本发明涉及航空发动机领域，尤其涉及一种用于航空器的发动机。
背景技术：
发动机为航空器的心脏，用于向航空器提供动力，其结构精密且复杂。应用于航空器上的发动机除了要产生推力外，还要驱动航空器上的辅机，如发电机、油泵等装置。以蜗扇发动机为例，蜗轮轴除了要驱动风扇旋转外，还需要带动辅机工作。
现有技术中蜗扇发动机内还需要设置变速箱，蜗轮轴的动力经变速箱后再驱动辅机，这种设置方式大大增大了发动机的体积，并且对发动机的性能具有一定影响。发动机体积增大后必然影响航空器的性能。
技术实现要素：
本发明提供的一种用于航空器的发动机，旨在克服现有技术中发动机的结构不合理，造成发动机体积大的不足。
为了解决上述技术问题，本发明采用如下技术方案：一种用于航空器的发动机，包括主发动机和由主发动机驱动的辅机，所述主发动机包括壳体，所述壳体内设有主动轴，所述主动轴上设有风扇，所述主动轴与壳体同轴，所述辅机包括机箱和转动连接在机箱上的输入轴，所述输入轴沿壳体的直径方向设置并伸入壳体内，所述壳体上开设有使输入轴可以穿过的孔体，所述主动轴上一体式设有蜗杆部，所述输入轴上设有与蜗杆部配合的蜗轮，输入轴远离机箱的一端为自由端，所述自由端转动连接在壳体的内侧壁上，所述输入轴与孔体的侧壁之间设有第一密封垫，所述壳体上一体式设有第一凸环，所述机箱上一体式设有与第一凸环配合的第二凸环，所述第一凸环与第二凸环通过螺钉连接在一起，在第一凸环与第二凸环之间设有第二密封垫，所述第一凸环内还设有封闭孔体的密封盖，所述密封盖通过螺钉固定在壳体上，所述密封盖上开设有使输入轴可以穿过的装配孔，所述装配孔与输入轴之间设有第三密封垫，所述第一凸环与第二凸环装配在一起后形成与孔体相通的气体缓冲腔，所述自由端上设有滚动轴承，所述壳体的内侧壁上开设有容纳滚动轴承的凹槽，所述壳体的内侧壁上还固定有将滚动轴承锁紧在凹槽内的盖体，所述盖体通过螺钉固定在壳体的内侧壁上。
一种可选的方案，所述机箱上设有使输入轴可以穿过的通孔，所述通孔与输入轴之间设有第四密封垫；所述机箱包括上半部和下半部，所述上半部与下半部通过螺栓连接在一起，所述上半部与下半部之间设有第五密封垫，所述通孔开设在下半部上。第四密封垫的设置优化了机箱的密封性能，可以避免杂质进入机箱内。机箱包括上半部和下半部，辅机便于装配和检修，进而使得发动机便于检修。
一种可选的方案，所述输入轴上涂设有绝热层，所述绝热层的厚度不小于2毫米。绝热层的设置延长了输入轴的使用寿命。
一种可选的方案，所述第一凸环的轴线与孔体的轴线同轴。机箱与壳体连接牢固，优化了发动机的使用性能。
一种可选的方案，所述输入轴上一体式设有提高输入轴抗弯强度的加强筋，所述加强筋沿输入轴的长度方向设置，并且所述加强筋凸出输入轴，所述加强筋的横截面形状为小于1/2的圆形。加强筋的设置大大提高了输入轴的抗弯强度，延长了输入轴的使用寿命。另外，加强筋的横截面形状为小于1/2的圆形，减小了输入轴对发动机性能的影响。
一种可选的方案，所述第一凸环与第二凸环直径相等，第一凸环与第二凸环装配在一起后，在第一凸环与第二凸环外缠绕有密封带，所述密封带外设有固定密封带的抱箍。密封带的设置提高了壳体的密封性能，进而优化了发动机的使用性能。利用抱箍对对密封带进行固定，密封带固定可靠。
一种可选的方案，所述第一凸环和第二凸环上均设有环槽，所述抱箍上设有伸入环槽内的凸棱，所述凸棱与抱箍为一体式结构。环槽和凸棱的设置，提高了机箱与壳体的连接强度，优化了发动机的使用性能。
一种可选的方案，所述机箱内设有变速箱，所述输入轴与变速箱连接，以将动力输入变速箱。优化了发动机的使用性能。
与现有技术相比，本发明提供的一种用于航空器的发动机，具有如下优点：在主动轴上设有蜗杆部，在输入轴上设有与蜗杆部配合的蜗轮，利用蜗杆部、蜗轮对输入轴的转速进行改变，输入轴直接将动力传递至辅机，该设置大大简化了发动机的结构，从而减小了发动机的体积，优化了发动机的使用性能。输入轴的自由端通过滚动轴承转动连接在壳体的内壁上，输入轴受力均匀，在具体使用过程中，输入轴不容易弯曲，延长了输入轴的使用寿命。在壳体上设有第一凸环，在机箱上设有第二凸环，第一凸环与第二凸环通过螺钉连接在一起，机箱与壳体连接可靠，并且装配方便，发动机便于维护。
附图说明
附图1是本发明一种用于航空器的发动机的剖视图。
具体实施方式
下面结合附图，对本发明的一种用于航空器的发动机作进一步说明。以下实施例仅用于帮助本领域技术人员理解本发明，并非是对本发明的限制。
发动机的主动轴2由燃烧器产生的高温高压气体推动旋转，主动轴2带动风扇3转动产生推力，以此推动航空器运行。航空器运行过程中需要各部件配合运动，因此，航空器除了发动机以外还应有相应的辅机，如发电机、泵体等，为简化航空器的结构，发电机、泵体等辅机一般由发动机的主动轴2驱动。要实现该驱动方式，就必须使发动机主动轴2的动力可以传递至辅机。
实施例一
如图1所示，一种用于航空器的发动机，包括主发动机和由主发动机驱动的辅机，该辅机可以发电机、泵体等实现航空器正常运行的辅助性机械设备，所述主发动机包括壳体1，所述壳体1内设有主动轴2，所述主动轴2上设有风扇3，发动机的燃烧室产生高温高压气体带动主动轴2旋转，主动轴2旋转带动风扇3转动，进而产生推力，发动机的工作原理为现有技术，在此不再展开叙述，以避免该现有技术与本发明的技术方案相混淆；
如图1所示，所述主动轴2与壳体1同轴，所述辅机包括机箱4和转动连接在机箱4上的输入轴5，机箱4即为包裹发电机、泵体等辅助设备的保护壳，输入轴5即为将主动轴2的动力引入辅机的传动件，所述输入轴5沿壳体1的直径方向设置并伸入壳体1内；
如图1所示，所述壳体1上开设有使输入轴5可以穿过的孔体，所述主动轴2上一体式设有蜗杆部6，所述输入轴5上设有与蜗杆部6配合的蜗轮7，输入轴5远离机箱4的一端为自由端，所述自由端转动连接在壳体1的内侧壁上，所述自由端上设有滚动轴承15，所述壳体1的内侧壁上开设有容纳滚动轴承15的凹槽，所述壳体1的内侧壁上还固定有将滚动轴承15锁紧在凹槽内的盖体16，所述盖体16通过螺钉固定在壳体1的内侧壁上，盖体16对滚动轴承15进行固定，滚动轴承15固定可靠，滚动轴承15和孔体的侧壁配合对输入轴5进行固定，大大提高了输入轴5的固定强度，在具体使用过程中，输入轴5受力均匀，不容易弯曲，延长了输入轴5的使用寿命；
如图1所示，所述输入轴5与孔体的侧壁之间设有第一密封垫8，第一密封垫8可以通过粘接等方式固定在孔体的侧壁上，所述壳体1上一体式设有第一凸环9，所述第一凸环9的轴线与孔体的轴线同轴，所述机箱4上一体式设有与第一凸环9配合的第二凸环10，所述第一凸环9与第二凸环10通过螺钉连接在一起，在第一凸环9与第二凸环10之间设有第二密封垫11，所述第一凸环9与第二凸环10装配在一起后形成与孔体相通的气体缓冲腔14，气体缓冲腔14起到缓冲作用，可以有效地避免壳体1内的高温高压气体泄漏，气体意外泄漏至气体缓冲腔14内以后其压力会降低，从而使得位于气体缓冲腔14内的气体不容易泄漏，优化了发动机的使用性能；第一密封垫8和第二密封垫11均起到密封作用，第二密封垫11可以粘接在第二凸环10上；
如图1所示，所述第一凸环9内还设有封闭孔体的密封盖12，所述密封盖12通过螺钉固定在壳体1上，所述密封盖12上开设有使输入轴5可以穿过的装配孔，所述装配孔与输入轴5之间设有第三密封垫13，密封盖12的设置进一步优化了壳体1的密封性能。
主动轴2与输入轴5之间通过蜗轮7、蜗杆部6传递运动，该传动方式的传动比大，从而使得壳体1内不需要设置变速箱26，有效地简化了发动机的结构，并且有利于发动机的运行性能。
相对于现有技术，上述技术方案简化了发动机的结构，发动机便于检修，并且，有效地减小了发动机的体积，进而减小了航空器的体积。
实施例二
如图1所示，本实施例的技术方案主要是对实施例一的优化，如，所述机箱4上设有使输入轴5可以穿过的通孔，所述通孔与输入轴5之间设有第四密封垫17，第四密封垫17粘接在通孔的侧壁上；所述机箱4包括上半部18和下半部19，所述上半部18与下半部19通过螺栓连接在一起，所述上半部18与下半部19之间设有第五密封垫20，所述通孔开设在下半部19上。
如图1所示，在实际使用过程中，输入轴5需要承受较大的作用力，而输入轴5温度升高后其力学性能可能会下降，为此，所述输入轴5上涂设有绝热层，所述绝热层的厚度不小于2毫米。绝热层的厚度小于2毫米时无法起到良好的绝热性能，绝热层即为现有技术中航空器中常用的绝热材料。
如图1所示，所述输入轴5上一体式设有提高输入轴5抗弯强度的加强筋21，所述加强筋21沿输入轴5的长度方向设置，并且所述加强筋21凸出输入轴5，所述加强筋21的横截面形状为小于1/2的圆形。该设置提高了输入轴5的强度，延长了输入轴5的使用寿命。加强筋21的横截面形状可以有效地降低输入轴5对发动机性能的影响。
如图1所示，为使第一凸环9与第二凸环10具有良好的固定性能，所述第一凸环9与第二凸环10直径相等，第一凸环9与第二凸环10装配在一起后，在第一凸环9与第二凸环10外缠绕有密封带22，所述密封带22外设有固定密封带22的抱箍23。所述第一凸环9和第二凸环10上均设有环槽，所述抱箍23上设有伸入环槽内的凸棱25，所述凸棱25与抱箍23为一体式结构。第一凸环9与第二凸环10的固定强度高且气体缓冲室的密封性能好。
实施例三
如图1所示，本实施例相对于实施例一或实施例二的不同之处在于，所述机箱4内设有变速箱26，所述输入轴5与变速箱26连接，以将动力输入变速箱26。变速箱26的设置主要起到改变传动比的作用，以使输入轴5可以更好地驱动辅机工作。
以上结合附图对本发明的部分实施例进行了介绍。本领域技术人员阅读本说明书后，在实际实施时对本发明的技术方案做出显而易见的改变是可以的。
如机箱4的形状及结构等。气体缓冲室的形状及结构等。