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6固定连接在发动机涡轮后机匣1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5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3 ;采用自锁螺母3预先设置于安装支架上，可直接将第二螺栓4从尾椎5的外侧将尾椎5固定在发动机涡轮后机匣1的安装边上，避免在安装过程中同时安装螺栓和螺母的操作，降低了零件的安装操作的复杂性、难度。
[0027]第二螺栓4，尾椎5的流道表面与发动机涡轮后机匣1的流道表面平滑无缝对接，在尾椎5的流道表面、与安装支架上的自锁螺母3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，尾椎5的流道面的厚度与发动机涡轮后机匣1的安装边螺接，使发动机涡轮后机匣1与尾椎5对接后处于同一面上，避免对气流产生干扰。
[0028]第二螺栓4穿过螺栓孔并与自锁螺母3配合将尾椎5与发动机涡轮后机匣1固定连接，拧紧第二螺栓4之后，第二螺栓4的头部顶面与尾椎5的流道表面处于同一面上。第二螺栓4的头部为圆柱状结构，尾椎5上开设的螺栓定位槽的直径与第二螺栓4的头部的直径相等，尾椎5上开设的螺栓定位槽的深度与第二款螺栓4的头部的厚度相等。
[0029]第一螺栓6、第二螺栓4均为耐高温螺栓，自锁螺母3为耐高温自锁螺母，第一螺栓
6、第二螺栓4自锁螺母3在尾椎5与发动机涡轮后机匣1的连接处达到最高温时仍可保持各自的机械性能。高温环境中若第一螺栓6、第二螺栓4、自锁螺母3会产生形变的话则对尾椎5连接结构会产生影响，造成尾椎5与发动机涡轮后机匣1的连接不稳定，对整体结构的运作造成损伤。
[0030]尾椎5上开设的螺栓定位槽的轴向与尾椎连接支架2的安装支架的板面垂直。采用该种设计的效果是保障尾椎5上的螺栓定位槽内的第二螺栓4与安装支架的板面平行、充分贴合，减少对气流的影响
[0031]第一螺栓6设置于尾椎连接支架2之间。尾椎连接支架2的连接边通过焊接方式与发动机涡轮后机匣1后的安装边固定连接。尾椎连接支架2的连接边通过铆接方式与发动机涡轮后机匣1后的安装边固定连接。将连接支架的螺栓固定孔与安装支架间隔设置，节省资源，使连接支架2所占用的空间减小，提高工作效率。
[0032]在具体的使用过程中，在发动机装配时，可先使用若干个耐高温十二角螺栓，即第一螺栓6将尾椎连接支架2固定在发动机涡轮后机匣1的安装边上，此支架装配性较好，且一次安装后，后续装配、分解无需再拆分连接支架2，降低了发动机装配、分解的工作量，利于发动机单元化管理。在尾椎连接支架2所延伸出的每片支架上安装一个耐高温的自锁螺母3，用于固定尾椎5用，采用自锁螺母有利于降低装配难度并减少装配耗时。在尾椎5的流道表面，仅需开若干个满足耐高温十二角螺栓，即第二螺栓4沉降安装的螺栓孔(比螺栓头直径大5_)，尾椎5上的螺栓孔的角度及位置均有利于尾椎的装配及分解，每次装配时，只需将尾椎扣在连接支架2上，然后将耐高温十二角螺栓-第二螺栓4拧入耐高温的自锁螺母3中即可。
[0033]以上结合本发明的航空发动机用尾椎连接结构具体实施例做了详细描述，但并非是对本发明的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所做的任何简单修改均属于本发明的技术范围，还需要说明的是，按照本发明的航空发动机用尾椎连接结构技术方案的范畴包括上述各部分之间的任意组合。
【主权项】
1.一种航空发动机用尾椎连接结构，其特征在于，包括: 尾椎连接支架(2)，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(1)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(5)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(3); 第二螺栓(4)，尾椎(5)的流道表面与发动机涡轮后机匣(1)的流道表面平滑无缝对接，在尾椎(5)的流道表面、与安装支架上的自锁螺母(3)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， 第二螺栓(4)穿过螺栓孔并与自锁螺母(3)配合将尾椎(5)与发动机涡轮后机匣(1)固定连接，拧紧第二螺栓(4)之后，第二螺栓(4)的头部顶面与尾椎(5)的流道表面处于同一面上。2.如权利要求1所述的航空发动机用尾椎连接结构，其特征在于:第一螺栓(6)、第二螺栓(4)均为耐高温螺栓，自锁螺母(3)为耐高温自锁螺母，第一螺栓(6)、第二螺栓(4)、自锁螺母(3)在尾椎(5)与发动机涡轮后机匣(1)的连接处达到最高温时仍可保持各自的机械性能。3.如权利要求1所述的航空发动机用尾椎连接结构，其特征在于:尾椎(5)上开设的螺栓定位槽的轴向与尾椎连接支架(2)的安装支架的板面垂直。4.如权利要求1所述的航空发动机用尾椎连接结构，其特征在于:所述第二螺栓(4)的头部为圆柱状结构，所述尾椎(5)上开设的螺栓定位槽的直径与第二螺栓(4)的头部的直径相等，尾椎(5)上开设的螺栓定位槽的深度与第二螺栓(4)的头部的厚度相等。5.如权利要求1所述的航空发动机用尾椎连接结构，其特征在于:第一螺栓(6)设置于所述尾椎连接支架(2)之间。6.如权利要求1所述的航空发动机用尾椎连接结构，其特征在于:所述尾椎连接支架(2)的连接边通过焊接方式与发动机涡轮后机匣(1)后的安装边固定连接。7.如权利要求1所述的航空发动机用尾椎连接结构，其特征在于:所述尾椎连接支架(2)的连接边通过铆接方式与发动机涡轮后机匣(1)后的安装边固定连接。
【专利摘要】一种航空发动机用尾椎连接结构，涉及飞机结构中的尾椎连接结构设计技术领域，用于减小航空发动机尾椎连接处气流扰动及振动，尾椎连接支架的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，安装支架与连接边在连接边上间隔设置，在安装支架上远离连接边的一端设置有自锁螺母；第二螺栓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。本发明提供的航空发动机用尾椎连接结降低了气流经尾椎时产生的扰动，结构加工便利，装配和分解过程无干涉，结构耐高温、刚度好、实用性更高、能够反复使用、装置稳定性高、安全可靠。
【IPC分类】F02K1/80
【公开号】CN105298684
【申请号】CN201510594807
【发明人】怀时卫, 徐雪, 田大可
【申请人】中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所
【公开日】2016年2月3日
【申请日】2015年9月18日