CN103523235B - 飞机发动机舱进气道整流罩 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞机制造领域，提供一种飞机发动机舱进气道整流罩，包括：3框、进气道上盖板、密封带、前封严板、筛网组件、9框、上长桁、10框、蒙皮组件、斜梁、端框、后部唇口、锁组件、发动机进气道组件、滑油进气道组件、滑油散热器整流罩、冰雪分离通道组件、接头加强件、连接接头。本发明有效的解决了进气道整流罩与桨叶干涉，冰区飞行结冰、冰雪分离通道结构空间小、滑油散热器进气道外形复杂难以成行等技术难点，充分满足了新飞机发动机安装使用要求。

Description

飞机发动机舱进气道整流罩

技术领域

本发明涉及飞机制造领域，尤其涉及一种飞机发动机舱进气道整流罩。

背景技术

原Y12系列飞机采用老型发动机。发动机舱设计为半硬壳结构。下部整流罩采用传统结构设计，下部整流罩开启方式采用后部合页连接方式开启。下部整流罩内进气道遮流板设计为一个整体，后侧引流部分与前部设计成一体。进气道后部的冰雪分离通道设计为方形截面形式。

由于YF飞机采用新型发动机，新发动机与Y12飞机原发动机有很大不同，发动机桨叶数增加到5片。造成进气道整流罩在开启时与浆叶干涉；新飞机发动机与发动机舱连接方式采用空间桁架式结构，飞机在冰区飞行时，发动机固定环位于进气道进气区上方，易结冰，影响发动机进气。后部冰雪分离通道组件，结构空间小，同时还要保证前部旁通比数值，一般形式无法满足要求。滑油散热器进气道外形复杂，零件成型困难。因此需对发动机舱进气道整流罩进行重新设计，解决以上难题

发明内容

本发明要解决的技术问题：提供一种飞机发动机舱进气道整流罩，满足新发动机设计要求。

本发明的技术方案：一种飞机发动机舱进气道整流罩，包括：

3号框、进气道上盖板、密封带、前封严板、筛网组件、9号框、上长桁、10号框、蒙皮组件、斜梁、端框、后部唇口、锁组件、发动机进气道组件、滑油进气道组件、滑油散热器整流罩、冰雪分离通道组件、接头加强件、连接接头；

所述飞机发动机舱进气道整流罩前端是后部唇口，后部唇口后部与3号框、进气道上盖板和发动机进气道组件铆接连接；后部唇口后部外侧与蒙皮组件搭接后用铆钉连接；进气道上盖板和发动机进气道组件组成一个进气通道铆接连接；前封严板位于进气道上盖板后端，与上盖板是铆接连接，前封严板外侧与蒙皮组件铆接连接；筛网组件安装在发动机进气道内部的后端，与发动机进气道铆接连接；同时筛网组件和其后部的冰雪分离通道组件通过连接带板铆接连接；9号框分别与冰雪分离通道组件、滑油进气道组件、蒙皮组件铆接连接；上长桁位于发动机进气道整流罩两侧外部，与蒙皮组件铆接连接，从前部一直到后部，贯穿整个发动机进气道整流罩；10号框位于发动机进气道整流罩后部，与滑油进气道组件和蒙皮组件铆接连接；斜梁、端框位于发动机进气道整流罩的最后端，与蒙皮组件和上长桁铆接连接；滑油散热器整流罩、滑油进气道组件位于发动机进气道整流罩中部，通过铆钉连接；冰雪分离通道组件前部与发动机进气道铆钉连接，后部与蒙皮组件铆钉连接；发动机进气道整流罩共有四个锁组件，分别位于发动机进气道整流罩的前部后中部左右两侧，通过螺栓连接在发动机进气道整流罩上；接头加强件、连接接头位于发动机进气道整流罩的后部与蒙皮组件用铆钉和螺栓连接；密封带安装在发动机进气道整流罩上边界，铆接连接。

进一步的，冰雪分离通道组件包括：冰雪分离通道上部、冰雪分离通道下部、法兰、安装口盖；

冰雪分离通道上部为前部曲面后部平面的渐变结构，所述冰雪分离通道上部前端与发动机进气道相连，后端与法兰焊接，下部与冰雪分离通道下部焊接，上部的开口部分与安装口盖铆接连接；法兰前部与冰雪分离通道上部、冰雪分离通道下部焊接连接，后部与蒙皮组件铆接连接。

进一步的，滑油进气道组件包括右侧滑油进气道前部、右侧滑油进气道后部、右连接带板、左侧滑油进气道前部、左侧滑油进气道后部、左连接带板六部分；

右侧滑油进气道前部、左侧滑油进气道前部位于9号框前，是逐渐便宽的半开阔结构，右侧滑油进气道前部、左侧滑油进气道前部都是外侧平行蒙皮的直边，中心内凹，直边部分与蒙皮组件铆接连接，右侧滑油进气道前部与右侧滑油进气道后部通过右连接带板铆接连接，左侧滑油进气道前部与左侧滑油进气道后部通过左连接带板铆接连接，右侧滑油进气道后部、左侧滑油进气道后部在9号框之后，是一个四周封闭的腔体，是由双向曲面扭曲组成，其前部是圆形进气口，逐步过渡到后端的方形结构，与10号框铆接连接。

本发明的有益效果：本发明飞机发动机舱进气道整流罩采用了全新的结构设计形式，通过对后部唇口、发动机进气道组件、遮流板后部、冰雪分离通道组件、滑油散热器进气道等组件的全新设计，有效的解决了进气道整流罩与桨叶干涉，冰区飞行结冰、冰雪分离通道结构空间小、滑油散热器进气道外形复杂难以成行等技术难点，充分满足了新飞机发动机安装使用要求。

附图说明

图1为本发明发动机舱进气道整流罩结构示意图。

图2为本发明唇口分段结构示意图。

图3为本发明发动机进气道组件结构示意图。

图4为本发明冰雪分离通道组件结构示意图。

图5为本发明滑油散热器进气道组件结构示意图。

具体实施方式

YF飞机发动机舱进气道整流罩采用新外形进行设计，新外形具更好的气动性能。发动机舱进气道整流罩具体结构见图1。

发动机进气道整流罩是发动机舱最大的活动口盖，主要用于发动机的检查和维护。主要结构包括3号框1、进气道上盖板2、密封带3、前封严板4、筛网组件5、9号框6、上长桁7、10号框8、蒙皮组件9、斜梁10、端框11、后部唇口12、锁组件13、发动机进气道组件14、滑油进气道组件15、滑油散热器整流罩16、冰雪分离通道组件17、接头加强件18、连接接头19等部件。其中密封带3设计为橡胶材料；前封严板4、筛网组件5、9号框6、冰雪分离通道组件17、进气道上盖板2、前封严板4、9号框6考虑发动机舱内火区高温要求，采用不锈钢OCr18Ni9TH0.5材料，锁组件13采用不锈钢制造。后部唇口12、滑油散热器整流罩16，由于结构外形复杂，因此设计为复合材料件。发动机进气道组件14结构外形复杂，采用LD2铝合金材料焊接成型。滑油进气道组件15前部采用2024T3铝合金，后部高温区内部分采用OCr18Ni9TH0.5材料，这样设计可以大大减轻组件的重量。接头加强件18、连接接头19用2024T351铝合金材料。

发动机进气道整流罩前端是后部唇口12，后部与3号框1、进气道上盖板2和发动机进气道组件14铆接连接。后部唇口12后部外侧与蒙皮组件9搭接后用铆钉连接。进气道上盖板2和发动机进气道组件14组成一个进气通道铆接连接。前封严板4位于进气道上盖板2后端，与其是铆接连接，外侧与蒙皮组件9铆接连接。前封严板4用于分离发动机进气道整流罩的高温区和常温区。筛网组件5安装在发动机进气道14内部的后端，与其铆接连接。同时筛网组件5和其后部的冰雪分离通道组件17通过连接带板铆接连接。9号框6是发动机进气道整流罩后部的常温区和高温区隔离框，同时还是重要的支撑框，分别与冰雪分离通道组件17、滑油进气道组件15、蒙皮组件9铆接连接。上长桁7位于发动机进气道整流罩两侧外部，从前部一直到后部，贯穿整个发动机进气道整流罩。是发动机进气道整流罩的重要部分。10号框8位于发动机进气道整流罩后部，与滑油进气道组件15和蒙皮组件9铆接连接。斜梁10、端框11位于发动机进气道整流罩的最后端，与蒙皮组件9和上长桁7铆接连接，主要用于维形作用。滑油散热器整流罩16、滑油进气道组件15位于发动机进气道整流罩中部，通过铆钉连接。冰雪分离通道组件17前部与发动机进气道14铆钉连接，后部与蒙皮组件9铆钉连接。发动机进气道整流罩共有四个锁组件，分别位于发动机进气道整流罩的前部后中部左右两侧。通过螺栓连接在发动机进气道整流罩上。接头加强件18、连接接头19位于发动机进气道整流罩的后部与蒙皮组件9用铆钉和螺栓连接。密封带3安装在发动机进气道整流罩上边界，发动机进气道整流罩关闭时用于与发房其它部分密封，铆接连接。

这些零组件之间采用铆接方式连接。进气道整流罩通过长桁、框及腹板蒙皮组成稳定结构，这样的结构具有足够的安全性。

在发动机舱进气道整流罩的设计中与过去相比主要创新体现在解决以下几个技术难题上：

1)采用新的唇口结构和开启方式解决发动机舱进气道整流罩开启与桨叶干涉问题。

由于YF飞机采用新型发动机，发动机桨叶数增加到了5片。在飞机发动机进气道进气道整流罩设计时，发现其开启过程中前部唇口外形与发动机桨叶干涉，影响发动机舱进气道整流罩开启，无法对发动机进行正常维护。因此设计发动机舱进气道整流罩时将唇口设计为两个分离的部分，前部分的唇口安装在前罩上，后部分的唇口安装在进气道整流罩上，随进气道整流罩一起移动开启。在进气道整流罩和固定段之间的连接方式时，考虑到发动机舱进气道整流罩重量，气动性及工艺实施性要求，将连接方式设计为接头叉耳结构连接。在接头内安装衬套防磨。在接头与进气道整流罩蒙皮、接头与固定段之间安装垫片调节，用于工艺补偿，保证接头的正确为之安装。见图2唇口分段结构。

唇口采用复合材料加工，此种结构更有利保证零件的表面光滑。唇口结构由原Y12系列机的一体结构改为前两部分分体结构。前部唇口20安装在上罩上，后部唇口12安装在发动机舱进气道整流罩上，前部唇口20与后部唇口12之间搭接方式连接。

发动机舱进气道整流罩与发动机固定段21连接方式采用叉耳接头连接。在进气道整流罩的接头内部安装有加强件，用于连接接头19的加强。在下部接头上安装有调节垫片，用于调节接头的安装位置。

发动机舱进气道整流罩开启时，前部唇口20安装在发动机前罩不动，后部唇口12随进气道整流罩绕后部的叉耳连接接头19旋转运动。此时进气道整流罩的运动轨迹可以完全避免与发动机桨叶干涉。

2)改进进气道、进气道遮流板结构解决发动机固定环冰区飞行结冰问题。

YF飞机发动机进气道组件理论外形复杂，前部与后部唇口12相连，是椭圆形截面，位于前封严板之前的火区。进气道的上盖板2采用0Cr18Ni9(固溶)TH0.5mm材料制造。其前部连接后部唇口12是双曲面结构，后部为与进气道遮流板配合设计为平面馆结构，两侧配合发动机进气道设计为双曲面下翻边结构。发动机进气道组件14由于曲度变化大，零件成型困难，因此在零件设计上采用分体结构，由发动机进气道前部、发动机进气道右侧、发动机进气道右侧三个部分零件焊接成型，材料选用LD2TH0.8板材加工。发动机进气道组件较原Y12系列飞机进行了结构上的延长，保证发动机固定环24位于进气道进气口前方，不影响了飞机冰区飞行。

这样设计后进气道内遮流板开关调节时后部引流部分与发动机固定环干涉。经过气动分析，查阅相关资料，在设计时将遮流板设计为两个独立部分。前半部分按常规方案设计为活动可调节部分；遮流板后部23引流结构设计为固定结构，安装在进气道内。形状设计两侧略尖，中间略宽的梭形架构。遮流板后部23考虑到重量及外形问题，设计为复合材料结构。遮流板后部外层是复合材料铺层，内部是泡沫。这样设计后，既保证零件的理论外形，又有效的减轻了飞机的结构重量。在飞机正常飞行时前部遮流板为水平位置。当飞机在冰区飞行时，遮流板下调，搭接在后部遮流快结构上，完成冰区飞行引流要求。进气道的上盖板2和遮流板后部23与发动机进气道14通过铆钉铆接连接。此结构形式即保证了飞机冰区飞行安全，又保证了飞机发动机固定环的安装，见图3发动机进气道。

3)设计新的冰雪分离通道组件17结构形式解决发动机进气道旁通比更改后冰雪分离通道内部空间狭小问题。

冰雪分离通道组件17位于发动机进气道后部，结构形状复杂。主要用于分离、排出进气道内部的冰雪，采用0Cr18Ni9TH0.5材料制造。主要包括冰雪分离通道上部25、冰雪分离通道下部26、法兰27、安装口盖28四个部分。由于发动机舱内部空间狭小，冰雪分离通道组件17内部风门安装位置要求平整。因此将冰雪分离通道上部25设计为前部曲面后部平面的渐变结构。前部开口较大，然后逐步收缩，在其中部设计一个凸起，后部逐渐收缩的结构。其凸起部分用于安装冰雪分离通道的调节机构。冰雪分离通道上部25前端与发动机进气道相连，后端与法兰27焊接。下步与冰雪分离通道下部26焊接。上部的开口部分与安装口盖28铆接连接。法兰27前部与冰雪分离通道上部25、冰雪分离通道下部26焊接连接后部与蒙皮组件9铆接连接。见图4冰雪分离通道组件17。

4)设计滑油散热器进气道组件15结构形式，解决零件复杂成型难问题滑油进气道组件15主要包括右侧滑油进气道前部29、右侧滑油进气道后部30、右连接带板31、左侧滑油进气道前部32，左侧滑油进气道后部33、左连接带板34六部分组成。滑油进气道组件15连接滑油散热器，用于滑油散热器进气。分左右两个滑油进气道。滑油进气道组件15外形复杂的。右侧滑油进气道前部29、左侧滑油进气道前部32位于9号框6前，是逐渐便宽的半开阔结构。外侧平行蒙皮的直边，中心内凹，用于气流的引入。直边部分与蒙皮组件9铆接连接，与右侧滑油进气道后部30、左侧滑油进气道后部33通过右连接带板31和左连接带板32铆接连接，铝合金2024T42TH0.813材料制造。右侧滑油进气道后部30、左侧滑油进气道后部33在9号框6之后，是一个四周封闭的腔体，是由双向曲面扭曲组成，其前部是圆形进气口，逐步过渡到后端的方形结构，与10号框8铆接连接。由于位于高温区采用0Cr18Ni9TH0.5材料。右侧滑油进气道后部30、左侧滑油进气道后部33要求内部光滑无逆向接差，便于气体流动。滑油进气道后部外形曲面复杂，普通零件加工方法难以成形，而传统的上下分段成形，搭接连接方法成形后的组件内部对气流不光顺，对进气气流影响很大。因此在此次设计时左、右滑油进气道后部零件采用液力成型后中间对焊成型，将焊缝打平。这样设计之后可以保证滑油进气道组件内部光顺，最大限度减少进气道内部的焊缝数量，满足滑油散热器的进气要求。见图5滑油散热器进气道组件。

Claims (2)

1.一种飞机发动机舱进气道整流罩，其特征在于，包括：

3号框、进气道上盖板、密封带、前封严板、筛网组件、9号框、上长桁、10号框、蒙皮组件、斜梁、端框、后部唇口、锁组件、发动机进气道组件、滑油进气道组件、滑油散热器整流罩、冰雪分离通道组件、接头加强件、连接接头；

所述飞机发动机舱进气道整流罩前端是后部唇口，后部唇口后部与3号框、进气道上盖板和发动机进气道组件铆接连接；后部唇口后部外侧与蒙皮组件搭接后用铆钉连接；进气道上盖板和发动机进气道组件组成一个进气通道铆接连接；前封严板位于进气道上盖板后端，与上盖板是铆接连接，前封严板外侧与蒙皮组件铆接连接；筛网组件安装在发动机进气道内部的后端，与发动机进气道铆接连接；同时筛网组件和其后部的冰雪分离通道组件通过连接带板铆接连接；9号框分别与冰雪分离通道组件、滑油进气道组件、蒙皮组件铆接连接；上长桁位于发动机进气道整流罩两侧外部，与蒙皮组件铆接连接，从前部一直到后部，贯穿整个发动机进气道整流罩；10号框位于发动机进气道整流罩后部，与滑油进气道组件和蒙皮组件铆接连接；斜梁、端框位于发动机进气道整流罩的最后端，与蒙皮组件和上长桁铆接连接；滑油散热器整流罩、滑油进气道组件位于发动机进气道整流罩中部，通过铆钉连接；冰雪分离通道组件前部与发动机进气道铆钉连接，后部与蒙皮组件铆钉连接；发动机进气道整流罩共有四个锁组件，分别位于发动机进气道整流罩的前部后中部左右两侧，通过螺栓连接在发动机进气道整流罩上；接头加强件、连接接头位于发动机进气道整流罩的后部与蒙皮组件用铆钉和螺栓连接；密封带安装在发动机进气道整流罩上边界，铆接连接。

2.如权利要求1所述的飞机发动机舱进气道整流罩，其特征在于，冰雪分离通道组件包括：冰雪分离通道上部、冰雪分离通道下部、法兰、安装口盖；

冰雪分离通道上部为前部曲面后部平面的渐变结构，所述冰雪分离通道上部前端与发动机进气道相连，后端与法兰焊接，下部与冰雪分离通道下部焊接，上部的开口部分与安装口盖铆接连接；法兰前部与冰雪分离通道上部、冰雪分离通道下部焊接连接，后部与蒙皮组件铆接连接。