CN111237083B - 组合喷管结构及具有其的飞机 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种组合喷管结构及具有其的飞机，组合喷管结构包括发动机喷管、补偿喷管和密封组件，发动机喷管的出气口端与补偿喷管的进气口端间隔设置且两者之间为可拆卸连接，密封组件用于将出气口端与进气口端的连接处进行密封，以及补偿喷管还周向贴合固定在飞机蒙皮内壁上。本发明提供的组合喷管结构能够解决传统发动机喷管轴向受热伸长补偿及发动机拆装维护对结构的要求与飞机后向隐身对结构的要求相矛盾的技术问题。

Description

组合喷管结构及具有其的飞机

技术领域

本发明涉及航空发动机喷管设计技术领域，具体涉及一种组合喷管结构及具有其的飞机。

背景技术

隐身飞机、非常规布局飞机在我国发展迅猛。特别是隐身飞机，在后向隐身要求一直为隐身飞机设计难点。为了减少雷达反射截面，须要求发动机喷管与蒙皮之间没有间隙，传统的发动机喷管很难做到这点，原因在于：一方面由于发动机工作时会沿轴向受热伸长，这就要求传统发动机喷管必须与飞机蒙皮留有缝隙；另一方面由于发动机拆装及可维护性需求，发动机与机体连接点须尽量少，从而使得发动机喷管与机体蒙皮难以保证无缝隙要求。

发明内容

在下文中给出关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。其目的仅仅是以简化的形式给出某些概念，以此作为稍后论述的更详细描述的前序。

本发明的目的在于克服现有技术中的不足，提供一种组合喷管结构及具有其的飞机，本发明提供的组合喷管结构能够解决传统发动机喷管轴向受热伸长补偿及发动机拆装维护对结构的要求与飞机后向隐身对结构的要求相矛盾的技术问题。

本发明的技术解决方案：

根据一方面，提供一种组合喷管结构，组合喷管结构包括发动机喷管、补偿喷管和密封组件，发动机喷管的出气口端与补偿喷管的进气口端间隔设置且两者之间为可拆卸连接，密封组件用于将出气口端与进气口端的连接处进行密封，以及补偿喷管还周向贴合固定在飞机蒙皮内壁上。

进一步地，补偿喷管的出气口端周向贴合固定在飞机蒙皮的内壁上。

进一步地，发动机喷管的出气口端设置有第一对接法兰，补偿喷管的进气口端设置有第二对接法兰，第一对接法兰和第二对接法兰间隔设置并可拆卸相连接。

进一步地，第一对接法兰和第二对接法兰采用卡箍连接。

进一步地，第一对接法兰采用焊接、胶接或螺接方式与发动机喷管的出气口端相连接；第二对接法兰采用焊接、胶接或螺接方式与补偿喷管的进气口端相连接。

进一步地，密封组件包括若干第一密封件和若干第二密封件，第一密封件设置在第一对接法兰和卡箍之间；第二密封件设置在第二对接法兰和卡箍之间。

进一步地，第一密封件包括一一对应设置的第一凹槽和第一密封圈，第一凹槽周向设置在第一对接法兰的外侧，第一密封圈设置在第一凹槽内。

进一步地，第二密封件包括一一对应设置的第二凹槽和第二密封圈，第二凹槽周向设置在第二对接法兰的外侧，第二密封圈设置在第二凹槽内。

进一步地，第一密封件至少为两个，至少为两个的第一密封件间隔设置；第二密封件至少为两个，至少为两个的第二密封件间隔设置。

根据另一方面，提供一种飞机，该飞机包括上述的组合喷管结构。

应用上述技术方案，通过在传统发动机喷管的出气口端连接一补偿喷管，补偿喷管周向贴合设置在飞机蒙皮内壁上，保证了飞机的后向隐身需求；并且，在保证后向隐身的基础上，通过设计发动机喷管与补偿喷管间隔设置并可拆卸相连接，满足了两喷管轴向伸长受热补偿的需求以及发动机拆装维护性需求。本发明实施例提供的组合喷管结构，能够实现在发动机喷管不与蒙皮直接连接的条件下(两者之间有缝隙)，便可满足飞机后向隐身需求，且发动机装拆维护方便，大大降低维护成本以及在保证后向隐身的基础上，还能解决两喷管轴向伸长受热补偿的需求。

附图说明

所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为根据本发明实施例提供的组合喷管结构的局部连接示意图；

图2为根据本发明实施例提供的组合喷管结构的装配示意图；

图3为根据本发明实施例提供的组合喷管结构的装配剖面图；

上述附图中包含以下附图标记：

10、第一对接法兰；20、第二对接法兰；30、第一密封件；31、第一凹槽；32、第一密封圈；40、第二密封件；41、第二凹槽；42、第二密封圈；50、卡箍。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。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，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

正如背景技术所提到，后向隐身要求一直为隐身飞机设计难点，为了减少雷达反射截面，须要求发动机喷管与蒙皮之间没有间隙，传统的发动机喷管很难做到这点，原因在于：如果发动机喷管与飞机蒙皮之间设置为没有间隙，那么将会导致以下问题：1)飞机飞行过程中，发动机喷管受高温影响，避免不了会发生轴向受热伸长，如果此时发动机喷管贴合连接在蒙皮上，则将会将蒙皮顶出鼓包，损坏飞机；2)由于发动机喷管与发动机通常为一体设计，在进行发动机维护时，需要进行发动机拆卸，如果发动机喷管贴合连接在蒙皮上，将很难实现发动机拆卸，极大增加了维护成本。

基于上述背景，本发明实施例提供一种组合喷管结构，包括发动机喷管、补偿喷管和密封组件，所述发所述发动机喷管的出气口端与所述补偿喷管的进气口端间隔设置且两者之间为可拆卸连接，密封组件用于将出气口端与进气口端的连接处进行密封，以及所述补偿喷管还周向贴合固定设置在飞机蒙皮内壁上。

应用本发明实施例提供的组合喷管结构，解决了隐身飞机后向隐身设计的难题。本发明实施例通过在传统发动机喷管的出气口端连接一补偿喷管，一方面，补偿喷管的至少部分周向贴合固定设置在飞机蒙皮内壁上，即保证在后的补偿喷管与飞机蒙皮之间无缝隙，实现了飞机的后向隐身需求；另一方面，在保证飞机的后向隐身的基础上，为了解决发动机拆卸问题和喷管受热膨胀问题(如上所述，若连接蒙皮，可能将蒙皮顶出)，本发明实施例设计发动机喷管与补偿喷管间隔设置并可拆卸相连接，两者间隔设置，即在两个喷管受热轴向膨胀的情况下，由于两者之间具有间隙，可以补偿这种膨胀变形；两者可拆卸连接，由于补偿喷管固定设置在飞机蒙皮上，此时的发动机喷管便可不与蒙皮连接，在拆卸时，只需要将发动机喷管与补偿喷管拆卸即可，不仅不破坏飞机部件，还极大实现了拆卸的便捷性，降低了装拆成本。

本发明实施例中，上述的发动机喷管即为传统飞机的发动机喷管，其和飞机其他部件的位置关系在此不再详细赘述，对于本发明实施例方案，该发动机喷管可以在满足在后补偿喷管与蒙皮无间隙的条件下(即满足隐身要求)，实现发动机热胀冷缩补偿量以及发动机安装要求。

本发明实施例中，上述的补偿喷管设置在飞机蒙皮内，其和发动机喷管在蒙皮内的设置方向一致。

本发明实施例中，不对补偿喷管的形状做具体限定，可以与发动机形状保持一致，也可根据飞机蒙皮空间进行设计，此外，为了更好实现发动机喷管和补偿喷管之间的密封连接，发动机喷管的出气口端和补偿喷管的进气口端设置为一致。

本发明实施例中，发动机喷管的出气口端与补偿喷管的进气口端之间间隔设置，即两者之间留有间隙，这样不约束发动机喷管轴向位移，以保证发动机受热轴向伸长量；此外，该间隙大小可按照发动机安装要求进行设计。

本发明实施例中，所述的补偿喷管可采用铆接或焊接方式周向贴合固定在飞机蒙皮内壁上。

作为本发明一种实施例，为了保证飞机更好的后向隐身效果，可知设计补偿喷管的出气口端周向贴合固定在飞机蒙皮的内壁上。通过设置补偿喷管的出气口端周向贴合固定在飞机蒙皮的内壁上，可极大减少雷达反射截面，进而保证后向隐身效果。

作为本发明一种实施例，如图1-3所示，为了实现发动机喷管和补偿喷管的连接，发动机喷管的出气口端设置有第一对接法兰10，补偿喷管的进气口端设置有第二对接法兰20，第一对接法兰10和第二对接法兰20间隔设置并可拆卸相连接。

本发明实施例中，第一对接法兰10可套设在发动机喷管的出气口段，第一对接法兰10可采用焊接、胶接或螺接方式与发动机喷管的出气口端相连接；第二对接法兰20可套设在补偿喷管的进气口端，第二对接法兰20采用焊接、胶接或螺接方式与补偿喷管的进气口端相连接。

作为本发明一种实施例，如图1-3所示，为了实现发动机喷管和补偿喷管的可拆卸连接，第一对接法兰10和第二对接法兰20采用卡箍50连接。

本发明实施例中，如图1-3所示，第一对接法兰10和第二对接法兰20之间使用两个半圆形状的卡箍50进行固定，两个卡箍50之间使用4个M8螺栓固定。当需要拆卸发动机喷管和补偿喷管时，只需要拆除卡箍50即可，这样便实现了发动机喷管与补偿喷管之间的可拆卸连接。

作为本发明一种实施例，如图1-3所示，为了实现密封组件的密封作用，密封组件可以包括若干第一密封件30和若干第二密封件40，第一密封件30设置在第一对接法兰10和卡箍50之间；第二密封件40设置在第二对接法兰20和卡箍50之间。通过此种配置方式，将第一密封件30设置在第一对接法兰10和卡箍50之间便可实现第一对接法兰10和卡箍50之间的密封；将第二密封件40设置在第二对接法兰20和卡箍50之间便可实现第二对接法兰20和卡箍50之间的密封，上述设计方式即可实现发动机喷管和补偿喷管之间的密封，以保证飞机正常飞行。

作为本发明一种实施例，如图1-3所示，为了便于密封进行以及卡箍50与法兰之间的连接；第一密封件30包括一一对应设置的第一凹槽31和第一密封圈32，第一凹槽31周向设置在第一对接法兰10的外侧，第一密封圈32设置在第一凹槽31内。同样的，第二密封件40包括一一对应设置的第二凹槽41和第二密封圈42，第二凹槽41周向设置在第二对接法兰20的外侧，第二密封圈42设置在第二凹槽41内。本发明实施例中，可以在第一对接法兰10和第二对接法兰20上来成型第一凹槽31和第二凹槽41。

本发明实施例中，上述的第一密封圈32和第二密封圈42可以为橡胶密封圈。

作为本发明一种实施例，为了保证更好地密封效果，第一密封件30至少为两个，所述至少为两个的第一密封件30间隔设置；同样的，第二密封件40也可以至少为两个，至少为两个的第二密封件40间隔设置。

根据另一实施例还提供一种飞机，该飞机包括上述的组合喷管结构。其中，组合喷管结构与飞机其他部件的连接方式可具体见上述内容。

本发明实施例通过在传统发动机喷管的出气口端连接一补偿喷管，补偿喷管的至少部分周向贴合设置在飞机蒙皮内壁上，保证了飞机的后向隐身需求；并且，在保证后向隐身的基础上，通过设计发动机喷管与补偿喷管间隔设置并可拆卸相连接，满足了两喷管轴向伸长受热补偿的需求以及发动机拆装维护性需求。本发明实施例提供的组合喷管结构，能够实现在发动机喷管不与蒙皮直接连接的条件下(两者之间有缝隙)，便可满足飞机后向隐身需求，且发动机装拆维护方便，大大降低维护成本以及在保证后向隐身的基础上，还能解决两喷管轴向伸长受热补偿的需求。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。

Claims (2)

1.一种组合喷管结构，其特征在于，所述组合喷管结构包括发动机喷管、补偿喷管和密封组件，所述发动机喷管为传统发动机喷管，所述发动机喷管的出气口端与所述补偿喷管的进气口端间隔设置且两者之间为可拆卸连接，所述密封组件用于将出气口端与进气口端的连接处进行密封，以及所述补偿喷管还周向贴合固定在飞机蒙皮内壁上；所述补偿喷管的出气口端周向贴合固定在飞机蒙皮的内壁上；所述发动机喷管的出气口端设置有第一对接法兰，所述补偿喷管的进气口端设置有第二对接法兰，所述第一对接法兰和所述第二对接法兰间隔设置并可拆卸相连接；所述第一对接法兰和所述第二对接法兰采用卡箍连接；所述密封组件包括若干第一密封件和若干第二密封件，所述第一密封件设置在所述第一对接法兰和所述卡箍之间；所述第二密封件设置在所述第二对接法兰和所述卡箍之间；

所述第一对接法兰采用焊接、胶接或螺接方式与所述发动机喷管的出气口端相连接；所述第二对接法兰采用焊接、胶接或螺接方式与所述补偿喷管的进气口端相连接；

所述第一密封件包括一一对应设置的第一凹槽和第一密封圈，所述第一凹槽周向设置在所述第一对接法兰的外侧，所述第一密封圈设置在所述第一凹槽内；

所述第二密封件包括一一对应设置的第二凹槽和第二密封圈，所述第二凹槽周向设置在所述第二对接法兰的外侧，所述第二密封圈设置在所述第二凹槽内；

所述第一密封件至少为两个，至少为两个的所述第一密封件间隔设置；所述第二密封件至少为两个，至少为两个的所述第二密封件间隔设置。

2.一种飞机，其特征在于，所述飞机包扩 如权利要求1所述的组合喷管结构。

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