(2)的端部。
7.如权利要求1所述的飞机尾部整流片组件，其特征在于，所述限位环(3)的内圈通过弧形面弹性搭接在所述整流片(1)上。
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