CN106672246A - 一种直升机动力舱后部封严结构 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种直升机动力舱后部封严结构，包括上部隔板(1)、下部外隔板(2)和下部内隔板(3)，上部隔板(1)与发动机排气管、下部外隔板(2)和下部内隔板(3)螺接，下部外隔板(2)和下部内隔板(3)与发动机上法兰盘螺接，下部外隔板(2)与下部内隔板(3)无固定连接。本发明能够对动力舱后部开敞区域进行封严，避免了发动机振动、发动机形状复杂、排气管高温等对封严结构的影响，并为通风冷却提供足够面积的通气接口。
Description
技术领域
本发明涉及一种直升机的结构设计，特别适用于需要对动力舱进行封严的结构设计。
背景技术
直升机使用的发动机在工作中需要进行散热以保证发动机的安全工作，多采用将动力舱后部区域开敞进行自然通风的形式散热。随着发动机专业的不断进步及直升机的发展需要，自然通风散热的形式已经无法满足当前大功率发动机的使用要求，需要进行强制通风进行散热，为保证动力舱进气口和通气口的压力差，满足发动机的散热要求，需要对动力舱后部开敞区域进行有效封严，考虑发动机在动力舱后部区域的复杂形状、发动机工作时的振动、发动机排气管的高温影响等多种因素，需要制定一套新的方案。
发明内容
本发明要解决的技术问题：
本发动的目的是提供一种直升机动力舱后部封严方案，保证动力舱后部开敞区域的有效封严，并避免由于发动机振动、发动机后部形状复杂、排气管高温等带来的影响。
本发明的技术方案：
一种直升机动力舱后部封严结构，包括上部隔板组件1、下部外隔板组件2和下部内隔板组件3，上部隔板组件1与发动机排气管、下部外隔板组件2和下部内隔板组件3螺接，下部外隔板组件2和下部内隔板组件3与发动机上法兰盘螺接，下部外隔板组件2与下部内隔板组件3通过限位片13连接；上部隔板组件1包括上隔板4、密封带5和U形压片6，上隔板4与发动机排气管贴合，密封带5与上隔板4通过U形压片6和螺钉7连接。下部外隔板组件2包括U形压片6、下外隔板8、密封带9、圆网栅10、铆钉11、通风管12，下外隔板8与发动机上法兰盘螺接，密封带9与下外隔板8通过U形压片6和螺钉7连接，所述下外隔板8上有通气圆孔，所述通气圆孔内侧安装有圆网栅10，圆网栅10与下外隔板8通过铆钉11连接，所述通气圆孔外侧安装有通风管12，用于强制引气；下部内隔板组件3包括U形压片6、下内隔板15、密封带16、椭圆网栅17、通风管18，下内隔板15与发动机上法兰盘螺接，密封带16与下内隔板15通过U形压片6和螺钉7连接，下内隔板15上有通气椭圆孔，所述通气椭圆孔内侧安装有椭圆网栅17，椭圆网栅17与下内隔板15通过铆钉11连接；所述通气椭圆孔外侧安装有通风管18，用于强制引气。
所述的一种直升机动力舱后部封严结构，其特征在于，所述上隔板4为耐高温不锈钢材料。
所述的一种直升机动力舱后部封严结构，其特征在于，所述下外隔板8和下内隔板15为铝合金材料。
所述的一种直升机动力舱后部封严结构，其特征在于，所述下部外隔板组件2和下部内隔板组件3还包括三角密封带14，用于对发动机排气管下部复杂区域进行封严。
所述的一种直升机动力舱后部封严结构，其特征在于，所述密封带5、密封带9、密封带16、三角密封带14为耐高温的橡胶带。
本发明的有益效果：
技术解决方案能够对动力舱后部开敞区域进行封严，避免了发动机振动、发动机形状复杂、排气管高温等对封严结构的影响，并为通风冷却提供足够面积的通气接口。
附图说明
图1为本发明后部封严结构正视图；
图2为本发明后部封严结构外侧轴测图；
图3为本发明后部封严结构内侧轴测图；
图4为本发明上部隔板组件正视图；
图5为本发明上部隔板组件外侧轴测图；
图6为本发明上部隔板组件内侧轴测图；
图7为本发明下部外隔板组件正视图；
图8为本发明下部外隔板组件内侧轴测图；
图9为本发明下部外隔板组件外侧轴测图；
图10为本发明下部内隔板组件正视图；
图11为本发明下部内隔板组件内侧轴测图；
图12为本发明下部内隔板组件外侧轴测图。
具体实施方式
本发明的技术解决方案是由上部隔板组件(1)、下部外隔板组件(2)、下部内隔板组件(3)组成，三者通过螺接与发动机上相应接口连接固定。
上部隔板组件1由上隔板4、密封带5和U形压片6组成。上隔板4选用δ0.4mm的不锈钢材料，钣金工艺分段焊接成形，U形压片6选用δ0.6mm的铝合金材料钣金工艺成形，使用螺钉7将密封带5夹持固定在上隔板4和U形压片6之间。
下部外隔板组件2由U形压片6、下外隔板8、密封带9、圆网栅10、通风管12、限位片13和三角密封带14组成。下外隔板8选用δ0.6mm的铝合金材料，钣金工艺成形，圆网栅10选用不锈钢材料，采用钣金结合焊接工艺成形，网框厚度0.6mm，网丝直径0.8mm，与下外隔板8通过铆钉11连接固定，通风管12选用δ0.8mm的铝合金材料钣金工艺成形，限位片13选用δ0.6mm的铝合金材料钣金工艺成形，下外隔板8、通风管12和限位片13通过焊接工艺连接，三角密封带14与下外隔板8铆接连接固定。
下部内隔板组件3由U形压片6、下内隔板15、密封带16、椭圆网栅17、通风管18和三角密封带14组成。下内隔板15选用δ0.6mm的铝合金材料，钣金工艺成形，椭圆网栅17选用不锈钢材料，采用钣金结合焊接工艺成形，网框厚度0.6mm，网丝直径0.8mm，与下内隔板15通过铆钉11连接固定，通风管18选用δ0.8mm的铝合金材料钣金工艺成形，下外隔板8和通风管12通过焊接工艺连接，三角密封带14与下内隔板15铆接连接固定。
密封带5、密封带9、密封带16和三角密封带14均选用耐高温的涂有聚氯丁橡胶的玻璃纤维，其中密封带5、密封带9和密封带16为双层布局，每隔100mm布置有剪口，层间剪口交错，伸出隔板部分宽35mm，通过与周圈机体结构的挤压对隔板与机体结构的间隙进行封严。
此技术方案能够有效的对动力舱后部进行封严，保证进气口和通气口的压力差，并为强制通风冷却提供通气接口，为发动机冷却系统的实施提供了有效的结构基础。
Claims (5)
1.一种直升机动力舱后部封严结构，其特征在于，包括上部隔板组件(1)、下部外隔板组件(2)和下部内隔板组件(3)，上部隔板组件(1)与发动机排气管、下部外隔板组件(2)和下部内隔板组件(3)螺接，下部外隔板组件(2)和下部内隔板组件(3)与发动机上法兰盘螺接，下部外隔板组件(2)与下部内隔板组件(3)通过限位片(13)连接；上部隔板组件(1)包括上隔板(4)、密封带(5)和U形压片(6)，上隔板(4)与发动机排气管贴合，密封带(5)与上隔板(4)通过U形压片(6)和螺钉(7)连接。下部外隔板组件(2)包括U形压片(6)、下外隔板(8)、密封带(9)、圆网栅(10)、铆钉(11)、通风管(12)，下外隔板(8)与发动机上法兰盘螺接，密封带(9)与下外隔板(8)通过U形压片(6)和螺钉(7)连接，所述下外隔板(8)上有通气圆孔，所述通气圆孔内侧安装有圆网栅(10)，圆网栅(10)与下外隔板(8)通过铆钉(11)连接，所述通气圆孔外侧安装有通风管(12)，用于强制引气；下部内隔板组件(3)包括U形压片(6)、下内隔板(15)、密封带(16)、椭圆网栅(17)、通风管(18)，下内隔板(15)与发动机上法兰盘螺接，密封带(16)与下内隔板(15)通过U形压片(6)和螺钉(7)连接，下内隔板(15)上有通气椭圆孔，所述通气椭圆孔内侧安装有椭圆网栅(17)，椭圆网栅(17)与下内隔板(15)通过铆钉(11)连接；所述通气椭圆孔外侧安装有通风管(18)，用于强制引气。
2.根据权利要求1所述的一种直升机动力舱后部封严结构，其特征在于，所述上隔板(4)为耐高温不锈钢材料。
3.根据权利要求1所述的一种直升机动力舱后部封严结构，其特征在于，所述下外隔板(8)和下内隔板(15)为铝合金材料。
4.根据权利要求1所述的一种直升机动力舱后部封严结构，其特征在于，所述下部外隔板组件(2)和下部内隔板组件(3)还包括三角密封带(14)，用于对发动机排气管下部复杂区域进行封严。
5.根据权利要求1所述的一种直升机动力舱后部封严结构，其特征在于，所述密封带(5)、密封带(9)、密封带(16)、三角密封带(14)为耐高温的橡胶带。
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