CN113636089A - 一种细长双发进气道结构及装配方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于飞行器结构设计领域，特别涉及一种细长双发进气道结构及装配方法。双发进气道包括对称设置的两条进气道，两条进气道并列设置，进气道包括可拆卸连接的进气道前段和进气道后段；从进气道前段到进气道后段依次间隔设置有多个用于与机架固定的装配框。本发明方案中，受限于进气道自身的复杂结构，在进行装配的过程中，进气道结构连接通道受限，装配困难；通过将双发进气道设计成前、后分段结构，便于进气道成型工装顺利脱模，保证进气道的内型面质量，使得在装配过程中，进气道的前段自航前变角度放入，进气道后段自航后放入，再通过合理布置多个与机架固定的装配框，共同实现了进气道快捷的装配，克服制造和装配困难的技术难题。
Description
技术领域
本发明属于飞行器结构设计领域，特别涉及一种细长双发进气道结构及装配方法。
背景技术
目前，国内中小型无人机行业竞争非常激烈，成本控制和制造装配效率是研制目标之一。成本控制，第一，决定于结构形状的复杂程度；第二，决定于结构材料的选择；第三，决定于制造的难易程度；第四，决定于装配的难易程度。
现有的中小型无人机的细长双发进气道一般曲面较为复杂，可采用钣金结构，但分块较多，且钣金件非常容易变形，定位和装配难度大。为使金属结构的双发进气道具备隐身性能，只可在筒体内型面内涂敷隐身涂料，而细长双发进气道呈S型狭长筒状结构，内型面涂敷难度非常大，且会影响进气道内型气动面。此外，当进气道装配区域的框较多且未分段，连接通道将受限，在装配过程中则需考虑装配流程和安装路径规划的问题。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术中所存在的细长复杂截面进气道的复合材料成型工装脱模困难，进气道装配区域的框较多且未分段，连接通道将受限，装配困难的不足，提供一种细长双发进气道结构及装配方法。
为了实现上述发明目的，本发明提供了以下技术方案：
一种双发进气道结构，包括并列设置的两条进气道，每条所述进气道包括可拆卸连接的进气道前段和进气道后段；从所述进气道前段到所述进气道后段依次间隔设置有多个用于与机架固定的装配框。
本发明方案中，进气道内型流道表面质量要求高，进气道前半段截面形状复杂，进气道装配区域的框较多且未分段，连接通道将受限，为便于制造和装配，进气道采用复合材料，分为前、后两段。因为进气道自身的复杂结构，在制造成型过程中，整体进气道的复合材料成型工装脱模非常困难，在进行装配的过程中，进气道结构连接通道受限，装配困难；通过将双发进气道设计成前、后分段结构，使得在成型过程中，便于进气道成型工装顺利脱模，保证进气道的内型面质量，使得在装配过程中，进气道的前段自航前变角度放入，进气道后段自航后放入，再通过合理布置多个与机架固定的装配框，共同实现了进气道快捷的装配，克服制造和装配困难的技术难题。
细长双发进气道中，两条进气道结构相同，对称的设置于机架结构中。双发进气道总长2280-2300mm，进气口为不规则扁平形，逐渐过渡到圆形，进气道前半段呈S型，后半段为直筒段。进气口截面宽度范围为85-290mm，进气道直筒段直径为165-170mm。
作为本发明的优选技术方案，所述装配框包括第一固定框、第二固定框、第三固定框、第四固定框、第五固定框和第六固定框；
所述第一固定框、第二固定框和第三固定框依次设置于所述进气道前段，有所述第五固定框和第六固定框依次设置于所述进气道后段，所述进气道前段和所述进气道后段之间通过所述第四固定框连接。
所述第二固定框和第五固定框均分为上半框和下半框，通过上半框和下半框对合形成装配孔，固定在所述进气道上。
作为本发明的优选技术方案，所述进气道前段的端部，设置有法兰，所述进气道前段的中段位置，设置有第一连接环，所述进气道的后段上设置有第二连接环；所述法兰、所述第一连接环和所述第二连接环分别与所述进气道通过常温胶固定。
在飞机飞行中进气道非常容易变形，通过合理设置法兰、第一连接环和所述第二连接环并与对应的固定框连接，进一步的加强进气道的固定，增强进气道的刚度。
进气道上在进行法兰、第一连接环、第二连接环的固定过程中，通常有两种途径，一种是胶膜，使用胶膜将法兰、第一连接环、第二连接环分别在进气道的规定位置处进行共胶接：进气道先进一次热压罐成型，出罐后通过胶接夹具在进气道上使用胶膜连上法兰、第一连接环、第二连接环，然后再需进一次热压罐成型，从而完成法兰、第一连接环、第二连接环的固定，进气道共胶接需要进行两次热压罐。
常温胶接能够减少一套进罐的胶接夹具，减少一次热压罐固化的时间，降低工艺准备周期，同时常温胶接工艺风险低，单独成型的法兰、第一连接环、第二连接环与共胶接的零件相比，表面质量好，不会出现褶皱等缺陷。降低进气道的生产成本，缩短工艺准备周期和生产周期。
作为本发明的优选技术方案，所述第一固定框与所述法兰可拆卸连接；所述第二固定框与所述第一连接环可拆卸连接；所述第六固定框与所述第二连接环可拆卸连接。
进一步的，还包括连接件，所述连接件呈“U”型，所述连接件的两侧分别与两条所述进气道通过常温胶固定，所述连接件的顶部与所述第一固定框可拆卸连接；优选的通过螺钉机械连接。
所述进气道还包括唇口，所述唇口设置于所述进气道前段的端部，所述唇口与所述第一固定框可拆卸连接。
作为本发明的优选技术方案，所述进气道前段和所述进气道后段之间连接的端部设置有对接环，所述对接环包括第一对接环和第二对接环，所述第一对接环设置于所述进气道前段，所述第二对接环设置于所述进气道后段，所述第一对接环与所述第二对接环分别与所述进气道可拆卸连接。优选的，通过螺栓机械固定。
所述对接环在进气道上的固定还有常温胶接的方式，由于本发明技术方案中，框的开孔有限，必须在进气道放入机架后，才能连接第一对接环和第二对接环。如果在进气道分段处采用常温胶接，胶接后不便调整，分段处常温胶接结构，强度也不容易保证。
作为本发明的优选技术方案，所述第四固定框夹于所述第一对接环与所述第二对接环之间，所述第四固定框分别与所述第一对接环、第二对接环固定。
作为本发明的优选技术方案，还包括第三对接环，所述第三对接环设置于所述进气道后段的端部；所述第三对接环用于与发动机固定。
作为本发明的优选技术方案，所述进气道、所述法兰、多个连接环、对接环均采用具有透波性能的复合材料。所述进气道的外表面还涂覆有隐身涂料。
一种双发进气道结构的装配方法，包括上述的双发进气道结构，包括如下步骤：
步骤一、将法兰、第一连接环和第二连接环分别固定于所述进气道的相应位置上；
步骤二、将第二固定框的下半框、第三固定框、第四固定框、第五固定框的下半框以及第六固定框在机体骨架中进行定位装配；将唇口、第一固定框、以及所述第二固定框的上半框和第五固定框的上半框进行预装配，预装配完成后拆卸；
步骤三、将进气道前段从前向后变角度放入机体骨架中，进气道后段由后向前放入机体骨架中；
步骤四、将步骤二中的所述唇口、所述第一固定框和所述第二固定框的上半框恢复安装；在两条进气道之间装配连接件，并将所述连接件与所述第一固定框连接；
步骤五、利用内形面协调工装控制、调整进气道前段与进气道后段之间的对缝阶差，预装定位第一对接环与第二对接环并制备螺栓定位孔；
步骤六、将所述进气道后段取出后，完成第一对接环与进气道前段的连接，完成法兰与第一固定框之间的连接，完成第一连接环和第二固定框的连接；将进气道后段重新放入所述机体骨架中，完成第二连接环与所述进气道后段的连接；
步骤七、将第一对接环与第二对接环分别与所述第四固定框对接装配；接着完成第二连接环与第六固定框的装配，完成第三对接环与发动机的装配，最后恢复第五固定框的上半框的装配，即完成了双发进气道的装配。
与现有技术相比，本发明的有益效果：
1、本发明技术方案将细长复杂截面的进气道合理分段，能够解决复合材料进气道成型工装脱模困难的问题，保证进气道内型面的质量，提高飞机机动性能；
2、在进气道分段处，采用螺栓连接，便于精准定位装配，实现快速安装拆卸，保证进气道分段处的强度和刚度要求；
3、法兰、第一连接环和第二连接环分别与进气道采用常温胶接固定，可减少一套进热压罐的胶接夹具，减少一次热压罐成型的时间，降低工艺准备周期，同时常温胶接工艺风险低，单独成型的零件较共胶接的零件表面质量好，不会出现褶皱等缺陷。降低成本，缩短工艺准备周期和生产周期，保证产品质量；
4、合理设计进气道结构和装配方法，能够解决由于安装路径受限，进气道装配难的问题，实现进气道的快速装配；
5、双发进气道，包括法兰、多个连接环、对接环均采用具有透波性能的复合材料，外表面涂覆隐身涂料，使得细长复杂进气道能够提高隐身性能。
附图说明：
图1为本发明的平面结构示意图；
图2为本发明的A部放大图；
图3为进气道前段与进气道后端之间连接的剖视示意图；
图4为本发明的双发进气道的装配过程示意图一；
图5为本发明的双发进气道的装配过程示意图二；
图6为本发明的双发进气道的装配过程示意图三；
图7为本发明的双发进气道的装配过程示意图四；
图8为本发明的双发进气道的装配过程示意图五；
图9为本发明的双发进气道装配完成的结构示意图；
图中标记：1-进气道前段，2-进气道后段，3-唇口，4-第一固定框，5-第二固定框，6-第三固定框，7-第四固定框，8-第五固定框，9-第六固定框，10-法兰，11-连接件，12-第一连接环，13-第一对接环，14-第二对接环，15-第二连接环，16-第三对接环。
具体实施方式
下面结合试验例及具体实施方式对本发明作进一步的详细描述。但不应将此理解为本发明上述主题的范围仅限于以下的实施例，凡基于本发明内容所实现的技术均属于本发明的范围。
实施例1
一种双发进气道结构，如图1-3所示，包括并列设置的两条进气道，两条进气道结构相同；对称的设置于机架结构中。其中，每条进气道总长2285mm，进气口为不规则扁平形，逐渐过渡到圆形，每条所述进气道包括可拆卸连接的进气道前段1和进气道后段2；从所述进气道前段1到所述进气道后段2依次间隔设置有多个用于与机架固定的装配框。进气道前半段呈S型，后半段为直筒段。进气口截面宽度范围为85-290mm，进气道直筒段直径为166mm。
具体的，所述装配框包括第一固定框4、第二固定框5、第三固定框6、第四固定框7、第五固定框8和第六固定框9；所述第一固定框4、第二固定框5和第三固定框6依次设置于所述进气道前段1，有所述第五固定框8和第六固定框9依次设置于所述进气道后段2，所述进气道前段1和所述进气道后段2之间通过所述第四固定框7连接。进一步的，所述第二固定框5和第五固定框8均分为上半框和下半框，通过上半框和下半框对合形成装配孔，固定在所述进气道上。
所述进气道前段1的端部，设置有法兰10，所述进气道前段1的中段位置，设置有第一连接环12，所述进气道后段2上设置有第二连接环15；所述法兰10、所述第一连接环12和所述第二连接环15分别与所述进气道通过常温胶固定。所述法兰10、所述第一连接环12和所述第二连接环15的设置用于与装配框进行固定。
其中，所述第一固定框4与所述法兰10可拆卸连接；所述第二固定框5与所述第一连接环12可拆卸连接；所述第六固定框9与所述第二连接环15可拆卸连接。本实施例中，通过螺杆、螺母直接的配合实现上述连接。
在两条进气道的前段1端部位置之间还设置有连接件11，所述连接件11呈“U”型，所述连接件11的两侧分别与两条所述进气道通过常温胶固定，所述连接件11的顶部与所述第一固定框4可拆卸连接；优选的通过螺钉机械连接。
所述进气道还包括唇口3，所述唇口3设置于所述进气道前段1的端部，所述唇口3与所述第一固定框4可拆卸连接。
进一步的，所述进气道前段1和所述进气道后段2之间连接的端部设置有对接环，所述对接环包括第一对接环13和第二对接环14，所述第一对接环13设置于所述进气道前段1，所述第二对接环14设置于所述进气道后段2，所述第一对接环13与所述第二对接环14分别与所述进气道可拆卸连接。优选的，通过螺栓机械固定。所述第四固定框7夹于所述第一对接环13与所述第二对接环14之间，所述第四固定框7分别与所述第一对接环13、第二对接环14固定。
双发进气道还包括第三对接环16，所述第三对接环16设置于所述进气道后段2的端部；所述第三对接环16用于与发动机固定。
该双发进气道，包括法兰10、多个连接环、对接环均采用具有透波性能的复合材料。所述进气道的外表面还涂覆有隐身涂料。
实施例2
一种双发进气道的装配方法，如图4-9所示，包括实施例1的双发进气道结构，具体包括如下步骤：
步骤一、将法兰、第一连接环和第二连接环分别固定于所述进气道的相应位置上；
步骤二、将第二固定框的下半框、第三固定框、第四固定框、第五固定框的下半框以及第六固定框在机体骨架中进行定位装配；将唇口、第一固定框、以及所述第二固定框的上半框和第五固定框的上半框进行预装配，预装配完成后拆卸；
步骤三、将进气道前段从前向后变角度放入机体骨架中，进气道后段由后向前放入机体骨架中；
步骤四、将步骤二中的所述唇口、所述第二固定框的上半框恢复安装；在两条进气道之间装配连接件，并将所述连接件与所述第一固定框连接；
步骤五、利用内形面协调工装控制、调整进气道前段与进气道后段之间的对缝阶差，同时预装定位第一对接环与第二对接环并制备螺栓定位孔；
步骤六、将所述进气道后段取出后，完成第一对接环与进气道前段的连接，完成法兰与第一固定框之间的连接，完成第一连接环和第二固定框的连接；将进气道后段重新放入所述机体骨架中，完成第二连接环与所述进气道后段的连接；
步骤七、将第一对接环与第二对接环分别与所述第四固定框对接装配；接着完成第二连接环与第六固定框的装配，完成第三对接环与发动机的装配，最后恢复第五固定框的上半框的装配，即完成了双发进气道的装配。
在步骤五中，利用进气道内形面协调工装控制、调整进气道前段与进气道后段之间的对缝阶差，精准定位好第一对接环与第二对接环位置后并制备螺栓孔，即预装定位制孔，只要精确了第一对接环与第二对接环的位置，即保证了接口对得上。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当理解本发明并非局限于本文所披露的形式，不应看作是对其他实施例的排除，而可用于各种其他组合、修改和环境，并能够在本文所述构想范围内，通过上述教导或相关领域的技术或知识进行改动。而本领域人员所进行的改动和变化不脱离本发明的精神和范围，则都应在本发明所附权利要求的保护范围内。
Claims (10)
1.一种双发进气道结构，包括并列设置的两条进气道，其特征在于，每条所述进气道包括可拆卸连接的进气道前段(1)和进气道后段(2)；从所述进气道前段(1)到所述进气道后段(2)依次间隔设置有多个用于与机架固定的装配框。
2.根据权利要求1所述的双发进气道结构，其特征在于，所述装配框包括第一固定框(4)、第二固定框(5)、第三固定框(6)、第四固定框(7)、第五固定框(8)和第六固定框(9)；
所述第一固定框(4)、第二固定框(5)和第三固定框(6)依次设置于所述进气道前段(1)，所述第五固定框(8)和第六固定框(9)依次设置于所述进气道后段(2)，所述进气道前段(1)和所述进气道后段(2)通过所述第四固定框(7)连接。
3.根据权利要求2所述的双发进气道结构，其特征在于，所述进气道前段(1)的端部设置有法兰(10)，所述进气道前段(1)的中间位置设置有第一连接环(12)，所述进气道的后段(2)上设置有第二连接环(15)；所述法兰(10)、所述第一连接环(12)和所述第二连接环(15)分别与所述进气道固定连接。
4.根据权利要求3所述的双发进气道结构，其特征在于，所述第一固定框(4)与所述法兰(10)可拆卸连接；
所述第二固定框(5)与所述第一连接环(12)可拆卸连接；所述第六固定框(9)与所述第二连接环(15)可拆卸连接。
5.根据权利要求4所述的双发进气道结构，其特征在于，还包括连接件(11)，所述连接件(11)呈“U”型，所述连接件(11)的两侧分别与两条所述进气道固定连接，所述连接件(11)的顶部与所述第一固定框(4)可拆卸连接。
6.根据权利要求4所述的双发进气道结构，其特征在于，还包括唇口(3)，所述唇口(3)设置于所述进气道前段(1)的端部，所述唇口(3)与所述第一固定框(4)可拆卸连接。
7.根据权利要求2所述的双发进气道结构，其特征在于，所述进气道前段(1)和所述进气道后段(2)的连接处设置有对接环，所述对接环包括第一对接环(13)和第二对接环(14)，所述第一对接环(13)设置于所述进气道前段(1)，所述第二对接环(14)设置于所述进气道后段(2)，所述第一对接环(13)与所述第二对接环(14)分别与所述进气道可拆卸连接。
8.根据权利要求7所述的双发进气道结构，其特征在于，所述第四固定框(7)夹于所述第一对接环(13)与所述第二对接环(14)之间，所述第四固定框(7)同时与所述第一对接环(13)、第二对接环(14)固定。
9.根据权利要求7或8所述的双发进气道结构，其特征在于，还包括第三对接环(16)，所述第三对接环(16)设置于所述进气道后段(2)上远离所述进气道前段(1)的端部；所述第三对接环(16)用于与发动机固定。
10.一种双发进气道结构的装配方法，其特征在于，包括权利要求1-9所述的双发进气道结构，包括如下步骤：
步骤一、将法兰(10)、第一连接环(12)和第二连接环(15)分别固定于所述进气道的相应位置上；
步骤二、将第二固定框(5)的下半框、第三固定框(6)、所述第四固定框(7)和第五固定框(8)的下半框以及第六固定框(9)在机体骨架中进行定位装配；将唇口(3)、第一固定框(4)、以及所述第二固定框(5)的上半框和第五固定框(8)的上半框进行预装配，预装配完成后拆卸；
步骤三、将进气道前段(1)从前向后变角度放入机体骨架中，进气道后段(2)由后向前放入机体骨架中；
步骤四、将步骤二中的所述唇口(3)、所述第一固定框(4)和所述第二固定框(5)的上半框恢复安装；在两条进气道之间装配连接件(11)，并将所述连接件(11)与所述第一固定框(4)连接；
步骤五、利用内形面协调工装控制、调整进气道前段(1)与进气道后段(2)之间的对缝阶差，预装定位第一对接环(13)与第二对接环(14)并制备螺栓定位孔；
步骤六、将所述进气道后段(2)取出后，完成第一对接环(13)与进气道前段(1)的连接，完成法兰(10)与第一固定框(4)之间的连接，完成第一连接环(12)和第二固定框(5)的连接；将进气道后段(2)重新放入所述机体骨架中，完成第二连接环(15)与所述进气道后段(2)的连接；
步骤七、将第一对接环(13)与第二对接环(14)分别与所述第四固定框(7)对接装配；接着完成第二连接环(15)与第六固定框(9)的装配，完成第三对接环(16)与发动机的装配，最后恢复第五固定框(8)的上半框的装配，即完成了双发进气道的装配。
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Citations (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4844382A (en) * | 1983-10-19 | 1989-07-04 | Raisbeck Engineering, Inc. | Dual turning vane air inlet assembly |
| US20080099611A1 (en) * | 2006-10-31 | 2008-05-01 | Esteban Martino Gonzalez | Tail cone for aircraft with movable fairing and support structure for auxiliary power unit and the ancillary elements thereof |
| CN104196631A (zh) * | 2014-08-25 | 2014-12-10 | 西北工业大学 | 一种嵌入式涡轮增压进气道 |
| CN104691765A (zh) * | 2013-12-09 | 2015-06-10 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 复合材料整体进气道 |
| CN204547751U (zh) * | 2015-04-24 | 2015-08-12 | 中国重汽集团济南动力有限公司 | 进气道支架 |
| CN105523189A (zh) * | 2015-12-14 | 2016-04-27 | 成都飞机设计研究所 | 一种滑动变体可调caret进气道 |
| CN105620712A (zh) * | 2014-10-28 | 2016-06-01 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种泡沫夹层结构大拐折进气道及其泡沫芯的成型方法 |
| CN107563033A (zh) * | 2017-08-23 | 2018-01-09 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种复合材料进气道的优化设计方法 |
| CN208842637U (zh) * | 2018-06-29 | 2019-05-10 | 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 | 一种带中心锥体的小直径进气道结构 |
| CN112158323A (zh) * | 2020-10-24 | 2021-01-01 | 西安航空学院 | 一种无人机机身-散热进气道3d增材一体化蒙皮结构 |
| EP3778402A2 (en) * | 2019-08-16 | 2021-02-17 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Pusher turboprop powerplant installation |
| CN113236424A (zh) * | 2021-06-22 | 2021-08-10 | 西安航天动力研究所 | 一种双下侧后置超声速进气道 |
-
2021
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Patent Citations (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4844382A (en) * | 1983-10-19 | 1989-07-04 | Raisbeck Engineering, Inc. | Dual turning vane air inlet assembly |
| US20080099611A1 (en) * | 2006-10-31 | 2008-05-01 | Esteban Martino Gonzalez | Tail cone for aircraft with movable fairing and support structure for auxiliary power unit and the ancillary elements thereof |
| CN104691765A (zh) * | 2013-12-09 | 2015-06-10 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 复合材料整体进气道 |
| CN104196631A (zh) * | 2014-08-25 | 2014-12-10 | 西北工业大学 | 一种嵌入式涡轮增压进气道 |
| CN105620712A (zh) * | 2014-10-28 | 2016-06-01 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种泡沫夹层结构大拐折进气道及其泡沫芯的成型方法 |
| CN204547751U (zh) * | 2015-04-24 | 2015-08-12 | 中国重汽集团济南动力有限公司 | 进气道支架 |
| CN105523189A (zh) * | 2015-12-14 | 2016-04-27 | 成都飞机设计研究所 | 一种滑动变体可调caret进气道 |
| CN107563033A (zh) * | 2017-08-23 | 2018-01-09 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种复合材料进气道的优化设计方法 |
| CN208842637U (zh) * | 2018-06-29 | 2019-05-10 | 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 | 一种带中心锥体的小直径进气道结构 |
| EP3778402A2 (en) * | 2019-08-16 | 2021-02-17 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Pusher turboprop powerplant installation |
| CN112158323A (zh) * | 2020-10-24 | 2021-01-01 | 西安航空学院 | 一种无人机机身-散热进气道3d增材一体化蒙皮结构 |
| CN113236424A (zh) * | 2021-06-22 | 2021-08-10 | 西安航天动力研究所 | 一种双下侧后置超声速进气道 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| 孙家超，张帅: "飞机进气道/发动机匹配安装结构设计", 科技风 * |
| 张春亮;曹青霞;杨欢;: "某型机进气道前段装配协调控制方法改进", 教练机, no. 01 * |
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