一种大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统的制作方法

本申请属于大型涡桨客运飞机发动机减振安装技术应用领域，特别涉及一种大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统。

背景技术：

1、飞机发动机作为飞机的动力装置，可以给飞机飞行提供源源不断的动力。但是发动机也是飞机舱内振动的来源，发动机过大的振动传递至飞机舱内必然降低飞机的乘坐舒适性。随着工业技术的发展，目前舒适性正成为工程设计所追求的一个新指标。因此，对飞机发动机减振安装也提出了更高的减振安装要求。对于涡轮螺旋桨发动机，产生的振动更为明显，必须对涡轮螺旋桨发动机采取减振安装措施。当前涡轮螺旋桨发动机安装所采用减振装置，已不足以满足振动舒适性的要求，亟待提出一种新型发动机安装用减振装置，以进一步降低发动机振动向飞机舱内传递，从而提高飞机的乘坐舒适性。

2、因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

技术实现思路

1、本申请的目的是提供了一种大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统，以解决现有技术存在的至少一个问题。

2、本申请的技术方案是：

3、一种大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统，包括：

4、涡桨发动机，所述涡桨发动机具有靠近螺旋桨一侧的前安装面，以及靠近涡轮燃烧室一侧的后安装面，所述前安装面上具有两个安装点以及三个前安装节，所述后安装面上具有两个后安装节，其中，

5、在两个所述安装点处安装有机械式或液压式扭矩补偿装置；

6、三个所述前安装节包括一个第一前安装节以及两个第二前安装节，所述第一前安装节位于所述前安装面的顶点，两个所述第二前安装节分别沿发动机纵垂面左右对称布置，在所述第一前安装节处安装有前上减振装置，在所述第二前安装节处安装有前侧减振装置；

7、两个所述后安装节分别沿发动机纵垂面左右对称布置，在两个所述后安装节处安装有后侧减振装置。

8、在本申请的至少一个实施例中，所述前上减振装置包括第一橡胶堆、第一安装底座、连接凸台、第一销轴以及第一连接螺栓，其中，

9、所述第一安装底座呈倒t型，包括相互垂直的第一安装部以及第二安装部，所述第一安装部上开设有通孔，所述第二安装部与所述第一前安装节连接；

10、所述第一橡胶堆包括两个，两个所述第一橡胶堆分别设置在所述第一安装部的两侧，所述第一橡胶堆上开设有通孔；

11、所述第一销轴穿过所述第一橡胶堆以及所述第一安装部上的通孔，配合所述连接凸台固定；

12、所述第一连接螺栓穿过所述第一销轴与飞机安装框连接。

13、在本申请的至少一个实施例中，所述第一橡胶堆包括硫化粘接而成的第一金属骨架、第一金属薄板以及第一橡胶块，其中，所述第一金属骨架位于所述第一橡胶块的一侧，5个所述第一金属薄板等间隔布置在所述第一橡胶块上，将所述第一橡胶块分隔成5层结构。

14、在本申请的至少一个实施例中，所述前侧减振装置包括第二橡胶堆、第二安装底座、第二销轴以及第二连接螺栓，其中，

15、所述第二安装底座呈倒t型，包括相互垂直的第三安装部以及第四安装部，所述第三安装部上开设有通孔，所述第四安装部与所述第二前安装节连接；

16、所述第二橡胶堆包括两个，两个所述第二橡胶堆分别设置在所述第三安装部的两侧，所述第二橡胶堆上开设有阶梯孔；

17、所述第二销轴包括两个，两个所述第二销轴分别插入对应的所述第二橡胶堆的阶梯孔中过盈配合；

18、所述第二连接螺栓穿过所述第二橡胶堆以及所述第二销轴与飞机安装框连接。

19、在本申请的至少一个实施例中，所述第二橡胶堆包括硫化粘接而成的第二金属骨架、第二金属薄板以及第二橡胶块，其中，所述第二金属骨架位于所述第二橡胶块的一侧，3个所述第二金属薄板等间隔布置在所述第二橡胶块上，将所述第二橡胶块分隔成3层结构，每个所述第二橡胶堆的压缩变形量为1.2mm。

20、在本申请的至少一个实施例中，所述第二金属骨架上开设有阶梯孔，两个所述第二销轴与对应的所述第二金属骨架过盈配合，装配后的两个所述第二销轴之间具有2.4mm的间隙。

21、在本申请的至少一个实施例中，所述第一橡胶块以及所述第二橡胶块为丁腈橡胶或氢化丁腈橡胶材质。

22、在本申请的至少一个实施例中，所述后侧减振装置包括第三橡胶堆、第三安装底座、支撑骨架、第三轴销、活动耳片、第三连接螺栓、第四连接螺栓以及第四销轴，其中，

23、所述第三安装底座呈倒t型，包括相互垂直的第五安装部以及第六安装部，所述第五安装部上安装有第一向心轴承，所述第六安装部与所述后安装节连接；

24、所述支撑骨架的第一端设置有双耳连接部，第二端的顶部通过螺钉安装有活动耳片，所述活动耳片上安装有第二向心轴承，所述支撑骨架的第二端的底部安装有第三向心轴承；

25、所述第三橡胶堆包括两个，两个所述第三橡胶堆分别通过螺钉安装在所述支撑骨架的两侧，所述第三橡胶堆的第一端开设有阶梯孔，第二端开设有通孔；

26、所述第三轴销包括两个，两个所述第三轴销分别插入对应的所述第三橡胶堆的阶梯孔中过盈配合，且两个所述第三轴销分别位于所述第一向心轴承的两侧；

27、所述第四销轴位于两个所述第三橡胶堆之间，且与所述第三橡胶堆的通孔相对应；

28、所述第三连接螺栓穿过所述第三橡胶堆的阶梯孔以及所述第三轴销、所述第一向心轴承以及所述双耳连接部，与飞机安装框连接；

29、所述第四连接螺栓穿过所述第三橡胶堆的通孔以及所述第四销轴与飞机安装框连接。

30、在本申请的至少一个实施例中，所述第三橡胶堆包括硫化粘接而成的第三金属骨架、第三金属薄板以及第三橡胶块，其中，所述第三金属骨架位于所述第三橡胶块的一侧，多个所述第三金属薄板等间隔布置在所述第三橡胶块上，将所述第三橡胶块分隔成多层结构，每个所述第三橡胶堆的预压缩变形量为1mm。

31、在本申请的至少一个实施例中，所述第三橡胶块为硅橡胶材质。

32、发明至少存在以下有益技术效果：

33、本申请的大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统，采用较少的减振装置和扭矩补偿装置就可以实现发动机的减振安装，可显著提高发动机的隔振效率，在大型螺旋桨飞机发动机的减振安装领域具有很好的应用前景。

技术特征：

1.一种大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统，其特征在于，所述前上减振装置(2)包括第一橡胶堆(20)、第一安装底座(21)、连接凸台(25)、第一销轴(26)以及第一连接螺栓(27)，其中，

3.根据权利要求2所述的大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统，其特征在于，所述第一橡胶堆(20)包括硫化粘接而成的第一金属骨架(22)、第一金属薄板(23)以及第一橡胶块(24)，其中，所述第一金属骨架(22)位于所述第一橡胶块(24)的一侧，5个所述第一金属薄板(23)等间隔布置在所述第一橡胶块(24)上，将所述第一橡胶块(24)分隔成5层结构。

4.根据权利要求3所述的大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统，其特征在于，所述前侧减振装置(3)包括第二橡胶堆(30)、第二安装底座(31)、第二销轴(35)以及第二连接螺栓(36)，其中，

5.根据权利要求4所述的大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统，其特征在于，所述第二橡胶堆(30)包括硫化粘接而成的第二金属骨架(32)、第二金属薄板(33)以及第二橡胶块(34)，其中，所述第二金属骨架(32)位于所述第二橡胶块(34)的一侧，3个所述第二金属薄板(33)等间隔布置在所述第二橡胶块(34)上，将所述第二橡胶块(34)分隔成3层结构，每个所述第二橡胶堆(30)的压缩变形量为1.2mm。

6.根据权利要求5所述的大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统，其特征在于，所述第二金属骨架(32)上开设有阶梯孔，两个所述第二销轴(35)与对应的所述第二金属骨架(32)过盈配合，装配后的两个所述第二销轴(35)之间具有2.4mm的间隙。

7.根据权利要求6所述的大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统，其特征在于，所述第一橡胶块(24)以及所述第二橡胶块(34)为丁腈橡胶或氢化丁腈橡胶材质。

8.根据权利要求1所述的大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统，其特征在于，所述后侧减振装置(4)包括第三橡胶堆(40)、第三安装底座(41)、支撑骨架(42)、第三轴销(46)、活动耳片(48)、第三连接螺栓(49)、第四连接螺栓(50)以及第四销轴(52)，其中，

9.根据权利要求8所述的大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统，其特征在于，所述第三橡胶堆(40)包括硫化粘接而成的第三金属骨架(43)、第三金属薄板(45)以及第三橡胶块(44)，其中，所述第三金属骨架(43)位于所述第三橡胶块(44)的一侧，多个所述第三金属薄板(45)等间隔布置在所述第三橡胶块(44)上，将所述第三橡胶块(44)分隔成多层结构，每个所述第三橡胶堆(40)的预压缩变形量为1mm。

10.根据权利要求9所述的大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统，其特征在于，所述第三橡胶块(44)为硅橡胶材质。

技术总结
本申请属于大型涡桨客运飞机发动机减振安装技术应用领域，特别涉及一种大型涡桨客运飞机发动机减振安装系统。包括：涡桨发动机具有靠近螺旋桨一侧的前安装面，以及靠近涡轮燃烧室一侧的后安装面，前安装面上具有两个安装点以及三个前安装节，后安装面上具有两个后安装节，其中，在两个安装点处安装有机械式或液压式扭矩补偿装置；三个前安装节包括一个第一前安装节以及两个第二前安装节，第一前安装节位于前安装面的顶点，两个第二前安装节分别沿发动机纵垂面左右对称布置，在第一前安装节处安装有前上减振装置，在第二前安装节处安装有前侧减振装置；两个后安装节分别沿发动机纵垂面左右对称布置，在两个后安装节处安装有后侧减振装置。

技术研发人员：董万元,陈永辉,王建强,王会利,陈春兰,燕群
受保护的技术使用者：中国飞机强度研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/1/12