本实用新型涉及航空发动机领域，具体涉及一种航空发动机连接结构及航空发动机。
背景技术：
反向推力装置是大型运输机和大型客机短舱的重要组成部件，其主要功能是通过改变发动机排气流动方向获得反向推力，使飞机高效可靠地减速，显著缩短飞机的着陆滑跑距离，尤其是在潮湿和结冰的跑道上的着陆滑跑距离，降低了飞机对机场的要求，提高了机场的使用效率。反向推力装置还可以应用于飞机的中断起飞，提高飞机工作的可靠性。
目前广泛应用在大涵道比涡扇航空发动机上的反向推力装置为C型叶栅式反向推力装置，其由左右两半功能相同、结构类似的两半C型涵构成。各C型涵均设有第一耳片，飞机吊挂对应设有第二耳片，通过螺栓将第一耳片和第二耳片连接。
正常工作状态时，反向推力装置的垂向和部分环向载荷通过C型涵上的耳片传递至螺栓，由螺栓最终传递至飞机吊挂的第二耳片。
发明人发现，现有技术中至少存在下述问题：反向推力装置所有的垂向与部分环向载荷主要由反向推力装置的第一耳片通过螺栓等连接结构传递到飞机吊挂的第二单耳上，反向推力装置的第一耳片与飞机吊挂的第二耳片在长期工作载荷下容易失效，产生疲劳裂纹甚至断裂等破坏形式，严重危及飞机使用的可靠性以及人员安全。
技术实现要素：
本实用新型提出一种航空发动机连接结构及航空发动机，用以优化现有航空发动机连接结构的性能，使其在部分连接部件出现损坏时，仍能保证反向推力装置稳固地连接于飞机吊挂并可靠承载。
本实用新型提供了一种航空发动机连接结构，包括反向推力装置、飞机吊挂和连接件；所述反向推力装置分别通过第一连接部件和第二连接部件与所述连接件连接，第一连接部件与所述连接件的装配间隙大于所述第二连接部件与所述连接件的装配间隙；和/或，所述连接件分别与所述飞机吊挂的第一连接结构和第二连接结构连接，所述第一连接结构与所述连接件的安装间隙大于所述第二连接结构与所述连接件的安装间隙。
在可选或优选的实施例中，所述连接件包括嵌套的内部部件和外部部件，所述内部部件和所述外部部件间隙配合，所述第一连接部件、所述第二连接部件、所述第一连接结构和所述第二连接结构均安装于所述外部部件。
在可选或优选的实施例中，所述内部部件包括螺栓；和/或，所述外部部件包括轴套。
在可选或优选的实施例中，所述螺栓的一端设有螺母，所述螺母与所述轴套的端面之间夹设有垫片，所述垫片与相邻的所述第一连接部件之间有空隙。
在可选或优选的实施例中，所述连接件与所述第一连接结构的连接位置位于所述第一连接部件与所述连接件的连接位置以及所述第二连接部件与所述连接件的连接位置之间；和/或，所述连接件与所述第二连接结构的连接位置位于所述第一连接部件与所述连接件的连接位置以及所述第二连接部件与所述连接件的连接位置之间。
在可选或优选的实施例中，所述第一连接部件为板状的；和/或，所述第二连接部件为板状的；和/或，所述第一连接结构是板状的，和/或，所述第二连接结构为板状的。
在可选或优选的实施例中，所述第一连接部件与所述连接件为轴孔配合；和/或，所述第二连接部件与所述连接件为轴孔配合；和/或，所述第一连接结构与所述连接件为轴孔配合；和/或，所述第二连接结构与所述连接件为轴孔配合。
在可选或优选的实施例中，所述第一连接结构和所述第二连接结构均通过球面配合的球瓦和球套与所述连接件连接，所述连接件穿过各所述球套，且所述第一连接结构的球套与所述连接件的装配间隙大于所述第二连接结构的球套与所述连接件的装配间隙。
在可选或优选的实施例中，所述第一连接部件与所述第二连接部件在所述连接件的长度方向并排设置；和/或，所述第一连接结构与所述第二连接结构在所述连接件的长度方向并排设置。
本实用新型另一实施例提供一种航空发动机，包括本实用新型任一技术方案所提供的航空发动机连接结构。
上述航空发动机连接结构具有第一连接部件、第一连接结构等起到安全保护的部件，在第二连接部件、第二连接结构出现故障时，航空发动机连接结构能够仍然能够正常工作，保证力的正常传递。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本实用新型的进一步理解，构成本申请的一部分，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。在附图中：
图1为本实用新型实施例提供的航空发动机连接结构的剖视示意图；
图2为本实用新型实施例提供的航空发动机连接结构的反向推力装置的结构示意图。
附图标记：1、反向推力装置；2、飞机吊挂；3、连接件；4、第一连接部件；5、第二连接部件；6、第一连接结构；7、第二连接结构；8、球瓦；9、球套；10、衬套；11、衬套；14、垫片；15、螺母；16、保险销；31、内部部件；32、外部部件。
具体实施方式
下面结合图1～图2对本实用新型提供的技术方案进行更为详细的阐述。
本实施例中需要用到的技术术语或名词解释。
反向推力装置：一种缩短飞机正常着落滑跑距离或紧急停止飞机起飞的结构。
参见图1和图2，本实用新型实施例提供一种航空发动机连接结构，包括反向推力装置1、飞机吊挂2和连接件3。反向推力装置1分别通过第一连接部件4和第二连接部件5与连接件3连接，第一连接部件4与连接件3的装配间隙大于第二连接部件5与连接件3的装配间隙。和/或，连接件3分别与飞机吊挂2的第一连接结构6和第二连接结构7连接，第一连接结构6与连接件3的安装间隙大于第二连接结构7与连接件3的安装间隙。
第一连接部件4可以包括一个或两个及以上，大于等于两个时，各第一连接部件4与连接件3的装配间隙可以相同或不同。
第一连接结构6可以包括一个或两个及以上，大于等于两个时，各第一连接结构6与连接件3的装配间隙可以相同或不同。
上述航空发动机连接结构的力传递路径如下：反向推力装置1传递至连接件3，连接件3传递至飞机吊挂2。
反向推力装置1分别通过第一连接部件4和第二连接部件5与连接件3连接，由于第一连接部件4与连接件3的装配间隙大于第二连接部件5与连接件3的装配间隙，故在第二连接部件5能够承载时，第一连接部件4并不承受载荷，此时载荷主要经由第二连接部件5传递至连接件3。而当第二连接部件5出现失效，比如破损、产生疲劳裂纹甚至断裂时，第二连接部件5无法继续承受载荷，此情况下，载荷将由第一连接部件4传递至连接件3。
同样的道理，第一连接结构6与连接件3的安装间隙大于第二连接结构7与连接件3的安装间隙。在第二连接结构7能够承载时，连接件3传递来的载荷经由第二连接结构7传递至飞机吊挂2。而当第二连接结构7失效时，其无法再继续承受载荷，故连接件3传递来的载荷经由第一连接结构6传递至飞机吊挂2。
由上述技术方案可以看出，上述航空发动机连接结构具有第一连接部件4和第一连接结构6等起到安全保护的部件，在第二连接部件5、第二连接结构7出现故障时，航空发动机连接结构能够仍然能够正常工作。并且，连接结构不会出现偏载现象，能够降低产品的设计厚度，以降低产品重量。
参见图1，在可选的实施例中，连接件3包括嵌套的内部部件31和外部部件32，内部部件31和外部部件32间隙配合。内部部件31可以包括螺栓，外部部件32可以包括轴套。第一连接部件4、第二连接部件5、第一连接结构6和第二连接结构7均安装于外部部件32。在外部部件32失效时，则主要由内部部件31起到承载和传力作用。
参见图1，本实施例中，螺栓的一端设有螺母15，螺母15与轴套的端面之间夹设有垫片14，垫片14与相邻的第一连接部件4之间有空隙。垫片14与相邻的第一连接部件4之间有空隙，则垫片14不会将轴向力传递至第一连接部件4。轴套和螺母15配合以对垫片14实现限位，采用上述结构可以利用轴套的端面，无须为连接件3设置复杂的限位结构。
本实施例中，第一连接部件4为板状的。和/或，第二连接部件5为板状的。第一连接部件4和第二连接部件5可以都为吊耳，且结构尺寸大致相同，并排设置且与连接件3连接的通孔位于同一直线上。该结构及设置方式能够实现一根连接件就能穿过所有的第一连接部件4和第二连接部件5。
第二连接部件5可以为两个或两个以上，各第二连接部件5并排设置。
本实施例中，均可采用轴孔配合以实现不同的安装间隙。具体地，第一连接部件4与连接件3为轴孔配合。和/或，第二连接部件5与连接件3为轴孔配合。轴孔配合连接形式可靠，且安装效率高。
本实施例中，第一连接结构6与连接件3为轴孔配合。和/或，第二连接结构7与连接件3为轴孔配合。轴孔配合连接形式可靠，且安装效率高。
第一连接结构6是板状的，和/或，第二连接结构7为板状的。第一连接结构6、第二连接结构7均可以为耳片，且结构、尺寸大致相同，只是与连接件3的装配间隙不同。第一连接结构6和第二连接结构7在连接件3上并排设置。
第二连接结构7可以为两个或两个以上，各第二连接结构7并排设置。本实施例中，以设置一个第二连接结构7为例，第一连接结构6在该第二连接结构7失效时起到替代作用，保证航空发动机连接结构的正常工作以及承载的可靠性。
可选地，第一连接结构6和第二连接结构7均采用关节轴承与连接件3连接。关节轴承包括球面配合的球瓦8和球套9，连接件3穿过各球套9，且第一连接结构6的球套9与连接件3的装配间隙大于第二连接结构7的球套9与连接件3的装配间隙。
参见图1，第一连接部件4与第二连接部件5在连接件3的长度方向并排设置，且第一连接部件4与第二连接部件5用于安装连接件3的通孔都位于同一直线上，以实现一根连接件3连接所有的第一连接部件4和第二连接部件5。
参见图1，连接件3与第一连接结构6的连接位置位于第一连接部件4与连接件3的连接位置以及第二连接部件5与连接件3的连接位置之间。和/或，连接件3与第二连接结构7的连接位置位于第一连接部件4与连接件3的连接位置以及第二连接部件5与连接件3的连接位置之间。
下面介绍一种具体实施例。
本实施例公开的航空发动机连接结构为反向推力装置1与飞机吊挂2的双模式等待破损安全连接铰链，其能极大地提高反向推力装置1与飞机吊挂2连接的安全性、可靠性。并且，在单个耳片或轴套失效后，仍能保持高效的连接和传力路径，故能降低连接处的材料厚度，使得反向推力装置1和飞机吊挂2重量降低，从而取得更大的经济收益。
本实用新型提供了一种反向推力装置1的铰链梁设有三个耳片，飞机吊挂2设有两个耳片，这些耳片通过螺栓/轴套、关节轴承等部件连接在一起。反向推力装置1包括两个结构基本完全相同的连接座，即为连接座a和连接座b，如图2所示。每个连接座设有三个耳片，其中一个耳片作为第一连接部件4，另外两个耳片作为第二连接部件5。
与每个反向推力装置1对应，飞机吊挂2设有两个连接座体，每个连接座体包括两个吊挂耳片。
在反向推力装置1与飞机吊挂2的每个装配位置，均包含第一连接部件4、第二连接部件5、第一连接结构6、第二连接结构7，其中，第一连接部件4和第二连接部件5均包括耳片，第一连接结构6和第二连接结构7也都包括耳片。
第二连接部件5有两个，间隔设置。第一连接部件4、第一连接结构6和第二连接结构7都为一个。
第一连接部件4和第二连接部件5的通孔处都安装有衬套，且都与衬套过盈配合。参见图1，具体地，第一连接部件4与衬套10过盈配合，第二连接部件5与衬套11过盈配合。
第一连接结构6和第二连接结构7的通孔处都设置有关节轴承，关节轴承包括球面配合的球瓦8和球套9。各球瓦8外壁与各自对应的通孔内壁都过盈配合。各球套9外壁与各自对应的球瓦8都间隙配合。第一连接结构6的球套9与外部部件(具体为轴套)32为大间隙配合，第二连接结构7的球套9与外部部件(具体为轴套)32为小间隙配合。
连接件3包括螺栓以及设置在螺栓外侧的轴套。螺栓与轴套大间隙配合。螺栓端部安装有保险销16。
轴套装配后，与垫片14配合的一端端面高于左侧的第一连接部件4端面，螺母15拧紧后，垫片14与图1中左侧的第一连接部件4端面有一定的间隙，保证各第一连接部件4和第二连接部件5不受侧向载荷。
完整情况时，两个第二连接部件5及其衬套、飞机吊挂2的第二连接结构7及其关节轴承与轴套处于工作状态，传递反向推力装置1的垂向和部分环向载荷。当反向推力装置1两个第二连接部件5中的一个耳片失效或者飞机吊挂2的第二连接机构失效时，反向推力装置1的第一连接部件4及其衬套、或者飞机吊挂2的第一连接结构6及其关节轴承将处于工作状态，传递反向推力装置1的垂向和部分环向载荷，此为第一种耳片等待破损安全模式。
另外，螺栓与轴套为大间隙配合，完整情况时，位于外侧的轴套传递工作载荷。当位于外侧的轴套失效时，位于内侧的螺栓将传递工作载荷，此为第二种等待破损安全模式。
反向推力装置1铰链梁与飞机吊挂2连接铰链的两种等待破损安全模式，使得任一铰链在发生单个耳片或轴套破坏时，该铰链仍可工作，从而保证在完整情况和单一失效情况时单半C型涵都有两个铰链传递载荷，避免偏心引起的过大载荷。虽然反向推力装置1铰链梁三耳耳片和飞机吊挂2双耳耳片两个结构分别多了一个耳片及相应的关节轴承和轴套，使得该结构重量略有增加。但是，反向推力装置1及飞机吊挂2，由于不存在偏心引起的过大载荷，故飞机吊挂2和反向推力装置1都可以设计的比较薄，这会相对更多的减重，使得反向推力装置1和飞机吊挂2总的重量更轻。
可具体根据反向推力装置1载荷工况、强度刚度要求及公差要求，设置上述各个配合处的安装间隙。
本实用新型另一实施例提供一种航空发动机，包括本实用新型任一技术方案所提供的航空发动机连接结构。
航空发动机包括两个甚至更多个连接结构，各连接结构均可采用上述实施例提供的结构，以优化航空发动机的可靠性，并使其轻量化。
在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“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，仅是为便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗指所指的装置或元件必须具有特定的方位、为特定的方位构造和操作，因而不能理解为对本实用新型保护内容的限制。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本实用新型的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本实用新型进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，但这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本实用新型各实施例技术方案的精神和范围。