CN112623236B - 一种多方向飞机进气道密封补偿结构及结构参数确定方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种多方向飞机进气道密封补偿结构及结构参数确定方法，包括：动力装置进气口法兰，防火密封圈和进气道法兰，所述进气道法兰安装于进气道出口位置，动力装置进气口法兰安装在发动机入口位置，动力装置进气口法兰与进气道法兰之间安装所述防火密封圈；防火密封圈为环形变剖面结构，为所述进气道密封补偿结构中的柔性结构，所述防火密封圈周向上的各剖面结构的尺寸为通过动力装置在多个方向上的运动量和总体运动量确定出的。本发明实施例解决了现有进气道与动力装置之间的密封补偿结构，普通存在补偿方向单一，拆装不便，以及难以满足隔离动力装置变形位移以及飞机维护要求等问题。
Description
技术领域
本发明涉及但不限于飞机进气道结构技术领域，尤指一种多方向飞机进气道密封补偿结构及结构参数确定方法。
背景技术
飞机发动机进气道的设计要求为：应能为动力装置正常工作提供足够的空气流量，保证动力装置进气口处压力恢复系数和压力畸变满足设计要求。
动力装置工作时会产生较大的热变形与动态位移，为防止动力装置变形和位移影响机体结构，进气道与动力装置之间需要设计密封补偿结构，以隔离动力装置对飞机机体的影响，同时要求保证进气道的进气效率。目前这类密封补偿结构存在补偿方向单一，拆装不便等问题，难以满足隔离动力装置变形位移以及飞机维护的要求。
发明内容
本发明的目的为：本发明实施例提供一种多方向飞机进气道密封补偿结构及结构参数确定方法，以解决现有进气道与动力装置之间的密封补偿结构，普通存在补偿方向单一，拆装不便，以及难以满足隔离动力装置变形位移以及飞机维护要求等问题。
本发明的技术方案为：本发明实施例提供一种多方向飞机进气道密封补偿结构，包括：动力装置进气口法兰2，防火密封圈3和进气道法兰4，所述进气道法兰4安装于进气道1出口位置，动力装置进气口法兰2安装在发动机入口位置，动力装置进气口法兰2与进气道法兰4之间安装所述防火密封圈3；
其中，所述防火密封圈3为环形变剖面结构，为所述进气道密封补偿结构中的柔性结构，所述防火密封圈3周向上的各剖面结构的尺寸为通过动力装置在多个方向上的运动量和总体运动量确定出的。
可选地，如上所述的多方向飞机进气道密封补偿结构中，所述防火密封圈 3设置为圆形或心形的环状结构，环状结构中各剖面包括：位置相对的2段平直挤压区域32，以及位置相对的2段垂直挤压区域33，以及位于相邻挤压区域之间的4段圆弧变形区域31。
可选地，如上所述的多方向飞机进气道密封补偿结构中，
所述防火密封圈3的环状结构中，不同位置剖面的平直挤压区域32、垂直挤压区域33和圆弧变形区域31的尺寸不同。
可选地，如上所述的多方向飞机进气道密封补偿结构中，
所述防火密封圈3中，垂直挤压区域33的尺寸为根据动力装置的垂向运动量所确定的；
所述防火密封圈3的航向剖面34位置的平直挤压区域32的尺寸为根据动力装置的航向运动量所确定的；
所述防火密封圈3的侧向剖面35位置的平直挤压区域32的尺寸为根据动力装置的侧向运动量所确定的。
可选地，如上所述的多方向飞机进气道密封补偿结构中，
所述防火密封圈3中，4段圆弧变形区域31的尺寸为根据动力装置的总运动量所确定的；
完整防火密封圈3的结构尺寸，为采用线性插值算法，对防火密封圈3周向上所有剖面尺寸的整合得到的。
可选地，如上所述的多方向飞机进气道密封补偿结构中，所述动力装置进气口法兰2与进气道法兰4之间的最小间隙和相对位置关系为根据动力装置的变形及运动量所确定的。
可选地，如上所述的多方向飞机进气道密封补偿结构中，其特征在于，所述动力装置进气口法兰2直接与动力装置连接，形状与动力装置相匹配，设置为圆形或心形的环状结构，动力装置进气口法兰2包括动力装置对接端21和C 形卡槽22，所述C形卡槽22用于卡和在防火密封圈3的内圆环区域。
可选地，如上所述的多方向飞机进气道密封补偿结构中，所述进气道法兰 4包括：L形挤压卡槽41、机体连接部42，以及位于L形挤压卡槽41两侧端头的防磨端头43；其中，L形挤压卡槽41挤压密封于防火密封圈3的外圆环区域，机体连接部42与周围机体通过机械连接方式连接固定进气道1，防磨端头43相对于防火密封圈3的外翻压边。
本发明实施例还提供一种多方向飞机进气道密封补偿结构的结构参数确定方法，其特征在于，用于确定如上述任一项所述多方向飞机进气道密封补偿结构中的各尺寸参数，所述参数确定方法包括：
步骤1，根据动力装置的变形及运动量确定动力装置进气口法兰2与进气道法兰4之间的最小间隙，以及动力装置进气口法兰2与进气道法兰4之间的相对位置关系；
步骤2，根据动力装置的垂向运动量确定防火密封圈3的垂直挤压区域33 的尺寸；
步骤3，在防火密封圈3上选定航向剖面34，根据动力装置的航向运动量确定航向剖面34上平直挤压面32的尺寸；
步骤4，在防火密封圈3上选定侧向剖面35，根据动力装置的侧向运动量确定侧向剖面35上平直挤压面32的尺寸；
步骤5，根据动力装置的总运动量确定4段圆弧变形区域31的尺寸；
步骤6，采用线性插值算法，得到防火密封圈3周向上所有剖面尺寸，以形成完整防火密封圈3的结构尺寸。
本发明的有益效果为：本发明实施例提供一种多方向飞机进气道密封补偿结构及结构参数确定方法，其中，密封补偿结构用于飞机动力装置与进气道之间的密封补偿连接，该密封补偿结构不仅能保证进气道的压力恢复系数，还能补偿动力装置工作过程中产生的不同方向的变形和位移，从而显著降低了动力装置的变形和位移对飞机机体的影响；与现有进气道密封补偿结构相比，本发明实施例提供的进气道密封补偿结构，能够实现三个不同方向的补偿，且三个方向的补偿量不同，可用来补偿进气道1与动力装置进气口法兰2之间的相对位移与变形，该密封补偿结构可用来补偿进气道1与动力装置进气口法兰2之间的相对位移与变形，并保证动力装置进气口法兰2处的压力恢复系数和压力畸变满足设计指标；采用本发明中的进气道密封补偿结构，具有在应用中便于拆装更换等的优点。另外，本发明实施例中通过特定的结构参数确定方法确定出适用于飞机进气道密封补偿结构的各尺寸参数，采用该方法确定出的各尺寸参数结合实际进气道的结构和受力特征，具有较高的密封效果。
附图说明
附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。
图1为本发明实施例提供的多方向飞机进气道密封补偿结构的结构示意图；
图2为本发明实施例提供的多方向飞机进气道密封补偿结构的截面图；
图3为本发明实施例提供的多方向飞机进气道密封补偿结构中防火密封圈的结构示意图。
具体实施例
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。
上述背景技术中已经说明现有进气道与动力装置之间的密封补偿结构，存在补偿方向单一，拆装不便等问题，难以满足隔离动力装置变形位移以及飞机维护的要求。
针对现有进气道与动力装置之间的密封补偿结构的缺陷，本发明实施例提出一种进气道防密封补偿结构及结构参数确定方法，用于飞机动力装置与进气道之间的密封补偿连接，该密封补偿结构不仅能保证进气道的压力恢复系数，还能补偿动力装置工作过程中产生的不同方向的变形和位移，从而显著降低了动力装置的变形和位移对飞机机体的影响。
本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。
图1为本发明实施例提供的多方向飞机进气道密封补偿结构的结构示意图。本发明实施例提供的多方向飞机进气道密封补偿结构，可以包括：动力装置进气口法兰2，防火密封圈3和进气道法兰4；进气道法兰4安装于进气道1 出口位置，动力装置进气口法兰2安装在发动机入口位置，动力装置进气口法兰2与进气道法兰4之间安装防火密封圈3。
如图1所示进气道密封补偿结构中，防火密封圈3为环形变剖面结构，为进气道密封补偿结构中的柔性结构，防火密封圈3周向上的各剖面结构的尺寸为通过动力装置在多个方向上的运动量和总体运动量确定出的。
如图2所示，为本发明实施例提供的多方向飞机进气道密封补偿结构的截面图。参考图1和图2所示，本发明实施例中的防火密封圈3设置为圆形或心形的环状结构，环状结构中各剖面包括：位置相对的2段平直挤压区域32，以及位置相对的2段垂直挤压区域33，以及位于相邻挤压区域之间的4段圆弧变形区域31。
本发明实施例在具体实现中，防火密封圈3的环状结构中，不同位置剖面的平直挤压区域32、垂直挤压区域33和圆弧变形区域31的尺寸不同。也就是说，本发明实施例中的防火密封圈3为变截面结构。
如图3所示，为本发明实施例提供的多方向飞机进气道密封补偿结构中防火密封圈的结构示意图。本发明实施例的防火密封圈3的结构在设计过程中，各部分的结构设计考虑以下影响因素：
一方面，垂直挤压区域33的尺寸为根据动力装置的垂向运动量所确定的；
另一方面，防火密封圈3的航向剖面34位置的平直挤压区域32的尺寸为根据动力装置的航向运动量所确定的；
又一方面，防火密封圈3的侧向剖面35位置的平直挤压区域32的尺寸为根据动力装置的侧向运动量所确定的。
再一方面，防火密封圈3的设计中，4段圆弧变形区域31的尺寸为根据动力装置的总运动量所确定的；
再一方面，完整防火密封圈3的结构尺寸，为采用线性插值算法，对防火密封圈3周向上所有剖面尺寸的整合得到的。
再一方面，动力装置进气口法兰2与进气道法兰4之间的最小间隙和相对位置关系为根据动力装置的变形及运动量所确定的。
与防火密封圈3的结构相匹配，本发明实施例中动力装置进气口法兰2直接与动力装置连接，并随动力装置一起变形运动，形状与动力装置相匹配，设置为圆形或心形的环状结构，动力装置进气口法兰2包括动力装置对接端21 和C形卡槽22，C形卡槽22用于卡和在防火密封圈3的内圆环区域。
如图2所示，本发明实施例中进气道法兰4包括：L形挤压卡槽41、机体连接部42，以及位于L形挤压卡槽41两侧端头的防磨端头43；其中，L形挤压卡槽41挤压密封于防火密封圈3的外圆环区域，机体连接部42与周围机体通过机械连接方式连接固定进气道1，防磨端头43相对于防火密封圈3的外翻压边。
基于本发明实施例提供的进气道与动力装置之间的密封补偿结构，本发明实施例还提供一种多方向飞机进气道密封补偿结构的结构参数确定方法，该方法用于确定上述实施例提供的多方向飞机进气道密封补偿结构中的各尺寸参数，该参数确定方法可以包括如下步骤：
步骤1，根据动力装置的变形及运动量确定动力装置进气口法兰2与进气道法兰4之间的最小间隙，以及动力装置进气口法兰2与进气道法兰4之间的相对位置关系；
步骤2，根据动力装置的垂向运动量确定防火密封圈3的垂直挤压区域33 的尺寸；
步骤3，在防火密封圈3上选定航向剖面34，根据动力装置的航向运动量确定航向剖面34上平直挤压面32的尺寸；
步骤4，在防火密封圈3上选定侧向剖面35，根据动力装置的侧向运动量确定侧向剖面35上平直挤压面32的尺寸；
步骤5，根据动力装置的总运动量确定4段圆弧变形区域31的尺寸；
步骤6，采用线性插值算法，得到防火密封圈3周向上所有剖面尺寸，以形成完整防火密封圈3的结构尺寸。
本发明实施例提供的多方向飞机进气道密封补偿结构及结构参数确定方法，其中，密封补偿结构用于飞机动力装置与进气道之间的密封补偿连接，该密封补偿结构不仅能保证进气道的压力恢复系数，还能补偿动力装置工作过程中产生的不同方向的变形和位移，从而显著降低了动力装置的变形和位移对飞机机体的影响；与现有进气道密封补偿结构相比，本发明实施例提供的进气道密封补偿结构，能够实现三个不同方向的补偿，且三个方向的补偿量不同，可用来补偿进气道1与动力装置进气口法兰2之间的相对位移与变形，该密封补偿结构可用来补偿进气道1与动力装置进气口法兰2之间的相对位移与变形，并保证动力装置进气口法兰2处的压力恢复系数和压力畸变满足设计指标；采用本发明中的进气道密封补偿结构，具有在应用中便于拆装更换等的优点。另外，本发明实施例中通过特定的结构参数确定方法确定出适用于飞机进气道密封补偿结构的各尺寸参数，采用该方法确定出的各尺寸参数结合实际进气道的结构和受力特征，具有较高的密封效果。
以下通过一个具体实施示例对本发明实施例提供的多方向飞机进气道密封补偿结构及结构参数确定方法的具体实施方式进行详细说明。
本实施示例提供的多方向飞机进气道密封补偿结构，用于飞机进气道1与动力装置进气口法兰2之间的补偿连接，该密封补偿结构可用来补偿进气道1 与动力装置进气口法兰2之间的相对位移与变形，并保证动力装置进气口法兰 2处的压力恢复系数和压力畸变满足设计指标。该密封补偿结构由动力装置进气口法兰2，防火密封圈3和进气道法兰4三部分组成，如图1所示。
本实施示例中的动力装置进气口法兰2直接与动力装置连接，随动力装置一同变形运动，形状与动力装置匹配，通常为圆形或心形的环形结构，动力装置进气口法兰2包括动力装置对接端21和C形卡槽22两部分，如图2所示，其中动力装置对接端21是与动力装置直接连接的配合面，C形卡槽22是橡胶圈3的固定连接面。
本实施示例中的防火密封圈3为环形变剖面结构，是进气道密封补偿结构的柔性组件，形状与动力装置进气口法兰2相同为圆形或心形的环形结构，防火密封圈3包括4个段的圆弧变形区域31、2段平直挤压区域32及2段垂直挤压区域33。
本实施示例中防火密封圈3在设计时，首先，根据动力装置的变形及运动量确定刚性结构动力装置进气口法兰2与进气道法兰4之间的最小间隙，确定动力装置进气口法兰2和进气道法兰4之间的相对位置关系；然后，根据动力装置的垂向运动量确定密封圈垂向挤压区域33尺寸；然后，选择航向剖面34，根据动力装置的航向运动量确定航向剖面34上平直挤压区域32尺寸；然后，用同样的方法选定侧向剖面35，根据动力装置的侧向运动量确定侧向剖面35 上平直挤压区域32尺寸；然后根据动力装置的总运动量确定圆弧变形区域31 的尺寸，最后，使用线性插值的方法得到密封圈周向上所有剖面尺寸完成防火密封圈3的设计，如图2和图3所示。
本实施示例中防火进气道法兰4设置在进气道1的端头，与周围机体结构连接固定进气道，进气道法兰4包括L形挤压卡槽41、机体连接部42，防磨端头43三部分，如图2所示，L形挤压卡槽41与防火密封圈3挤压密封，机体连接部42与周围机体可通过机械连接的方式连接固定进气道，防磨端头43 的作用为防止防火密封圈3的安装或运动磨损。
虽然本发明所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。
Claims (8)
1.一种多方向飞机进气道密封补偿结构，其特征在于，包括：动力装置进气口法兰(2)，防火密封圈(3)和进气道法兰(4)，所述进气道法兰(4)安装于进气道(1)出口位置，动力装置进气口法兰(2)安装在发动机入口位置，动力装置进气口法兰(2)与进气道法兰(4)之间安装所述防火密封圈(3)；
其中，所述防火密封圈(3)为环形变剖面结构，为所述进气道密封补偿结构中的柔性结构，所述防火密封圈(3)周向上的各剖面结构的尺寸为通过动力装置在多个方向上的运动量和总体运动量确定出的；
所述动力装置进气口法兰(2)包括动力装置对接端(21)和C形卡槽(22)，所述C形卡槽(22)用于卡和在防火密封圈(3)的内圆环区域，动力装置对接端(21)是与动力装置直接连接的配合面，C形卡槽(22)是防火密封圈(3)的固定连接面；所述防火密封圈(3)中的各剖面包括：位置相对的2段平直挤压区域(32)，以及位置相对的2段垂直挤压区域(33)，以及位于相邻挤压区域之间的4段圆弧变形区域(31)；
所述防火密封圈(3)中，垂直挤压区域(33)的尺寸为根据动力装置的垂向运动量所确定的；
所述防火密封圈(3)的航向剖面(34)位置的平直挤压区域(32)的尺寸为根据动力装置的航向运动量所确定的；
所述防火密封圈(3)的侧向剖面(35)位置的平直挤压区域(32)的尺寸为根据动力装置的侧向运动量所确定的；
所述防火密封圈(3)中，4段圆弧变形区域(31)的尺寸为根据动力装置的总运动量所确定的。
2.根据权利要求1所述的多方向飞机进气道密封补偿结构，其特征在于，所述防火密封圈(3)设置为圆形或心形的环状结构。
3.根据权利要求2所述的多方向飞机进气道密封补偿结构，其特征在于，
所述防火密封圈(3)的环状结构中，不同位置剖面的平直挤压区域(32)、垂直挤压区域(33)和圆弧变形区域(31)的尺寸不同。
4.根据权利要求1所述的多方向飞机进气道密封补偿结构，其特征在于，
完整防火密封圈(3)的结构尺寸，为采用线性插值算法，对防火密封圈(3)周向上所有剖面尺寸的整合得到的。
5.根据权利要求1所述的多方向飞机进气道密封补偿结构，其特征在于，所述动力装置进气口法兰(2)与进气道法兰(4)之间的最小间隙和相对位置关系为根据动力装置的变形及运动量所确定的。
6.根据权利要求1～5中任一项所述的多方向飞机进气道密封补偿结构，其特征在于，所述动力装置进气口法兰(2)直接与动力装置连接，形状与动力装置相匹配，设置为圆形或心形的环状结构。
7.根据权利要求1～5中任一项所述的多方向飞机进气道密封补偿结构，其特征在于，所述进气道法兰(4)包括：L形挤压卡槽(41)、机体连接部(42)，以及位于L形挤压卡槽(41)两侧端头的防磨端头(43)；其中，L形挤压卡槽(41)挤压密封于防火密封圈(3)的外圆环区域，机体连接部(42)与周围机体通过机械连接方式连接固定进气道(1)，防磨端头(43)相对于防火密封圈(3)的外翻压边。
8.一种多方向飞机进气道密封补偿结构的结构参数确定方法，其特征在于，用于确定如权利要求1～7中任一项所述多方向飞机进气道密封补偿结构中的各尺寸参数，所述参数确定方法包括：
步骤1，根据动力装置的变形及运动量确定动力装置进气口法兰(2)与进气道法兰(4)之间的最小间隙，以及动力装置进气口法兰(2)与进气道法兰(4)之间的相对位置关系；
步骤2，根据动力装置的垂向运动量确定防火密封圈(3)的垂直挤压区域(33)的尺寸；
步骤3，在防火密封圈(3)上选定航向剖面(34)，根据动力装置的航向运动量确定航向剖面(34)上平直挤压面(32)的尺寸；
步骤4，在防火密封圈(3)上选定侧向剖面(35)，根据动力装置的侧向运动量确定侧向剖面(35)上平直挤压面(32)的尺寸；
步骤5，根据动力装置的总运动量确定4段圆弧变形区域(31)的尺寸；
步骤6，采用线性插值算法，得到防火密封圈(3)周向上所有剖面尺寸，以形成完整防火密封圈(3)的结构尺寸。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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