CN216768664U - 法兰连接结构、进气道连接结构和飞机 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供一种法兰连接结构、进气道连接结构和飞机，可以提高法兰连接结构的疲劳寿命和抗冲击性能。该飞机包括该进气道连接结构，该进气道连接结构包括该法兰连接结构，该法兰连接结构包括第一法兰、第二法兰、螺栓和螺母，所述第一法兰和所述第二法兰分别包括第一连接孔和第二连接孔，所述螺栓和所述螺母通过所述第一连接孔和所述第二连接孔连接所述第一法兰和所述第二法兰，所述法兰连接结构还包括衬套件，所述衬套件设置在所述螺栓的径向外侧，并分别与所述第一连接孔和第二连接孔过盈配合。

Description

法兰连接结构、进气道连接结构和飞机

技术领域

本实用新型涉及航空发动机短舱技术领域，具体涉及一种法兰连接结构、进气道连接结构和飞机。

背景技术

航空发动机短舱的主要功能是将发动机固定在飞机上、优化发动机气动流场以及保护发动机免遭外部损伤。发动机短舱主要由进气道、风扇罩、反推装置、尾喷管、安装***等部件组成，其中进气道的主要功能是为发动机提供稳定均匀的进气流场，并对进气流场进行减速增压，以确保发动机工作稳定可靠。

对接环是进气道安装在发动机上的主要受力零件，对接环的破坏将导致进气道从发动机上脱落，严重威胁到飞机的安全飞行。当发动机的风扇叶片从发动机转子上脱落时，即发生FBO(fan blade out，风扇叶片脱出)事件时，具有极大能量的风扇叶片直接撞击到风扇机匣上，这将产生非常大的冲击载荷。冲击载荷从发动机风扇机匣作用到进气道对接环上，为避免出现进气道在冲击载荷作用下从发动机上脱落，对接环与风扇机匣的连接设计极为关键，除了需要承受住FBO产生的冲击载荷外，进气道对接环还需具有满足强度设计要求的疲劳寿命。

目前进气道与发动机连接的主要技术方案是对接环的法兰安装边与风扇机匣的法兰安装边通过螺栓连接。通常对接环为铝合金材料，风扇机匣为铝合金或者复合材料，螺栓为高强度合金材料，由于铝合金和复合材料的屈服强度、破坏强度和疲劳寿命远低于高强度合金，因此存在对接环法兰安装边和风扇机匣法兰安装边比连接螺栓先破坏的风险，此外，由于螺栓与对接环法兰安装边和风扇机匣法兰安装边的螺栓孔之间存在间隙，通过螺栓传递的载荷容易在螺栓孔处产生应力集中，在应力集中处容易萌生裂纹，这将降低对接环和风扇机匣的疲劳寿命。

实用新型内容

本实用新型的一个目的是提供一种法兰连接结构，可以提高疲劳寿命和抗冲击性能。

为实现所述目的的法兰连接结构，包括第一法兰、第二法兰、螺栓和螺母，所述第一法兰和所述第二法兰分别包括第一连接孔和第二连接孔，所述螺栓和所述螺母通过所述第一连接孔和所述第二连接孔连接所述第一法兰和所述第二法兰，所述法兰连接结构还包括衬套件，所述衬套件设置在所述螺栓的径向外侧，并分别与所述第一连接孔和第二连接孔过盈配合。

在所述的法兰连接结构的一个或多个实施方式中，所述衬套件为分体式结构，包括第一衬套和第二衬套，所述第一衬套设置在所述第一连接孔内，所述第二衬套设置在所述第二连接孔内。

在所述的法兰连接结构的一个或多个实施方式中，所述第一衬套的屈服强度和破坏强度分别高于所述第一法兰的屈服强度和破坏强度，所述第二衬套的屈服强度和破坏强度分别高于所述第二法兰的屈服强度和破坏强度。

在所述的法兰连接结构的一个或多个实施方式中，所述衬套件的材料与所述螺栓的材料相同。

在所述的法兰连接结构的一个或多个实施方式中，所述衬套件的材料为高强度合金。

在所述的法兰连接结构的一个或多个实施方式中，所述衬套件的材料为低合金高强度钢或高温合金。

在所述的法兰连接结构的一个或多个实施方式中，所述衬套件包括配合段和定位段，所述配合段和所述定位段之间形成轴肩，所述配合段用于与所述第一连接孔或所述第二连接孔过盈配合，所述轴肩用于抵靠在所述第一法兰或所述第二法兰的表面。

在所述的法兰连接结构的一个或多个实施方式中，所述法兰连接结构还包括吸能元件，所述吸能元件设置在所述螺栓的头部与所述第一法兰或所述第二法兰之间，或/和设置在所述螺母与所述第一法兰或所述第二法兰之间，当所述法兰连接结构所承受的载荷高于预定值时，所述吸能元件能够发生形变以吸收所述载荷。

该法兰连接结构通过在第一法兰的第一连接孔和第二法兰的第二连接孔内设置套筒件，使套筒件分别与第一连接孔和第二连接孔过盈配合，可以有效地降低第一连接孔和第二连接孔处的应力集中，减缓第一连接孔和第二连接孔处的裂纹萌生，提高第一法兰和第二法兰的疲劳寿命和抗冲击性能，且在衬套件发生损坏时，可以方便地对其进行更换，维护操作便捷，维护成本较低。该法兰连接结构的结构简单，易于制造和装配，成本较低，不但适用于进气道连接结构，也适用于其他部件的连接。

本实用新型的另一个目的是提供一种进气道连接结构，具有较高的疲劳寿命和抗冲击性能。

为实现所述目的的进气道连接结构，包括前述的法兰连接结构，所述进气道和所述航空发动机分别提供所述第一法兰和所述第二法兰。

本实用新型的又一个目的是提供一种飞机，其进气道连接结构具有较高的疲劳寿命和抗冲击性能。

为实现所述目的的飞机，包括前述的进气道连接结构。

该飞机和该进气道连接结构通过采用该法兰连接结构，可以提高对接环和风扇机匣的疲劳寿命和抗冲击性能，保护对接环和风扇机匣免遭FBO载荷破坏，且维护操作便捷，维护成本较低。

附图说明

本实用新型的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：

图1是进气道的示意图。

图2是对接环的示意图。

图3是法兰连接结构的示意图。

图4是第一衬套的示意图。

图5是第二衬套的示意图。

具体实施方式

下述公开了多种不同的实施所述的主题技术方案的实施方式或者实施例。为简化公开内容，下面描述了各元件和排列的具体实例，当然，这些仅仅为例子而已，并非是对本实用新型的保护范围进行限制。需要注意的是，附图均仅作为示例，其并非是按照等比例的条件绘制的，并且不应该以此对本实用新型实际要求的保护范围构成限制。此外，本申请的一个或多个实施方式中的某些特征、结构或特点可以进行适当的组合。

参照图1至图3，根据本实用新型的一个实施方式的飞机(未图示)包括短舱(未图示)、航空发动机(未图示)和进气道连接结构1，该航空发动机位于该短舱内，该短舱包括进气道2，该航空发动机包括风扇机匣3，该进气道连接结构1用于将进气道2的对接环4连接至风扇机匣3，从而将进气道2连接至该航空发动机。

该进气道连接结构1包括法兰连接结构5，法兰连接结构5包括位于对接环4的第一法兰41、位于风扇机匣3的第二法兰31、螺栓6、螺母7、衬套件8和吸能元件9。

第一法兰41的周向上设置有多个第一连接孔42，第二法兰31的周向上设置有多个第二连接孔32，螺栓6和螺母7通过第一连接孔42和第二连接孔32连接第一法兰41和第二法兰31。

衬套件8设置在螺栓6的径向外侧，并分别与第一连接孔42和第二连接孔32过盈配合，以使通过螺栓6传递的载荷先传递到衬套件8，再通过衬套件8传递到第一法兰41和第二法兰31，从而可以有效地降低第一连接孔42和第二连接孔32处的应力集中，减缓第一连接孔42和第二连接孔32处的裂纹萌生，提高对接环4和风扇机匣3的疲劳寿命和抗冲击性能，保护对接环4和风扇机匣3免遭FBO载荷破坏，且在衬套件8发生损坏时，可以方便地对其进行更换，维护操作便捷，维护成本较低。

参照图3至图5，在一个实施方式中，衬套件8为分体式结构，包括第一衬套81和第二衬套82，第一衬套81设置在第一连接孔42内，第二衬套82设置在第二连接孔32内，以便于制造和装配。在另一个未图示的实施方式中，衬套件8为一体式结构，衬套件8的轴向上的两端分别与第一连接孔42和第二连接孔32过盈配合。

继续参照图3至图5，第一衬套81的屈服强度和破坏强度分别高于第一法兰41的屈服强度和破坏强度，第二衬套82的屈服强度和破坏强度分别高于第二法兰31的屈服强度和破坏强度，从而可以提高第一衬套81和第二衬套82的疲劳寿命和抗冲击性能，减少更换次数，节省维护时间，此外，仅需采用较高强度的材料制造第一衬套81和第二衬套82，而不需要更换对接环4和风扇机匣3的材料，即可提高法兰连接结构5的整体的疲劳寿命和抗冲击性能，可以节约成本，减轻重量。

可选地，第一衬套81和第二衬套82的材料采用高强度合金，例如低合金高强度钢、或GH4169等高温合金、或其他材料，以具有较高的屈服强度和破坏强度。

可选地，第一衬套81和第二衬套82采用与螺栓6相同的材料，从而具有与螺栓6相近的屈服强度和破坏强度。

第一衬套81包括第一配合段811和第一定位段812，第一配合段811和第一定位段812之间形成第一轴肩813，第一配合段811用于与第一连接孔42过盈配合，第一轴肩813用于抵靠在第一法兰41的第一表面43，第一表面43与螺母7相对，从而可以通过第一定位段812对第一衬套81进行定位，以便于装配，并可以通过第一定位段812保护第一表面43，避免螺母7摩损第一表面43。

类似地，第二衬套82包括第二配合段821和第二定位段822，第二配合段821和第二定位段822之间形成第二轴肩823，第二配合段821用于与第二连接孔32过盈配合，第二轴肩823用于抵靠在第二法兰31的第二表面33，第二表面33与吸能元件9相对，从而可以通过第二定位段822对第二衬套82进行定位，以便于装配，并可以通过第二定位段822保护第二表面33，避免吸能元件9摩损第二表面33。

吸能元件9设置在螺栓6的头部与第二法兰31之间，例如吸能元件9为套筒，该套筒套在螺栓6的径向外侧，该套筒的两端分别抵靠在与螺栓6的头部相邻的垫圈10和第二衬套82的第二定位段822。在正常工况下，吸能元件9能够保证螺栓6的准确定位，当法兰连接结构5承受的倾向于使第一法兰41和第二法兰31分离的载荷超过预定值时，例如当发生FBO事件时，吸能元件9能够发生形变，以吸收该载荷，从而减少传递到螺栓6的载荷，避免螺栓6被破坏，从而可以在发生FBO事件时或受到其他冲击载荷时保持第一法兰41与第二法兰31的连接，避免进气道2在冲击载荷作用下从航空发动机上脱落。

吸能元件9的结构可以设计为薄壁的套筒，或者在套筒的筒壁设置通孔或通槽，以使套筒在预定载荷下易于发生形变。吸能元件9的材料可以采用钢或记忆合金或其他材料。

在图示实施方式中，螺母7位于第一法兰41侧，螺栓6的头部位于第二法兰31侧，在另一个实施方式中，螺栓6的头部位于第一法兰41侧，螺母7位于第二法兰31侧。

在图示实施方式中，吸能元件9设置在螺栓6的头部与对应的法兰之间，在另一个实施方式中，吸能元件9设置在螺母7与对应的法兰之间，在又一个实施方式中，在螺母7与对应的法兰之间以及螺栓6的头部与对应的法兰之间均设置有吸能元件9。

该法兰连接结构5通过在第一法兰41的第一连接孔42和第二法兰31的第二连接孔32内设置套筒件8，使套筒件8分别与第一连接孔42和第二连接孔32过盈配合，可以有效地降低第一连接孔42和第二连接孔32处的应力集中，减缓第一连接孔42和第二连接孔32处的裂纹萌生，提高第一法兰41和第二法兰31的疲劳寿命和抗冲击性能，且在衬套件8发生损坏时，可以方便地对其进行更换，维护操作便捷，维护成本较低。该法兰连接结构5的结构简单，易于制造和装配，成本较低，不但适用于该进气道连接结构1，也适用于其他部件的连接。

该飞机和该进气道连接结构1通过采用该法兰连接结构5，可以提高对接环4和风扇机匣3的疲劳寿命和抗冲击性能，保护对接环4和风扇机匣3免遭FBO载荷破坏，且维护操作便捷，维护成本较低。

本实用新型虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本实用新型，任何本领域技术人员在不脱离本实用新型的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。因此，凡是未脱离本实用新型技术方案的内容，依据本实用新型的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本实用新型权利要求所界定的保护范围之内。

Claims (10)

1.法兰连接结构，包括第一法兰、第二法兰、螺栓和螺母，所述第一法兰和所述第二法兰分别包括第一连接孔和第二连接孔，所述螺栓和所述螺母通过所述第一连接孔和所述第二连接孔连接所述第一法兰和所述第二法兰，其特征在于，所述法兰连接结构还包括衬套件，所述衬套件设置在所述螺栓的径向外侧，并分别与所述第一连接孔和第二连接孔过盈配合。

2.如权利要求1所述的法兰连接结构，其特征在于，所述衬套件为分体式结构，包括第一衬套和第二衬套，所述第一衬套设置在所述第一连接孔内，所述第二衬套设置在所述第二连接孔内。

3.如权利要求2所述的法兰连接结构，其特征在于，所述第一衬套的屈服强度和破坏强度分别高于所述第一法兰的屈服强度和破坏强度，所述第二衬套的屈服强度和破坏强度分别高于所述第二法兰的屈服强度和破坏强度。

4.如权利要求1至3中任一项所述的法兰连接结构，其特征在于，所述衬套件的材料与所述螺栓的材料相同。

5.如权利要求1至3中任一项所述的法兰连接结构，其特征在于，所述衬套件的材料为高强度合金。

6.如权利要求5所述的法兰连接结构，其特征在于，所述衬套件的材料为低合金高强度钢或高温合金。

7.如权利要求1至3中任一项所述的法兰连接结构，其特征在于，所述衬套件包括配合段和定位段，所述配合段和所述定位段之间形成轴肩，所述配合段用于与所述第一连接孔或所述第二连接孔过盈配合，所述轴肩用于抵靠在所述第一法兰或所述第二法兰的表面。

8.如权利要求1至3中任一项所述的法兰连接结构，其特征在于，所述法兰连接结构还包括吸能元件，所述吸能元件设置在所述螺栓的头部与所述第一法兰或所述第二法兰之间，或/和设置在所述螺母与所述第一法兰或所述第二法兰之间，当所述法兰连接结构所承受的载荷高于预定值时，所述吸能元件能够发生形变以吸收所述载荷。

9.进气道连接结构，用于连接进气道和航空发动机，其特征在于，所述进气道连接结构包括如权利要求1至8中任一项所述的法兰连接结构，所述进气道和所述航空发动机分别提供所述第一法兰和所述第二法兰。

10.飞机，其特征在于，包括如权利要求9所述的进气道连接结构。

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