一种航空发动机用尾椎连接结构的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及飞机结构中的尾椎连接结构设计技术领域，具体而言，涉及一种航空发动机用尾椎连接结构，用于减小航空发动机尾椎连接处气流扰动及振动。
【背景技术】
[0002]航空发动机的尾椎与喷管、混合器组成发动机排气功能单元。各个组成部分之间依次连接，传统的尾椎直接通过螺栓连接在前端的发动机涡轮后机匣上，但是由于尾椎后端近似封闭，因此连接尾椎所用的螺栓，须在尾椎的流道表面上的周向开若干个空槽，以满足固定螺栓所需的装配空间。在尾椎的流道表面上为适应装配而额外加工的空槽，直接导致发动机内流道的气流流经尾椎时产生较大的扰动，气流扰动进而导致尾椎段结构振动加剧，影响整机振动的改善，且振动加剧会导致固定尾椎的连接件更易疲劳而断裂，危及发动机的运行安全。因此，现阶段亟需解决的技术问题是如何设计一种航空发动机用尾椎连接结构，以克服现有技术中航空发动机用尾椎连接结构中的缺陷。
【发明内容】
[0003]本发明的目的在于解决上述现有技术中的不足，提供一种航空发动机用尾椎连接结构。
[0004]本发明的目的通过如下技术方案实现:一种航空发动机用尾椎连接结构，其特征在于，包括:
[0005]尾椎连接支架，包括连接边与安装支架，其中，连接边与安装支架为一体成型结构，连接边通过第一螺栓固定连接在发动机涡轮后机匣的安装边上，安装支架沿连接边长度方向间隔设置，安装支架的板面与尾椎的流道表面平行，在安装支架上远离连接边的一端设置有自锁螺母；连接支架为一体机构，由连接边和安装支架构成，其中连接边固定在发动机涡轮后机匣的安装边上；安装支架为安装边的外延结构，安装支架的板面与尾椎的流道面平行设置。
[0006]第二螺栓，尾椎的流道表面与发动机涡轮后机匣的流道表面平滑无缝对接，在尾椎的流道表面、与安装支架上的自锁螺母位置对应处开设有螺栓定位槽，螺栓定位槽底面开设有螺栓孔，
[0007]第二螺栓穿过螺栓孔并与自锁螺母配合将尾椎与发动机涡轮后机匣固定连接，拧紧第二螺栓之后，第二螺栓的头部顶面与尾椎的流道表面处于同一面上。
[0008]上述方案中优选的是，第一螺栓、第二螺栓均为耐高温螺栓，自锁螺母为耐高温自锁螺母，第一螺栓、第二螺栓自锁螺母在尾椎与发动机涡轮后机匣的连接处达到最高温时仍可保持各自的机械性能。
[0009]上述任一方案中优选的是，尾椎上开设的螺栓定位槽的轴向与尾椎连接支架的安装支架的板面垂直。保障尾椎与发动机涡轮后机匣安装边连接处所占的空间最小，避免对流经流道面的气流产生影响。
[0010]上述任一方案中优选的是，第二螺栓的头部为圆柱状结构，所述尾椎上开设的螺栓定位槽的直径与第二螺栓的头部的直径相等，尾椎上开设的螺栓定位槽的深度与第二螺栓的头部的厚度相等。保障第二螺栓的头部全部埋在尾椎上开设的螺栓定位槽内，降低第二螺栓对流经尾椎流道面的气流产生扰动影响。
[0011]上述任一方案中优选的是，第一螺栓设置于尾椎连接支架之间。进一步优选，第一螺栓与尾椎连接支架的安装支架间隔设置于连接边上。
[0012]上述任一方案中优选的是，尾椎连接支架的连接边通过焊接方式与发动机涡轮后机匣的安装边固定连接。采用焊接的方式可减少零件之间连接的连接件，节约了空间，减少了对零件的结构损伤，延长了使用寿命。
[0013]上述任一方案中优选的是，尾椎连接支架的连接边通过铆接方式与发动机涡轮后机匣的安装边固定连接。通过铆接的方式可方便尾椎连接支架的拆卸，在尾椎连接支架遭到破坏后只需更换尾椎连接支架即可，无需报废整体的结构零件，延长了整体结构零件的使用寿命。
[0014]本发明所提供的航空发动机用尾椎连接结构的有益效果在于，结构合理，加工便利，装配和分解过程无干涉，结构耐高温、刚度好、使用寿命长、可靠性高，实用性更高，能够反复使用，结构简单，制造方便，装置稳定性高，安全可靠。
[0015]1、取消了因直接固定尾椎、增加连接螺栓扳柠空间而在尾椎流道表面上加工面积较大的孔槽，减小了流道气流扰动而产生的振动，在提高尾椎连接安全性的同时，有利于发动机的振动水平控制；
[0016]2、气流扰动减小、振动值降低，可进一步减少固定尾椎所用的连接件数量，进而可优化发动机涡轮后机匣处固定尾椎的结构，有利于发动机涡轮后机匣的结构优化减重及发动机的整机质量控制；
[0017]3、尾椎连接支架组件可固定在发动机涡轮后机匣上，每次装配分解只需扣上尾椎即可，相比较与传统的尾椎固定结构形式，此发明的尾椎固定方式具有更好的可装配性；
[0018]4、充分考虑了此结构的生产工艺难度，使此结构具有良好的可生产性。
【附图说明】
[0019]图1是按照本发明的航空发动机用尾椎连接结构的一优选实施例的结构示意图；
[0020]图2是按照本发明的航空发动机用尾椎连接结构的图1所示实施例与尾椎组装的剖面结构示意图；
[0021]图3是按照本发明的航空发动机用尾椎连接结构的图1所示实施例的局部放大图。
[0022]附图标记:
[0023]1-发动机涡轮后机匣、2-尾椎连接支架、3-自锁螺母、4-第二螺栓、5-尾椎、6_第一螺栓。
【具体实施方式】
[0024]为了更好地理解按照本发明方案的航空发动机用尾椎连接结构，为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
[0025]在本发明的描述中，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，仅是为了便于描述本发明和简化描述，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发明保护范围的限制。
[0026]如图1-图3所示，本发明提供的航空发动机用尾椎连接结构，包括:尾椎连接支架2，包括连