CN114576009A - 一种航空发动机进口处吸波导流体 - Google Patents
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Abstract
一种航空发动机进口处吸波导流体，包括：导流体外环，以具有吸波功能的非金属基复合材料制造，其侧壁具有多个沿周向分布的支板上缘插孔，其外壁面具两个相对的环形连接边；导流体内环，以具有吸波功能的非金属基复合材料制造，在导流体外环设置，外壁具有多个支板下缘卡槽；多个导流体支板，以具有吸波功能的非金属基复合材料制造，在导流体外环、导流体内环之间设置；每个导流体支板的上缘对应穿出一个支板上缘插孔，下缘对应卡入一个支板下缘卡槽；多个金属外支架，每个金属外支架上相对的两个支撑边通过螺栓分别连接在两个环形连接边上，其上支板上缘夹槽对应夹住一个导流体支板的上缘，与对应导流体支板的上缘间通过螺栓连接。
Description
技术领域
本申请属于航空发动机进口处吸波导流体设计技术领域，具体涉及一种航空发动机进口处吸波导流体。
背景技术
为保证航空发动机的隐身性能，在航空发动机进气进口处设计有吸波导流体，主要包括导流体外环、导流体内环，以及导流体外环、导流体内环之间沿周向设置的多个导流体支板，其中，导流体外环、导流体内环以金属材料制造，流道面上涂覆吸波涂层，导流体支板以具有吸波功能的非金属基复合材料制造，该种技术方案存在以下缺陷：
1)导流体外环、导流体内环流道面上涂覆吸波涂层，易发生脱落，不能够有效保证航空发动机的隐身性能，且会影响航空发动机的气动性能；
2)导流体支板不具有防冰功能，其表面易发生结冰，冰块脱落易被航空发动机吸入，对航空发动机内部件造成损伤，以至于发生危险；
3)导流体在航空发动机轴向上具有较长的长度，且在轴向上与航空发动机内转子叶片间存在较长的距离，在对航空发动机内转子叶片进行检修时，需在外部借助长度较长的工具，对航空发动机内转子叶片进行拨动，不便于操作，且容易对部件造成损伤。
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口处吸波导流体，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：
一种航空发动机进口处吸波导流体，包括：
导流体外环，以具有吸波功能的非金属基复合材料制造，其侧壁具有多个沿周向分布的支板上缘插孔，其外壁面具两个相对的环形连接边；
导流体内环，以具有吸波功能的非金属基复合材料制造，在导流体外环设置，外壁具有多个支板下缘卡槽；
多个导流体支板，以具有吸波功能的非金属基复合材料制造，在导流体外环、导流体内环之间设置；每个导流体支板的上缘对应穿出一个支板上缘插孔，下缘对应卡入一个支板下缘卡槽；
多个金属外支架，位于两个环形连接边之间，具有支板上缘夹槽，以及具有两个相对的支撑边；每个金属外支架的两个支撑边通过螺栓分别连接在两个环形连接边上，其上支板上缘夹槽对应夹住一个导流体支板的上缘，与对应导流体支板的上缘间通过螺栓连接。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进口处吸波导流体中，还包括：
防冰环，以金属材料制造，其后缘与导流体外环的前缘对接，其上具有多个沿周向分布的防冰支板上缘插孔；
防冰集气罩，以金属材料制造，连接在防冰环外侧，其上具有防冰进气孔，与防冰环之间形成集气腔；集气腔连通各个防冰支板上缘插孔；
多个防冰支板，以金属材料制造，在防冰环内设置，内部中空，下缘具有缘板；每个防冰支板的上缘对应插入到一个防冰支板上缘插孔中；相邻防冰支板的下缘板之间相互对接，形成防冰内环；
防冰罩，罩在防冰内环的前缘，其上具有多个防冰罩防冰排气孔。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进口处吸波导流体中，每个防冰支板的后缘具有沿其轴向伸展的条形卡槽；
每个导流体支板的前缘具有条形凸出；每个条形凸出对应卡在一个条形卡槽中。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进口处吸波导流体中，每个条形凸出粘接在对应的条形卡槽中。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进口处吸波导流体中，防冰内环的后缘与导流体内环的前缘以及各个导流体支板下缘之间止口配合定位。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进口处吸波导流体中，防冰罩内具有第一环形支撑边，第一环形支撑边上具有多个沿周向分布的第一流通孔；
导流体内环前缘内共固化有前缘金属环形边，前缘金属环形边与第一环形支撑边之间通过螺栓连接。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进口处吸波导流体中，防冰罩内具有第二环形支撑边，第二环形支撑边上具有多个沿周向分布的第二流通孔，以及具有环形卡口；
导流体内环后缘内共固化有后缘金属环形边；
航空发动机进口处吸波导流体还包括：
导流罩，在防冰罩内设置，外壁具有第三环形支撑边、第四环形支撑边；第三环形支撑边卡入到环形卡口中；第四支撑边上具有第四流通孔，与后缘金属环形边之间通过螺栓连接。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进口处吸波导流体中，导流体外环的后缘对接到进气机匣的前缘；
进气机匣内设置有进气内环，进气内环的前缘具有多个开口，内侧具有第四环形支撑边，第四环形支撑边与导流罩外壁间密封接触；
进气机匣、进气内环之间沿周向分布有多个进气支板，每个进气支板内具有空腔，下缘具有防冰引气孔，后缘具有多个沿其轴向分布的支板防冰排气孔；每个防冰引气孔对应与一个开口连通。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进口处吸波导流体中，各个进气支板的下缘具有凸出于对应开口的凸出部位，该凸出部位与后缘金属环形边之间密封接触。
附图说明
图1是本申请实施例提供的航空发动机进口处吸波导流体在航空发动机进口处设置的示意图；
图2是本申请实施例提供的航空发动机进口处吸波导流体的外形示意图；
图3是图2的局部示意图；
图4是图2的又一局部示意图；
图5是本申请实施例提供的导流体外环的示意图；
图6是本申请实施例提供的导流体内环的示意图；
图7是本申请实施例提供的导流体内环沿径向的剖视图；
图8是本申请实施例提供的防冰支板的示意图；
图9是本申请实施例提供的金属外支架的示意图；
图10是本申请实施例提供的航空发动机进口处吸波导流体的部分结构外形示意图；
图11是本申请实施例提供的防冰罩的示意图；
图12是本申请实施例提供的导流罩的示意图；
图13是本申请实施例提供的导流体支板与防冰支板配合的剖视图；
其中：
1-导流体外环；2-导流体内环；3-导流体支板；4-金属外支架；5-防冰环；6-防冰集气罩；7-防冰支板；8-防冰罩；9-前缘金属环形边；10-后缘金属环形边；11-导流罩；12-进气机匣；13-进气内环；14-进气支板；15-可调静子叶片。
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，附图仅用于示例性说明，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13对本申请做进一步详细说明。
一种航空发动机进口处吸波导流体，包括：
导流体外环1，以具有吸波功能的非金属基复合材料制造，其侧壁具有多个沿周向分布的支板上缘插孔，其外壁面具两个相对的环形连接边；
导流体内环2，以具有吸波功能的非金属基复合材料制造，在导流体外环1设置，外壁具有多个支板下缘卡槽；
多个导流体支板3，以具有吸波功能的非金属基复合材料制造，在导流体外环1、导流体内环2之间设置；每个导流体支板3的上缘对应穿出一个支板上缘插孔，下缘对应卡入一个支板下缘卡槽；
多个金属外支架4，位于两个环形连接边之间，具有支板上缘夹槽，以及具有两个相对的支撑边；每个金属外支架4的两个支撑边通过螺栓分别连接在两个环形连接边上，其上支板上缘夹槽对应夹住一个导流体支板3的上缘，与对应导流体支板3的上缘间通过螺栓连接。
对于上述实施例公开的航空发动机进口处吸波导流体，领域内技术人员可以理解的是，其设计导流体外环1、导流体内环2、导流体支板3以具有吸波功能的非金属基复合材料制造，可有效保证航空发动机的隐身性能，且不会影响航空发动机的气动性能，此外，其设计以金属外支架4在外侧连接在各个导流体支板3、导流体外环1之间，可为航空发动机进口处吸波导流体整体提供支撑，保证整体的强度。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进口处吸波导流体中，还包括：
防冰环5，以金属材料制造，其后缘与导流体外环1的前缘对接，其上具有多个沿周向分布的防冰支板上缘插孔；
防冰集气罩6，以金属材料制造，连接在防冰环5外侧，其上具有防冰进气孔，与防冰环5之间形成集气腔；集气腔连通各个防冰支板上缘插孔；
多个防冰支板7，以金属材料制造，在防冰环5内设置，内部中空，下缘具有缘板；每个防冰支板7的上缘对应插入到一个防冰支板上缘插孔中；相邻防冰支板7的下缘板之间相互对接，形成防冰内环；
防冰罩8，罩在防冰内环的前缘，其上具有多个防冰罩防冰排气孔。
对于上述实施例公开的航空发动机进口处吸波导流体，领域内技术人员可以理解的是，在具体应用时，可通过防冰进气孔向集气腔内通入高温气体，高温气体可进入各个防冰支板7的内部，对各个防冰支板7进行加热，由于各个防冰支板7位于各个导流体支板3的前缘，可有效的防止各个导流体支板3表面发生结冰，高温气体自各个防冰支板7内流出后会进入到防冰罩8内，经防冰罩防冰排气孔排出，可在外侧形成气膜，以此保证防冰效果。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进口处吸波导流体中，每个防冰支板7的后缘具有沿其轴向伸展的条形卡槽；
每个导流体支板3的前缘具有条形凸出；每个条形凸出对应卡在一个条形卡槽中，使防冰支板7与对应的防冰导流支板7定位配合，整体可构成叶型状，保证航空发动机的气动性能，且防冰支板7仅是位于对应的防冰导流支板7的前缘部位，体积、面积有效，不会严重影响航空发动机进口处吸波导流体的整体隐身性能，并能够保证对各个导流体支板3的防冰效果。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进口处吸波导流体中，每个条形凸出粘接在对应的条形卡槽中，以使防冰支板7与对应的防冰导流支板7间连接可靠。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进口处吸波导流体中，防冰内环的后缘与导流体内环2的前缘以及各个导流体支板3下缘之间止口配合定位，使各个防冰支板7、导流体支板3、导流体内环2间结合可靠。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进口处吸波导流体中，防冰罩8内具有第一环形支撑边，第一环形支撑边上具有多个沿周向分布的第一流通孔；
导流体内环2前缘内共固化有前缘金属环形边9，前缘金属环形边9与第一环形支撑边之间通过螺栓连接，保证防冰罩8与导流体内环2间的连接，自各个防冰支板7内流出的高温气体，可经各个第一流通孔流入到防冰罩8内。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进口处吸波导流体中，防冰罩8内具有第二环形支撑边，第二环形支撑边上具有多个沿周向分布的第二流通孔，以及具有环形卡口；
导流体内环2后缘内共固化有后缘金属环形边10；
航空发动机进口处吸波导流体还包括：
导流罩11，在防冰罩8内设置，外壁具有第三环形支撑边、第四环形支撑边；第三环形支撑边卡入到环形卡口中，以保证导流罩11与防冰罩8之间的连接；第四支撑边上具有第四流通孔，与后缘金属环形边10之间通过螺栓连接，以保证导流罩11与防冰罩8之间的连接，各个防冰支板7内流出的高温气体，部分可通过各个第二流通孔向防冰罩8内流动，部分可沿导流罩11经各个第四流通孔流出，供给航空发动机进口部位防冰。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进口处吸波导流体中，导流体外环1的后缘对接到进气机匣12的前缘；
进气机匣12内设置有进气内环13，进气内环13的前缘具有多个开口，内侧具有第四环形支撑边，第四环形支撑边与导流罩11外壁间密封接触，支撑在导流罩11、进气内环13间；
进气机匣12、进气内环13之间沿周向分布有多个进气支板14，每个进气支板14内具有空腔，下缘具有防冰引气孔，后缘具有多个沿其轴向分布的支板防冰排气孔；每个防冰引气孔对应与一个开口连通，自各个第四流通孔流出，有各个开口、防冰引气孔流入到各个进气支板14的空腔内，可对各个进气支板14进行加热，使各个进气支板14具有防冰性能，其后经各个支板防冰排气孔排出，可为位于各个进气支板14后的可调静子叶片15进行加热，保证使可调静子叶片15具有防冰性能。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进口处吸波导流体中，各个进气支板14的下缘具有凸出于对应开口的凸出部位，该凸出部位与后缘金属环形边10之间密封接触，支撑在后缘金属环形边10、进气支板14之间。
对于上述实施例公开的航空发动机进口处吸波导流体，领域内技术人员可以理解的是，其对结合航空发动机进口处的进气机匣12、进气内环13、进气支板14，进行了防冰、隐身性能的集成设计，结构简单，可缩短沿航空发动机轴向的长度，便于对航空发动机内转子叶片的检修。
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 (9)
1.一种航空发动机进口处吸波导流体，其特征在于，包括：
导流体外环(1)，以具有吸波功能的非金属基复合材料制造，其侧壁具有多个沿周向分布的支板上缘插孔，其外壁面具两个相对的环形连接边；
导流体内环(2)，以具有吸波功能的非金属基复合材料制造，在所述导流体外环(1)设置，外壁具有多个支板下缘卡槽；
多个导流体支板(3)，以具有吸波功能的非金属基复合材料制造，在所述导流体外环(1)、所述导流体内环(2)之间设置；每个所述导流体支板(3)的上缘对应穿出一个所述支板上缘插孔，下缘对应卡入一个所述支板下缘卡槽；
多个金属外支架(4)，位于两个环形连接边之间，具有支板上缘夹槽，以及具有两个相对的支撑边；每个所述金属外支架(4)的两个支撑边通过螺栓分别连接在两个所述环形连接边上，其上支板上缘夹槽对应夹住一个所述导流体支板(3)的上缘，与对应导流体支板(3)的上缘间通过螺栓连接。
2.根据权利要求1所述的航空发动机进口处吸波导流体，其特征在于，
还包括：
防冰环(5)，以金属材料制造，其后缘与所述导流体外环(1)的前缘对接，其上具有多个沿周向分布的防冰支板上缘插孔；
防冰集气罩(6)，以金属材料制造，连接在所述防冰环(5)外侧，其上具有防冰进气孔，与所述防冰环(5)之间形成集气腔；所述集气腔连通各个所述防冰支板上缘插孔；
多个防冰支板(7)，以金属材料制造，在所述防冰环(5)内设置，内部中空，下缘具有缘板；每个所述防冰支板(7)的上缘对应插入到一个所述防冰支板上缘插孔中；相邻防冰支板(7)的下缘板之间相互对接，形成防冰内环；
防冰罩(8)，罩在所述防冰内环的前缘，其上具有多个防冰罩防冰排气孔。
3.根据权利要求2所述的航空发动机进口处吸波导流体，其特征在于，
每个所述防冰支板(7)的后缘具有沿其轴向伸展的条形卡槽；
每个所述导流体支板(3)的前缘具有条形凸出；每个所述条形凸出对应卡在一个所述条形卡槽中。
4.根据权利要求3所述的航空发动机进口处吸波导流体，其特征在于，
每个所述条形凸出粘接在对应的条形卡槽中。
5.根据权利要求2所述的航空发动机进口处吸波导流体，其特征在于，
所述防冰内环的后缘与所述导流体内环(2)的前缘以及各个所述导流体支板(3)下缘之间止口配合定位。
6.根据权利要求2所述的航空发动机进口处吸波导流体，其特征在于，
所述防冰罩(8)内具有第一环形支撑边，所述第一环形支撑边上具有多个沿周向分布的第一流通孔；
导流体内环(2)前缘内共固化有前缘金属环形边(9)，所述前缘金属环形边(9)与所述第一环形支撑边之间通过螺栓连接。
7.根据权利要求2所述的航空发动机进口处吸波导流体，其特征在于，
所述防冰罩(8)内具有第二环形支撑边，所述第二环形支撑边上具有多个沿周向分布的第二流通孔，以及具有环形卡口；
所述导流体内环(2)后缘内共固化有后缘金属环形边(10)；
所述航空发动机进口处吸波导流体还包括：
导流罩(11)，在所述防冰罩(8)内设置，外壁具有第三环形支撑边、第四环形支撑边；所述第三环形支撑边卡入到所述环形卡口中；所述第四支撑边上具有第四流通孔，与所述后缘金属环形边(10)之间通过螺栓连接。
8.根据权利要求7所述的航空发动机进口处吸波导流体，其特征在于，
所述导流体外环(1)的后缘对接到进气机匣(12)的前缘；
所述进气机匣(12)内设置有进气内环(13)，所述进气内环(13)的前缘具有多个开口，内侧具有第四环形支撑边，所述第四环形支撑边与所述导流罩(11)外壁间密封接触；
所述进气机匣(12)、进气内环(13)之间沿周向分布有多个进气支板(14)，每个所述进气支板(14)内具有空腔，下缘具有防冰引气孔，后缘具有多个沿其轴向分布的支板防冰排气孔；每个所述防冰引气孔对应与一个所述开口连通。
9.根据权利要求8所述的航空发动机进口处吸波导流体，其特征在于，
各个所述进气支板(14)的下缘具有凸出于对应开口的凸出部位，该凸出部位与后缘金属环形边(10)之间密封接触。
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