一种航空发动机管路高温环境下抗热膨胀的支架装配结构的制作方法

本发明涉及一种航空发动机管路高温环境下抗热膨胀的支架装配结构，属于航空发动机管路固定。

背景技术：

1、当前三代、四代航空发动机为提高推力和推力响应，发动机的燃烧室温度和涡轮前温度越来越高，某些航空发动机涡轮前温度可达约2000k～2250k，发动机内涵流道内的燃烧室机匣、高导壳体等高温部件会出现较大的热膨胀位移，对安装在燃烧室外机匣上的管路、支架和其它构件产生极大的热变形应力，且随着发动机大小工作状态不断切换，机匣温度也出现高低温反复切换，从而导致内涵道管路、支架和其它构件极易出现疲劳断裂，对航空发动机的安全可靠性产生极大不利影响。

2、目前航空发动机内涵道管路的固定通常采用卡箍、螺栓、螺母直接固定在机匣安装边上的支架上，导管接头处通过设置波纹管，抵消机匣在高温环境下产生的热膨胀位移，但固定在管路上的卡箍、支架几乎没有活动量，导致工作中承担极大的热膨胀应力，卡箍、支架极易出现疲劳断裂。

3、公开号为cn204611097u的中国专利文献，公开了一种双层支架管路支撑结构，采用活动支板浮动结构，使卡箍可沿轴向具有一定的活动量，增加管路沿发动机轴线方向的安装补偿能力，可有效调节发动机工作时机匣与管路热膨胀变形的不协调给管路带来的额外载荷。但是，当机匣与管路热膨胀变形不协调时，管路、卡箍、活动支板一同相对上支架移动，在移动过程中，管路会与上支架接触发生摩擦，导致管路的管壁逐渐磨损造成使用寿命缩短。

4、公开号为cn207715908u的中国专利文献，公开了一种具有自补偿功能的航空发动机管路支架，当航空发动机受热膨胀时，机匣产生较大的热变形，同时管路因为位于航空发动机的外部温度较低变形较小，管路和机匣之间产生较大的变形不一致，这时由于管路支架头部带有一个球铰，通过管路卡箍的转动补偿了管路与机匣之间的变形不一致，同时消除了结构之间由于较大变形产生的应力。但是，当管路和机匣之间产生较大的不一致变形时，上半卡箍和下半卡箍会绕球铰旋转反复挤压管路管壁，长此以往，会导致管路产生疲劳变形，缩短其使用寿命。

技术实现思路

1、为解决上述技术问题，本发明提供了一种航空发动机管路高温环境下抗热膨胀的支架装配结构。

2、本发明通过以下技术方案得以实现：

3、一种航空发动机管路高温环境下抗热膨胀的支架装配结构，包括支架和发动机管路，所述支架包括固定架和活动架，所述活动架的一端与所述发动机管路连接，另一端活动套装在固定架上，所述发动机管路和活动架相对固定架一同沿发动机管路的轴向进行热胀冷缩移动。

4、所述固定架包括固定板、螺母和螺杆，螺杆的一端设有挡圈，中部设有六方头，另一端贯穿固定板，螺母与螺杆上靠近固定板的一端螺纹连接，并与六方头配合将螺杆锁紧固定在固定板上。

5、所述固定板呈三角形，且固定板上在三个角处均开设有安装孔；

6、所述螺杆上在与挡圈相对应的位置沿周向开设有卡槽。

7、所述螺母为六角开槽螺母；

8、所述固定架还包括开口销，螺杆上沿径向设有销孔，开口销的中部位于销孔内，两端伸出到销孔外，并卡入到螺母上的槽中。

9、所述活动架包括浮动组件和管路连接组件，浮动组件活动套装在固定架上，管路连接组件与发动机管路连接，并通过连接件与浮动组件连接。

10、所述浮动组件包括活动板套、托板和游动自锁螺母，活动板套活动套装在螺杆上，并位于挡圈与六方头之间，托板通过两颗铆钉与活动板套连接，游动自锁螺母的一端设有托片，且托片嵌入到托板内并与托板活动连接。

11、所述活动板套包括套筒和支撑板，套筒的内孔与螺杆间隙配合，支撑板沿套筒的径向布置，且支撑板的一端与套筒的外圆面固定连接，支撑板上在与铆钉相对应的位置设有铆钉安装孔，在与连接件相对应的位置设有通孔。

12、所述托板呈c字形，且托板的c形开口朝下，托片沿自身长度方向和厚度方向的可活动距离通过托板的两c形端进行限定，沿自身宽度方向的可活动距离通过两颗铆钉的头部进行限定，且托板的两c形端对托片具有止转作用。

13、所述管路连接组件包括衬套和卡箍，衬套套装在发动机管路上，且衬套两端的外圆面上均同轴设有限位法兰，卡箍的中部包覆在衬套上，两端共同通过连接件与浮动组件连接。

14、所述连接件为螺栓。

15、本发明的有益效果在于：

16、1、当发动机机匣在高低温不断切换的情况下发生热胀冷缩时，发动机管路和活动架一同随着发动机机匣安装截面的热胀冷缩相对固定架自由移动，以抵抗或者适应发动机机匣在高低温环境下产生的轴向热胀冷缩位移，消除热胀冷缩对发动机管路和支架产生的巨大变形应力，通过支架实现了航空发动机内涵道处发动机管路在高温环境机匣安装截面出现较大热膨胀位移情况下的可靠固定。

17、2、由于发动机管路和活动架一同沿发动机管路轴向自由移动时是保持相对固定的，且发动机管路并不与固定架接触，因此，发动机管路并不与活动架和固定架发生摩擦，延长了发动机管路的使用寿命。

18、3、当发动机机匣在高低温不断切换的情况下发生热胀冷缩时，发动机管路与活动架所做的运动相同，即均是随着发动机机匣在高低温环境下产生的轴向热胀冷缩而自由移动，因此，活动架不会反复挤压发动机管路造成疲劳破坏，延长了发动机管路的使用寿命。

19、4、当连接件与游动自锁螺母螺纹连接时，由于游动自锁螺母不会转动，所以使用一个扳手即可实现连接件与游动自锁螺母紧固，以便于在狭小空间内快捷实现连接件拆装。托片在托板内有较大的活动间隙，有2mm的游动空间，使游动自锁螺母可自由调心，可极大地调整连接件的安装角度，以轻松实现连接件与游动自锁螺母的装配，无需进行打锁片、锁丝等保险，装配简单可靠，装配空间要求小，拆卸灵活方便。

20、5、固定架和活动架中的浮动组件是作为一个独立部分预装配在一起的，减少了发动机散件数量，形成集成装配，有助于提高维护效率。

技术特征：

1.一种航空发动机管路高温环境下抗热膨胀的支架装配结构，其特征在于：包括支架和发动机管路(12)，所述支架包括固定架和活动架，所述活动架的一端与所述发动机管路(12)连接，另一端活动套装在固定架上，所述发动机管路(12)和活动架相对固定架一同沿发动机管路(12)的轴向进行热胀冷缩移动。

2.如权利要求1所述的航空发动机管路高温环境下抗热膨胀的支架装配结构，其特征在于：所述固定架包括固定板(5)、螺母(3)和螺杆(2)，螺杆(2)的一端设有挡圈(8)，中部设有六方头(20)，另一端贯穿固定板(5)，螺母(3)与螺杆(2)上靠近固定板(5)的一端螺纹连接，并与六方头(20)配合将螺杆(2)锁紧固定在固定板(5)上。

3.如权利要求2所述的航空发动机管路高温环境下抗热膨胀的支架装配结构，其特征在于：所述固定板(5)呈三角形，且固定板(5)上在三个角处均开设有安装孔(50)；

4.如权利要求2所述的航空发动机管路高温环境下抗热膨胀的支架装配结构，其特征在于：所述螺母(3)为六角开槽螺母；

5.如权利要求2所述的航空发动机管路高温环境下抗热膨胀的支架装配结构，其特征在于：所述活动架包括浮动组件和管路连接组件，浮动组件活动套装在固定架上，管路连接组件与发动机管路(12)连接，并通过连接件(15)与浮动组件连接。

6.如权利要求5所述的航空发动机管路高温环境下抗热膨胀的支架装配结构，其特征在于：所述浮动组件包括活动板套(1)、托板(11)和游动自锁螺母(10)，活动板套(1)活动套装在螺杆(2)上，并位于挡圈(8)与六方头(20)之间，托板(11)通过两颗铆钉(6)与活动板套(1)连接，游动自锁螺母(10)的一端设有托片(1000)，且托片(1000)嵌入到托板(11)内并与托板(11)活动连接。

7.如权利要求6所述的航空发动机管路高温环境下抗热膨胀的支架装配结构，其特征在于：所述活动板套(1)包括套筒(100)和支撑板(101)，套筒(100)的内孔与螺杆(2)间隙配合，支撑板(101)沿套筒(100)的径向布置，且支撑板(101)的一端与套筒(100)的外圆面固定连接，支撑板(101)上在与铆钉(6)相对应的位置设有铆钉安装孔(102)，在与连接件(15)相对应的位置设有通孔(103)。

8.如权利要求6所述的航空发动机管路高温环境下抗热膨胀的支架装配结构，其特征在于：所述托板(11)呈c字形，且托板(11)的c形开口朝下；托片(1000)沿自身长度方向和厚度方向的可活动距离通过托板(11)的两c形端进行限定，沿自身宽度方向的可活动距离通过两颗铆钉(6)的头部进行限定，且托板(11)的两c形端对托片(1000)具有止转作用。

9.如权利要求5所述的航空发动机管路高温环境下抗热膨胀的支架装配结构，其特征在于：所述管路连接组件包括衬套(13)和卡箍(14)，衬套(13)套装在发动机管路(12)上，且衬套(13)两端的外圆面上均同轴设有限位法兰(130)，卡箍(14)的中部包覆在衬套(13)上，两端共同通过连接件(15)与浮动组件连接。

10.如权利要求5所述的航空发动机管路高温环境下抗热膨胀的支架装配结构，其特征在于：所述连接件(15)为螺栓。

技术总结本发明公开了一种航空发动机管路高温环境下抗热膨胀的支架装配结构，属于航空发动机管路固定技术领域。该结构包括支架和发动机管路，所述支架包括固定架和活动架，所述活动架的一端与所述发动机管路连接，另一端活动套装在固定架上，所述发动机管路和活动架相对固定架一同沿发动机管路的轴向进行热胀冷缩移动。由于发动机管路和活动架一同自由移动时，且发动机管路并不与固定架接触，因此，发动机管路并不与活动架和固定架发生摩擦，延长了发动机管路的使用寿命。当发动机机匣在高低温不断切换的情况下发生热胀冷缩时，发动机管路与活动架所做的运动相同，因此，活动架不会反复挤压发动机管路造成疲劳破坏，延长了发动机管路的使用寿命。技术研发人员：龙杰,贾书东,唐璇,袁面琼,尹颂桦受保护的技术使用者：中国航发贵阳发动机设计研究所技术研发日：技术公布日：2024/12/2