飞行器发动机安装系统和飞行器技术方案

本发明专利技术涉及一种飞行器发动机安装系统和飞行器，其中飞行器发动机安装系统包括用于传递轴向力的推力拉杆(10)，所述推力拉杆(10)包括拉杆本体(11)和护套(12)，所述护套(12)是空心的，所述拉杆本体(11)设置在所述护套(12)的内部，且所述拉杆本体(11)的外壁与所述护套(12)的内壁之间具有间隙。飞行器包括飞行器发动机安装系统。本发明专利技术实施例中推力拉杆包括拉杆本体和护套，护套设置在拉杆本体的外周，且护套与拉杆本体之间具有间隙，在受到较大的载荷而使拉杆本体发生屈曲变形时，护套可以对拉杆本体的变形进行约束，防止推力拉杆发生整体屈曲或断裂，提高安装系统的安全性。

【技术实现步骤摘要】
飞行器发动机安装系统和飞行器
本专利技术涉及飞行器
，尤其涉及一种飞行器发动机安装系统和飞行器。
技术介绍
航空发动机安装系统的主要功能是将发动机的推力和其它载荷传递给飞机，安装系统通常置于刚度较大的发动机机匣上。推力拉杆是航空发动机安装系统中一个非常重要的部件，起到将发动机推力传递至飞机吊挂的作用。为了平衡力矩，发动机安装系统一般位于距离较大的两个横截面上，这样推力拉杆一般都设计得比较长，属于细长杆。推力拉杆属于二力杆，主要承受轴向拉力载荷。当航空发动机在承受风扇叶片脱落或紧急着陆等极限载荷时，推力拉杆将承受非常大的轴向压力载荷，此时推力拉容易发生屈曲失效，导致灾难性事故的发生。需要说明的是，公开于本专利技术
技术介绍
部分的信息仅仅旨在增加对本专利技术的总体背景的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域技术人员所公知的现有技术。
技术实现思路
本专利技术的目的是提出一种飞行器发动机安装系统和飞行器，以提高推力拉杆在承受较大载荷时的安全性。为实现上述目的，本专利技术提供了一种飞行器发动机安装系统，包括用于传递轴向力的推力拉杆，推力拉杆包括拉杆本体和护套，护套是空心的，拉杆本体设置在护套的内部，且拉杆本体的外壁与护套的内壁之间具有间隙。在一些实施例中，飞行器发动机安装系统还包括前安装节和后安装节，前安装节用于连接发动机的中介机匣，后安装节用于连接发动机的涡轮后机匣，推力拉杆连接在中介机匣和后安装节之间。在一些实施例中，护套沿轴向的长度大于拉杆本体沿轴向的长度。在一些实施例中，推力拉杆还包括连接头，连接头连接在拉杆本体的端部，护套与连接头连接。在一些实施例中，推力拉杆还包括连接件，护套设有第一连接孔，连接头设有第二连接孔，连接件穿过第一连接孔和第二连接孔以连接护套和连接头。在一些实施例中，连接头至少部分地伸入护套的内部。在一些实施例中，连接头至少部分地伸入拉杆本体的内部。在一些实施例中，推力拉杆还包括用于限制护套和连接头的相对位置的限位装置。在一些实施例中，推力拉杆还包括用于限制护套和连接头的相对位置的限位装置，限位装置包括衬套，衬套设置在第一连接孔内并顶靠在连接头的外壁上。在一些实施例中，衬套与第一连接孔的孔壁之间具有间隙。在一些实施例中，连接头上设有排液孔，用于排出聚集在拉杆本体和连接头内的液体。在一些实施例中，拉杆本体的外壁和/或护套的内壁设有防粘层，用于防止拉杆本体和护套粘接。在一些实施例中，护套与拉杆本体之间的径向距离为推力拉杆沿轴向的总长度的1‰。为实现上述目的，本专利技术还提供了一种飞行器，包括上述的飞行器发动机安装系统。基于上述技术方案，本专利技术实施例中推力拉杆包括拉杆本体和护套，护套设置在拉杆本体的外周，且护套与拉杆本体之间具有间隙，在受到较大的载荷而使拉杆本体发生屈曲变形时，护套可以对拉杆本体的变形进行约束，防止推力拉杆发生整体屈曲或断裂，提高安装系统的安全性。附图说明此处所说明的附图用来提供对本专利技术的进一步理解，构成本申请的一部分，本专利技术的示意性实施例及其说明用于解释本专利技术，并不构成对本专利技术的不当限定。在附图中：图1为本专利技术飞行器一个实施例的结构示意图。图2为本专利技术飞行器发动机安装系统一个实施例中推力拉杆的结构示意图。图3为本专利技术飞行器发动机安装系统一个实施例中推力拉杆的主视图。图4为图3实施例中A-A方向的截面图。图5为图3实施例中B-B方向的截面图。图6为图3实施例中C-C方向的截面图。图7为图6实施例中标号W所示部分的放大图。图中：10、推力拉杆；11、拉杆本体；12、护套；13、连接头；14、螺栓；15、螺母；16、衬套；121、第一连接孔；131、第二连接孔；132、排液孔；133、第三连接孔；20、前安装节；30、后安装节；40、中介机匣；50、涡轮后机匣；60、吊挂。具体实施方式下面将结合本专利技术实施例中的附图，对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专利技术的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。在本专利技术的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“横向”、“纵向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本专利技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的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，因此不能理解为对本专利技术保护范围的限制。为改善飞行器发动机安装系统中的推力拉杆的安全性，专利技术人对推力拉杆的结构进行了改进。参考图1～4所示，在本专利技术提供的飞行器发动机安装系统的一个实施例中，该安装系统包括用于传递轴向力的推力拉杆10，推力拉杆10包括拉杆本体11和护套12，护套12是空心的，拉杆本体11设置在护套12的内部，且拉杆本体11的外壁与护套12的内壁之间具有间隙。在上述实施例中，推力拉杆10包括拉杆本体11和护套12，护套12设置在拉杆本体11的外周，且护套12与拉杆本体11之间具有间隙，在受到较大的载荷而使拉杆本体11发生屈曲变形时，护套12可以对拉杆本体11的变形进行约束，防止推力拉杆发生整体屈曲或断裂，即使拉杆本体11发生了断裂，护套12也可以在一定时间内保证推力拉杆10的整体有效性，提高安装系统的安全性。拉杆本体11采用屈服强度较高且具有优良延展性的金属材料制成。护套12可采用高刚度材料制成，防止推力拉杆10发生整体失稳。如图1所示，飞行器发动机安装系统还包括前安装节20和后安装节30，前安装节20用于连接发动机的中介机匣40，后安装节30用于连接发动机的涡轮后机匣50，推力拉杆10连接在中介机匣40和后安装节30之间。飞行器发动机安装系统用于将发动机安装于飞行器的吊挂60上。吊挂60为连接飞机器的发动机和机翼的包括结构和系统设备、管线路在内的部分。吊挂60位于发动机的短舱和飞行器的机翼之间，用于传递发动机载荷，提供发动机至飞机的各系统通路，并保证光滑气动外形。吊挂60的主要功能为悬挂发动机，传递发动机载荷。发动机通过前安装节20和后安装节30安装在吊挂60上。前安装节20连接在吊挂60和中介机匣40之间，后安装节30连接在吊挂60和涡轮后机匣之间。中介机匣40指发动机的风扇机匣和高压压气机之间的承力框架，位于风扇的后半段。涡轮后机匣50位于发动机涡轮的后段。中介机匣40和涡轮后机匣50均为发动机的承力部件。推力拉杆10连接在中介机匣40和后安装节30之间，主要用于传递轴向载荷。下面参考图2～7对本专利技术飞行器发动机安装系统中推力拉杆的结构进行说明。护套12沿轴向的长度大于拉杆本体11沿本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞行器发动机安装系统，其特征在于，包括用于传递轴向力的推力拉杆(10)，所述推力拉杆(10)包括拉杆本体(11)和护套(12)，所述护套(12)是空心的，所述拉杆本体(11)设置在所述护套(12)的内部，且所述拉杆本体(11)的外壁与所述护套(12)的内壁之间具有间隙。/n

【技术特征摘要】
1.一种飞行器发动机安装系统，其特征在于，包括用于传递轴向力的推力拉杆(10)，所述推力拉杆(10)包括拉杆本体(11)和护套(12)，所述护套(12)是空心的，所述拉杆本体(11)设置在所述护套(12)的内部，且所述拉杆本体(11)的外壁与所述护套(12)的内壁之间具有间隙。


2.根据权利要求1所述的飞行器发动机安装系统，其特征在于，还包括前安装节(20)和后安装节(30)，所述前安装节(20)用于连接发动机的中介机匣(40)，所述后安装节(30)用于连接发动机的涡轮后机匣(50)，所述推力拉杆(10)连接在所述中介机匣(40)和所述后安装节(30)之间。


3.根据权利要求1所述的飞行器发动机安装系统，其特征在于，所述护套(12)沿轴向的长度大于所述拉杆本体(11)沿轴向的长度。


4.根据权利要求1所述的飞行器发动机安装系统，其特征在于，所述推力拉杆(10)还包括连接头(13)，所述连接头(13)连接在所述拉杆本体(11)的端部，所述护套(12)与所述连接头(13)连接。


5.根据权利要求4所述的飞行器发动机安装系统，其特征在于，所述推力拉杆(10)还包括连接件，所述护套(12)设有第一连接孔(121)，所述连接头(13)设有第二连接孔(131)，所述连接件穿过所述第一连接孔(121)和所述第二连接孔(131)以连接所述护套(12)和所述连接头(13)。


6.根据权利要求4所述的飞行器发动机安装系统，其特征在于，所述连接头(13)至少部分地伸入所述护套(12)的内部。

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【专利技术属性】
技术研发人员：张振兴，张波，郭家良，王维，
申请(专利权)人：中国航发商用航空发动机有限责任公司，
类型：发明
国别省市：上海;31