CN114352414A

CN114352414A - 一种航空发动机进气机匣结构

Info

Publication number: CN114352414A
Application number: CN202111240921.1A
Authority: CN
Inventors: 韩乐男
Original assignee: AECC Shenyang Engine Research Institute
Current assignee: AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority date: 2022-02-21
Filing date: 2022-02-21
Publication date: 2022-04-15

Abstract

本申请属于航空发动机进气机匣结构设计技术领域，具体涉及一种航空发动机进气机匣结构，包括：外机匣，其侧壁具有多个沿周向分布的型孔，外壁具有多个环形凸肩；每个环形凸肩对应环绕一个型孔；多个支板，每个支板的上缘对应插入一个型孔中，抵靠在对应的环形凸肩上，与对应的型孔间钎焊连接；各个支板的下缘呈弧形，相互拼接构成内环；连接环，位于内环的后缘，与各个支板的下缘通过过盈销钉连接。

Description

一种航空发动机进气机匣结构

技术领域

本申请属于航空发动机进气机匣结构设计技术领域，具体涉及一种航空发动机进气机匣结构。

背景技术

航空发动机进气机匣结构包括外机匣、在外机匣内设置的内环，以及多个在外机匣、内环间沿周向分布的支板，当前的航空发动机进气机匣结构，多存在以下缺陷：

1)各个支板的上缘板插入外机匣上对应开设的型孔中，通过电子束焊接连接，焊缝数量众多，存在较大的残余应力，连接可靠性较低，寿命有限；

2)内环由多段对接而成，刚性较低，不够稳定，且磨损后不易修复；

3)为了经支板内向内环内侧供油以及从内环内侧回油，设计有贯穿部分支板的供油管路、回油管路，构成复杂，需要较多的连接部件，装配困难，且需要设计相应部分的支板具有较大的厚度，会影响航空发动机进气机匣内气路。

鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

发明内容

本申请的目的是提供一种航空发动机进气机匣结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

本申请的技术方案是：

一种航空发动机进气机匣结构，包括：

外机匣，其侧壁具有多个沿周向分布的型孔，外壁具有多个环形凸肩；每个环形凸肩对应环绕一个型孔；

多个支板，每个支板的上缘对应插入一个型孔中，抵靠在对应的环形凸肩上，与对应的型孔间钎焊连接；各个支板的下缘呈弧形，相互拼接构成内环；

连接环，位于内环的后缘，与各个支板的下缘通过过盈销钉连接。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进气机匣结构中，各个支板为空心支板。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进气机匣结构中，各个支板由对称的两部分沿横向焊接对接而成。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进气机匣结构中，各个支板内具有沿其轴向伸展加强筋；每条加强筋对称成型在对应支板的两部分上。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进气机匣结构中，部分支板内具有供油通道；每条供油通道的进口端延伸至对应支板的上缘，出口端延伸至对应支板的下缘。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进气机匣结构中，还包括：

多个供油接头，每个供油接头对应设置在一条供油通道的进口端，与对应供油通道的进口端间通过多道密封圈密封，外壁具有供油接头环形凸出部位；每个供油接头环形凸出部位连接在对应支板的上缘。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进气机匣结构中，部分支板内具有回油通道；每条回油通道的进口端延伸至对应支板的下缘，出口端延伸至对应支板的上缘。

多个回油接头，每个回油接头对应设置在一条回油通道的出口端，与对应回油通道的出口端间通过多道密封圈密封，外壁具有回油接头环形凸出部位；每个回油接头环形凸出部位连接在对应支板的上缘。

轴承机匣，其前缘与连接环的后缘通过过盈止口配合连接，与各个支板的下缘、连接环间通过沉头螺钉连接。

附图说明

图1是本申请实施例提供的航空发动机进气机匣结构的示意图；

图2是本申请实施例提供的航空发动机进气机匣结构的局部示意图；

图3是本申请实施例提供的航空发动机进气机匣结构的另一局部示意图；

图4是本申请实施例提供的支板的截面示意图；

其中：

1-外机匣；2-支板；3-连接环；4-过盈销钉；5-加强筋；6-供油接头；7-轴承机匣；8-沉头螺钉。

为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸；此外，附图用于示例性说明，其中描述位置关系的用语仅限于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。

具体实施方式

为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。

此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。

此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。

下面结合附图1至图4对本申请做进一步详细说明。

一种航空发动机进气机匣结构，包括：

外机匣1，其侧壁具有多个沿周向分布的型孔，外壁具有多个环形凸肩；每个环形凸肩对应环绕一个型孔；

多个支板2，每个支板2的上缘对应插入一个型孔中，抵靠在对应的环形凸肩上，与对应的型孔间钎焊连接；各个支板2的下缘呈弧形，

相互拼接构成内环；

连接环3，位于内环的后缘，与各个支板2的下缘通过过盈销钉4连接。

对于上述实施例公开的航空发动机进气机匣结构，领域内技术人员可以理解的是，其设计每个支板2的上缘对应插入外机匣1上的一个型孔中，抵靠在对应的环形凸肩上，与对应的型孔间钎焊连接，可降低支板2与外机匣1间连接的残余应力，具有较高的可靠性，能够延长使用寿命。

对于上述实施例公开的航空发动机进气机匣结构，领域内技术人员还可以理解的是，其设计内环由各个支板2的呈弧形下缘相互拼接而成，且在内环的后缘设计与各个支板2的下缘通过过盈销钉4连接的连接环3，可增强内环的刚度，使内环结构稳定，拆装方便，便于维护。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进气机匣结构中，各个支板2为空心支板，以降低航空发动机进气机匣结构的整体质量。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进气机匣结构中，各个支板2由对称的两部分沿横向焊接对接而成。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进气机匣结构中，各个支板2内具有沿其轴向伸展加强筋5；每条加强筋5对称成型在对应支板2的两部分上，在对应支板2的两部分焊接对接时，被对接接到一起。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进气机匣结构中，部分支板2内具有供油通道，可成型在支板2内相邻两条加强筋5之间；每条供油通道的进口端延伸至对应支板2的上缘，出口端延伸至对应支板2的下缘。

对于上述实施例公开的航空发动机进气机匣结构，领域内技术人员可以理解的是，可通过成型在多个支板2内的供油通道向内环内侧供油，即以成型在支板2内的供油通道代替贯穿支板2设置的供油管路，可设计相应部分的支板具有相对较小的厚度，降低对航空发动机进气机匣内气路的影响。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进气机匣结构中，还包括：

多个供油接头6，每个供油接头6对应设置在一条供油通道的进口端，与对应供油通道的进口端间通过多道密封圈密封，外壁具有供油接头环形凸出部位；每个供油接头环形凸出部位连接在对应支板2的上缘。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进气机匣结构中，部分支板2内具有回油通道；每条回油通道的进口端延伸至对应支板2的下缘，出口端延伸至对应支板2的上缘。

对于上述实施例公开的航空发动机进气机匣结构，领域内技术人员可以理解的是，可通过成型在多个支板2内的回油通道从内环内侧回油，即以成型在支板2内的回油通道代替贯穿支板2设置的回油管路，可设计相应部分的支板具有相对较小的厚度，降低对航空发动机进气机匣内气路的影响。

多个回油接头，每个回油接头对应设置在一条回油通道的出口端，与对应回油通道的出口端间通过多道密封圈密封，外壁具有回油接头环形凸出部位；每个回油接头环形凸出部位连接在对应支板2的上缘。

轴承机匣7，其前缘与连接环3的后缘通过过盈止口配合连接，与各个支板2的下缘、连接环3间通过沉头螺钉8连接。

对于上述实施例公开的航空发动机进气机匣结构，领域内技术人员可以理解的是，在需要对发动机进行分解检查时，可通过各个沉头螺钉8将轴承机匣7分下，分下轴承机匣7后，由于连接环3的存在，仍可使航空发动机进气机匣的主体结构保持稳定。

说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims

1.一种航空发动机进气机匣结构，其特征在于，包括：

外机匣(1)，其侧壁具有多个沿周向分布的型孔，外壁具有多个环形凸肩；每个所述环形凸肩对应环绕一个所述型孔；

多个支板(2)，每个所述支板(2)的上缘对应插入一个所述型孔中，抵靠在对应的环形凸肩上，与对应的型孔间钎焊连接；各个所述支板(2)的下缘呈弧形，相互拼接构成内环；

连接环(3)，位于所述内环的后缘，与各个所述支板(2)的下缘通过过盈销钉(4)连接。

2.根据权利要求1所述的航空发动机进气机匣结构，其特征在于，

各个所述支板(2)为空心支板。

3.根据权利要求2所述的航空发动机进气机匣结构，其特征在于，

各个所述支板(2)由对称的两部分沿横向焊接对接而成。

4.根据权利要求3所述的航空发动机进气机匣结构，其特征在于，

各个所述支板(2)内具有沿其轴向伸展加强筋(5)；每条所述加强筋(5)对称成型在对应支板(2)的两部分上。

5.根据权利要求2所述的航空发动机进气机匣结构，其特征在于，

部分所述支板(2)内具有供油通道；每条所述供油通道的进口端延伸至对应支板(2)的上缘，出口端延伸至对应支板(2)的下缘。

6.根据权利要求5所述的航空发动机进气机匣结构，其特征在于，

还包括：

多个供油接头(6)，每个所述供油接头(6)对应设置在一条所述供油通道的进口端，与对应供油通道的进口端间通过多道密封圈密封，外壁具有供油接头环形凸出部位；每个所述供油接头环形凸出部位连接在对应支板(2)的上缘。

7.根据权利要求2所述的航空发动机进气机匣结构，其特征在于，

部分所述支板(2)内具有回油通道；每条所述回油通道的进口端延伸至对应支板(2)的下缘，出口端延伸至对应支板(2)的上缘。

8.根据权利要求7所述的航空发动机进气机匣结构，其特征在于，

还包括：

多个回油接头，每个所述回油接头对应设置在一条所述回油通道的出口端，与对应回油通道的出口端间通过多道密封圈密封，外壁具有回油接头环形凸出部位；每个所述回油接头环形凸出部位连接在对应支板(2)的上缘。

9.根据权利要求1所述的航空发动机进气机匣结构，其特征在于，

还包括：

轴承机匣(7)，其前缘与所述连接环(3)的后缘通过过盈止口配合连接，与各个所述支板(2)的下缘、所述连接环(3)间通过沉头螺钉(8)连接。