CN112343717A - 一种内环前段及航空发动机进气机匣承力框架 - Google Patents

Abstract

本申请属于航空发动机结构设计技术领域，特别涉及一种内环前段及航空发动机进气机匣承力框架；内环前段包括内环前段本体，以及设置在内环前段本体的外环面上的多个叶翅，叶翅包括：叶翅外壳，叶翅外壳的外壳前壁、外壳后壁、两侧的外壳侧壁以及位于底部的外环面共同形成顶端开口的叶翅内腔；立筋，沿内环前段本体径向方向固定设置在叶翅内腔中，将叶翅内腔分为前内腔和后内腔；防冰通孔，贯穿开设在前内腔底部区域的外环面上。本申请的内环前段及航空发动机进气机匣承力框架，能够降低加工难度和成本，提高加工效率。

Description

一种内环前段及航空发动机进气机匣承力框架

技术领域

本申请属于航空发动机结构设计技术领域，特别涉及一种内环前段及航空发动机进气机匣承力框架。

背景技术

航空发动机进气机匣承力框架通常由钛合金内环前段、固定支板、机匣壳体和集气腔蒙皮等焊接而成，集成有防冰通气等功能。内环前段上设计有叶翅，叶翅内腔设计有防冰通道，现有叶翅结构采用铸造工艺直接成型。

现有结构内环前段叶翅结构如图3、图4所示，由于叶翅型面尺寸较小，实现防冰结构的叶翅内腔宽度尺寸较小、深度较深；但是，现有铸造工艺直接成型的叶翅尺寸精度差，影响焊接质量，现需采用机械加工工艺，提高尺寸精度。若采用尺寸精度较高的机械加工方案，受现有叶型结构和防冰的共同要求，叶翅内腔防冰通道结构方案机械加工周期、成本和工艺难度较高。

发明内容

为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种内环前段及航空发动机进气机匣承力框架。

第一方面，本申请公开了一种内环前段，包括内环前段本体，以及在内环前段本体的外环面上沿周向均匀设置有多个叶翅，所述叶翅包括：

叶翅外壳，所述叶翅外壳包括外壳前壁、外壳后壁以及两侧的外壳侧壁，所述外壳前壁、外壳后壁、两侧的外壳侧壁以及位于底部的外环面共同形成顶端开口的叶翅内腔；

立筋，所述立筋沿内环前段本体径向方向固定设置在所述叶翅内腔中，并将所述叶翅内腔分为前内腔和后内腔；

防冰通孔，所述防冰通孔贯穿开设在所述前内腔底部区域的外环面上。

根据本申请的至少一个实施方式，所述立筋的竖直高度小于所述叶翅在内环前段本体径向方向上的高度。

根据本申请的至少一个实施方式，所述立筋的前壁与所述外壳前壁平行，所述立筋的后壁与所述外壳后壁平行。

根据本申请的至少一个实施方式，所述防冰通孔的内孔形状与所述前内腔在所述外环面上的投影形状相同。

第二方面，本申请还公开了一种航空发动机进气机匣承力框架，包括同轴设置的内环前段、机匣壳体以及固定设置在内环前段与机匣壳体之间的固定支板，所述内环前段采用第一方面中任一项所述的内环前段，且所述内环前段中叶翅外壳的截面形状与所述固定支板截面形状相适配。

本申请至少存在以下有益技术效果：

本申请的内环前段及航空发动机进气机匣承力框架，能够降低加工难度和成本，提高加工效率。

附图说明

图1是本申请航空发动机进气机匣承力框架的立体图(部分结构)；

图2是现有内环前段的立体图(部分结构)；

图3是现有内环前段中一个叶翅的剖视图；

图4是图3中D向示意图；

图5是本申请内环前段中一个叶翅的剖视图；

图6是图5中D向示意图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请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申请一部分实施例，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，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

需要理解的是，在本申请的描述中可能涉及到的技术术语，例如“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申请和简化描述，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申请保护范围的限制。

下面结合附图1-图6对本申请的内环前段及航空发动机进气机匣承力框架做进一步详细说明。

第一方面，本申请公开了一种内环前段，如图2所示，内环前段可以包括内环前段本体1，以及在内环前段本体1的外环面11上沿周向均匀设置有多个叶翅2。

具体的，如图5、图6所示，叶翅2可以包括叶翅外壳、立筋3以及防冰通孔4。

其中，叶翅外壳包括外壳前壁21、外壳后壁22以及两侧的外壳侧壁23；外壳前壁21、外壳后壁22、两侧的外壳侧壁23以及位于底部的外环面11共同形成顶端开口的叶翅内腔。

立筋3沿内环前段本体1径向方向固定设置在叶翅内腔中，并将叶翅内腔分为前内腔241和后内腔242。

防冰通孔4贯穿开设在前内腔241底部区域的外环面11上。

进一步的，本申请的内环前段中，优选立筋3的竖直高度小于叶翅2在内环前段本体1径向方向上的高度，从而能够使得前内腔241和后内腔242通过在此空出来的区域形成的流道进行连通。

进一步的，本申请的内环前段中，优选立筋3的前壁与外壳前壁21平行，立筋3的后壁与外壳后壁22平行；另外，优选防冰通孔4的内孔形状与前内腔241在外环面11上的投影形状相同。

本申请的内环前段中，防冰通孔4(又叫帽罩防冰通道)与前内腔241一体，调整中间立筋3结构，使前内腔241和防冰通孔4为“直腔”，后内腔242也为“直腔”。从而在加工时，可以采用“直”电极进行前后内腔电解加工去除大部分材料，电解加工后去除附着物再进行机械加工，节省了刀具，降低了设备占用时间，最终使得加工难度和成本降低，周期减少。

另外需要说明但是，本申请的内环前段中，立筋3、防冰通孔4与叶翅2的各面之间采用的是上述一体加工工艺，但是在其他实施例中，也可以采用例如3D打印钛合金材料加工方式。

第二方面，如图1所述，本申请还公开了一种航空发动机进气机匣承力框架，可以包括同轴设置的内环前段、机匣壳体5以及固定设置在内环前段与机匣壳体5之间的固定支板6，具体结构可参见目前已知的多种适合的进气机匣承力框架，此处不再赘述。

具体的，本申请的航空发动机进气机匣承力框架中，内环前段采用上述第一方面中任一项所述的内环前段结构，且内环前段中叶翅外壳的截面形状与固定支板6截面形状相适配。

同样的，由于采用了上述的内环前段结构，能够使得航空发动机进气机匣承力框架的加工难度和成本降低，周期减少。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (5)

1.一种内环前段，包括内环前段本体(1)，以及在内环前段本体(1)的外环面(11)上沿周向均匀设置有多个叶翅(2)，其特征在于，所述叶翅(2)包括：

叶翅外壳，所述叶翅外壳包括外壳前壁(21)、外壳后壁(22)以及两侧的外壳侧壁(23)，所述外壳前壁(21)、外壳后壁(22)、两侧的外壳侧壁(23)以及位于底部的外环面(11)共同形成顶端开口的叶翅内腔；

立筋(3)，所述立筋(3)沿内环前段本体(1)径向方向固定设置在所述叶翅内腔中，并将所述叶翅内腔分为前内腔(241)和后内腔(242)；

防冰通孔(4)，所述防冰通孔(4)贯穿开设在所述前内腔(241)底部区域的外环面(11)上。

2.根据权利要求1所述的内环前段，其特征在于，所述立筋(3)的竖直高度小于所述叶翅(2)在内环前段本体(1)径向方向上的高度。

3.根据权利要求2所述的内环前段，其特征在于，所述立筋(3)的前壁与所述外壳前壁(21)平行，所述立筋(3)的后壁与所述外壳后壁(22)平行。

4.根据权利要求3所述的内环前段，其特征在于，所述防冰通孔(4)的内孔形状与所述前内腔(241)在所述外环面(11)上的投影形状相同。

5.一种航空发动机进气机匣承力框架，包括同轴设置的内环前段、机匣壳体(5)以及固定设置在内环前段与机匣壳体(5)之间的固定支板(6)，其特征在于，所述内环前段采用如权利要求1-4任一项所述的内环前段，且所述内环前段中叶翅外壳的截面形状与所述固定支板(6)截面形状相适配。

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