CN116733609B - 一种航空发动机进气道支板减震结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机进气道支板减震结构，涉及航空发动机进气道支板技术领域。本发明包括进气机匣以及支板内环，进气机匣内侧与支板内环之间设置有若干支板本体，支板本体上缘与进气机匣之间胶接，支板本体下缘与支板内环之间铆接固定，避免采用焊接连接，存在焊缝数量众多，存在较大的残余应力，连接可靠性较低的弊端，支板本体一侧表面固定有壳体，壳体内部填充有液压油，壳体内部活动设置有推板，壳体外侧设置有固定板，固定板上固定有若干推杆，推杆另一端与推板连接，固定板表面开设有卡槽，支板本体另一侧面固定有连接板，与卡槽相配合，便于使相邻支板本体连接在一起，有效减缓了航空发动机工作时，支板本体受到的振动影响。

Description

一种航空发动机进气道支板减震结构

技术领域

本发明属于航空发动机进气道支板技术领域，特别是涉及一种航空发动机进气道支板减震结构。

背景技术

航空发动机进气机匣结构为发动机的主承力框架之一，主要包括外机匣、在外机匣内设置的内环，以及在外机匣、内环之间沿周向分布的多个支板，进气机匣上具有多个上缘安装孔，支板内环在进气机匣内设置，多个支板在进气机匣、支板内环之间沿周向分布，每个支板的下缘连接在支板内环上，上缘对应插入到一个上缘安装孔中，与进气机匣间焊接连接。

当前的航空发动机进气机匣支板在装配过程中，通常采用焊接连接的方式将支板固定在进气机匣于支板内环之间，在进行焊接时，容易使支板以及进气机匣发生变形，影响航空发动机的性能，同时焊接作业产生的较多焊缝，存在较大的残余应力，在航空发动机工作时，空心结构的支板会受到剧烈的气动载荷，产生较大的振动幅值响应，承受较大的振动应力，

容易导致焊接部位或者支板本身容易产生裂纹，甚至断裂，存在安全隐患，严重影响支板的使用寿命和使用效果。

对此，我们设计一种航空发动机进气道支板减震结构来解决上述问题。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明是通过以下技术方案实现的：

本发明为一种航空发动机进气道支板减震结构，包括进气机匣以及支板内环，所述支板内环设置在进气机匣内部，所述进气机匣内侧与支板内环之间设置有若干支板本体，所述进气机匣内壁开设有若干第一安装槽，所述支板内环靠近进气机匣的一面开设有若干第二安装槽，所述第一安装槽与第二安装槽一一对应，相互配合，所述支板本体的上缘部分与第一安装槽相互配合，所述支板本体的下缘部分与第二安装槽相互配合，且所述支板本体的上缘与第一安装槽内壁两侧之间胶接固定，所述进气机匣内壁铆接固定有若干“L”形结构的限位卡板，且相邻两个所述限位卡板相对设置在第一安装槽外部两侧，分别与支板本体的两侧表面相互配合，且所述限位卡板靠近支板本体的一侧为橡胶材质，所述支板本体的下缘与第二安装槽之间铆接固定；

结合上述结构，通过所述支板本体上缘与下缘分别与第一安装槽以及第二安装槽的相互配合下，方便了支板本体的安装，其中支板本体的上缘部分与第一安装槽内壁之间胶接固定，结合支板本体的下缘部分与第二安装槽之间的铆接固定，配合“L”形结构的限位卡板对支板本体两侧的限位夹紧，有效确保了支板本体的稳固性，同时避免采用焊接连接的方式，导致焊缝较多，存在较大的残余应力的弊端，且加工成本较低；

所述支板本体上缘顶部胶接有橡胶片，与第一安装槽内部底面相贴合，所述支板本体两侧表面均粘连有若干橡胶块，所述橡胶块与支板内环相互配合，所述支板本体的下缘部分外侧胶接有阻尼橡胶层，与第二安装槽内壁相互配合，通过所述橡胶片增加了支板本体上缘部分与第一安装槽内壁之间的摩擦阻尼，结合阻尼橡胶层增加了支板本体下缘部分与第二安装槽内壁之间的摩擦阻尼，同时配合支板本体两侧橡胶块与支板内环的相互配合，有效对支板本体底部两侧起到支撑作用，进而有效消减了在航空发动机工作时，由于剧烈的气动载荷，导致支板本体承受较大振动应力的弊端，提高了支板本体的稳定性；

所述支板本体一侧表面固定有壳体，所述壳体内部填充有液压油，所述壳体内腔活动设置有推板，所述壳体外侧设置有固定板，所述固定板靠近壳体的一面固定有若干推杆，所述推杆远离固定板的一端，穿过壳体与推板固定连接，且所述推杆与壳体滑动配合，所述固定板远离推杆的一表面开设有卡槽，所述支板本体远离壳体的一面固定有连接板，所述连接板远离支板本体的一端与卡槽相互配合，且所述连接板与卡槽内壁之间铆接固定；

通过所述连接板与卡槽内壁之间的铆接固定，使连接板与固定板固定连接在一起，结合推杆与壳体的滑动配合，在壳体内部液压油的作用下，进一步提高了相邻两个支板本体之间的缓冲效果，减小了航空发动机工作时，支板本体受到的震动影响，防止支板本体由于振动应力的影响出现裂缝，甚至断裂的现象。

优选地，所述推板靠近推杆的一面与壳体内壁之间连接有若干弹簧，所述推板表面开设有若干通孔。

优选地，所述支板本体为薄壁空腔结构，且所述支板本体内部空腔上侧形成第一减震空腔，所述支板本体内部空腔下侧形成第二减震空腔，所述第一减震空腔与第二减震空腔之间固定有加强筋。

优选地，所述第一减震空腔内部填充有若干阻尼颗粒。

优选地，所述第二减震空腔内部间隔设置有若干弹性片，所述弹性片为两端相对弯曲的“V”形结构。

优选地，所述第二减震空腔内部靠近支板内环的一侧设置有若干金属橡胶条，所述金属橡胶条与弹性片相互配合。

优选地，所述加强筋上开设有通槽，所述通槽连通第一减震空腔与第二减震空腔。

优选地，所述支板本体前表面靠近进气机匣的一侧连通有出口渐变段，所述出口渐变段前端连通有出口圆管。

优选地，所述支板本体后表面靠近支板内环的一侧连通有入口渐变段，所述入口渐变段上连通有入口圆管，所述出口圆管的孔径小于入口圆管的孔径。

本发明具有以下有益效果：

1、本发明通过支板本体上缘与下缘分别与第一安装槽以及第二安装槽的相互配合下，方便了支板本体的安装，其中支板本体的上缘部分与第一安装槽内壁之间胶接固定，结合支板本体的下缘部分与第二安装槽之间的铆接固定，配合“L”形结构的限位卡板对支板本体两侧的限位夹紧，有效确保了支板本体的稳固性，同时避免了采用焊接连接的方式，导致焊缝较多，存在较大的残余应力，容易造成焊接处出现裂缝，甚至断裂的弊端，且加工成本较低，同时避免了焊接过程中，出现支板以及进气机匣发生变形的现象；

2、本发明通过橡胶片增加了支板本体上缘部分与第一安装槽内壁之间的摩擦阻尼，结合阻尼橡胶层增加了支板本体下缘部分与第二安装槽内壁之间的摩擦阻尼，同时配合支板本体两侧橡胶块与支板内环的相互配合，有效对支板本体底部两侧起到支撑作用，进而有效消减了在航空发动机工作时，由于剧烈的气动载荷，导致支板本体承受较大的振动应力的弊端，提高了支板本体的稳定性；

其中连接板与卡槽内壁之间的铆接固定，使连接板与固定板固定连接在一起，结合推杆与壳体的滑动配合，带动推板的滑动，在通孔以及壳体内部液压油的作用下，结合弹簧有效增加了推板滑动时的阻力，对推板起到缓冲的目的，进一步提高了相邻两个支板本体之间的缓冲效果，进而减小了航空发动机工作时，支板本体受到的震动影响，防止支板本体由于振动应力的影响出现裂缝，甚至断裂的现象；

同时“V”形结构弹性片抵靠在支板本体内部空腔的两侧壁上，在航空发动机工作，产生气动载荷时，通过接合面阻尼以及库仑摩擦阻尼，降低了支板本体的振动响应幅值，进而达到降低支板本体承受的振动应力的目的，有效起到缓冲、减震的效果，同时支板本体在受到剧烈的气动载荷时，阻尼颗粒会随支板本体一同发生振动，阻尼颗粒相互挤压变形以及相互之间的摩擦，及其与支板本体之间的摩擦，能够有效的吸收、耗散振动能量，对支板本体的振动起到良好的抑制作用，其中金属橡胶条起到阻尼的作用，进一步降低了支板本体在工作过程中承受的振动应力，防止支板本体产生较大的振动响应，承受较大的振动应力，进一步提高了减震的效果，进而避免航空发动机工作过程中，支板本体出现裂缝或断裂的现象。

当然，实施本发明的任一产品并不一定需要同时达到以上所述的所有优点。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例描述所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明航空发动机进气道支板的整体结构示意图；

图2为本发明航空发动机进气道支板另一视角的结构示意图；

图3为本发明中支板本体安装在进气机匣内的结构示意图；

图4为图3的正视图；

图5为图3的侧视图；

图6为图5中剖面A-A的结构示意图；

图7为图6中B处的放大结构示意图；

图8为图6中C处的放大结构示意图；

图9为图6中D处的放大结构示意图；

图10为图6中E处的放大结构示意图。

附图中，各标号所代表的部件列表如下：

1、进气机匣；2、支板内环；3、支板本体；4、第一安装槽；5、第二安装槽；6、限位卡板；7、橡胶片；8、橡胶块；9、阻尼橡胶层；10、壳体；11、推板；12、推杆；13、固定板；14、卡槽；15、连接板；16、弹簧；17、通孔；18、第一减震空腔；19、第二减震空腔；20、加强筋；21、阻尼颗粒；22、弹性片；23、金属橡胶条；24、通槽；25、出口渐变段；26、出口圆管；27、入口渐变段；28、入口圆管。

实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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它实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“中”、“外”、“内”等指示方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的组件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发明的限制。

请参阅图1-图10所示，本发明为一种航空发动机进气道支板减震结构，包括进气机匣1以及支板内环2，支板内环2设置在进气机匣1内部，进气机匣1内侧与支板内环2之间设置有若干支板本体3，进气机匣1内壁开设有若干第一安装槽4，支板内环2靠近进气机匣1的一面开设有若干第二安装槽5，第一安装槽4与第二安装槽5一一对应，相互配合，支板本体3的上缘部分与第一安装槽4相互配合，支板本体3的下缘部分与第二安装槽5相互配合，且支板本体3的上缘与第一安装槽4内壁两侧之间胶接固定，进气机匣1内壁铆接固定有若干“L”形结构的限位卡板6，且相邻两个限位卡板6相对设置在第一安装槽4外部两侧，分别与支板本体3的两侧表面相互配合，且限位卡板6靠近支板本体3的一侧为橡胶材质，支板本体3的下缘与第二安装槽5之间铆接固定；

结合上述结构，通过支板本体3上缘与下缘分别与第一安装槽4以及第二安装槽5的相互配合下，方便了支板本体3的安装，其中支板本体3的上缘部分与第一安装槽4内壁之间胶接固定，结合支板本体3的下缘部分与第二安装槽5之间的铆接固定，配合“L”形结构的限位卡板6对支板本体3两侧的限位夹紧，有效确保了支板本体3的稳固性，同时避免采用焊接连接的方式，导致焊缝较多，存在较大的残余应力，容易造成焊接处出现裂缝，甚至断裂的弊端，且加工成本较低；

支板本体3上缘顶部胶接有橡胶片7，与第一安装槽4内部底面相贴合，支板本体3两侧表面均粘连有若干橡胶块8，橡胶块8与支板内环2相互配合，支板本体3的下缘部分外侧胶接有阻尼橡胶层9，与第二安装槽5内壁相互配合，通过橡胶片7增加了支板本体3上缘部分与第一安装槽4内壁之间的摩擦阻尼，结合阻尼橡胶层9增加了支板本体3下缘部分与第二安装槽5内壁之间的摩擦阻尼，同时配合支板本体3两侧橡胶块8与支板内环2的相互配合，有效对支板本体3底部两侧起到支撑作用，进而有效消减了在航空发动机工作时，由于剧烈的气动载荷，导致支板本体3承受较大振动应力的弊端，提高了支板本体3的稳定性。

支板本体3一侧表面固定有壳体10，壳体10内部填充有液压油，壳体10内腔活动设置有推板11，壳体10外侧设置有固定板13，固定板13靠近壳体10的一面固定有若干推杆12，推杆12远离固定板13的一端，穿过壳体10与推板11固定连接，且推杆12与壳体10滑动配合，固定板13远离推杆12的一表面开设有卡槽14，支板本体3远离壳体10的一面固定有连接板15，连接板15远离支板本体3的一端与卡槽14相互配合，且连接板15与卡槽14内壁之间铆接固定，推板11靠近推杆12的一面与壳体10内壁之间连接有若干弹簧16，推板11表面开设有若干通孔17；

通过连接板15与卡槽14内壁之间的铆接固定，使连接板15与固定板13固定连接在一起，结合推杆12与壳体10的滑动配合，带动推板11的滑动，在通孔17以及壳体10内部液压油的作用下，结合弹簧16有效增加了推板11滑动时的阻力，对推板11起到缓冲的目的，进一步提高了相邻两个支板本体3之间的缓冲效果，减小了航空发动机工作时，支板本体3受到的震动影响，防止支板本体3由于振动应力的影响出现裂缝，甚至断裂的现象。

支板本体3为薄壁空腔结构，且支板本体3内部空腔上侧形成第一减震空腔18，支板本体3内部空腔下侧形成第二减震空腔19，第一减震空腔18与第二减震空腔19之间固定有加强筋20，第一减震空腔18内部填充有若干阻尼颗粒21，第二减震空腔19内部间隔设置有若干弹性片22，弹性片22为两端相对弯曲的“V”形结构，第二减震空腔19内部靠近支板内环2的一侧设置有若干金属橡胶条23，金属橡胶条23与弹性片22相互配合；

通过“V”形结构弹性片22抵靠在支板本体3内部空腔的两侧壁上，在航空发动机工作，产生气动载荷时，通过接合面阻尼以及库仑摩擦阻尼，降低了支板本体3的振动响应幅值，进而达到降低支板本体3承受的振动应力的目的，有效起到缓冲、减震的效果，同时支板本体3在受到剧烈的气动载荷时，阻尼颗粒21会随支板本体3一同发生振动，阻尼颗粒21相互挤压变形以及相互之间的摩擦，及其与支板本体3之间的摩擦，能够有效的吸收、耗散振动能量，对支板本体3的振动起到良好的抑制作用，其中金属橡胶条23起到阻尼的作用，进一步降低了支板本体3在工作过程中承受的振动应力，防止支板本体3产生较大的振动响应，承受较大的振动应力，进一步提高了减震的效果，进而避免航空发动机工作过程中，支板本体3出现裂缝或断裂的现象。

加强筋20上开设有通槽24，通槽24连通第一减震空腔18与第二减震空腔19，通过通槽24使第一减震空腔18与第二减震空腔19相连通，方便支板本体3内部空腔中气体的流动。

支板本体3前表面靠近进气机匣1的一侧连通有出口渐变段25，出口渐变段25前端连通有出口圆管26，支板本体3后表面靠近支板内环2的一侧连通有入口渐变段27，入口渐变段27上连通有入口圆管28，出口圆管26的孔径小于入口圆管28的孔径，通过入口圆管28与出口圆管26方便与外部耐高温管相连接，将高温介质送入支板本体3内腔，以提高支板本体3外表面的温度，从而防止支板本体3外表面产生结冰的现象，其中入口渐变段27以及出口渐变段25有效降低了高温介质泵入及流出进气道支板本体3的阻力，其中出口圆管26的孔径小于入口圆管28的孔径有效减缓了高温介质的流出速率，使高温介质在支板本体3内腔停留足够长的时间，保证了高温介质与支板本体3能够充分进行热交换。

实施例：本发明首先将支板本体3的下缘对准第二安装槽5，同时使支板本体3的上缘对准对应位置的第一安装槽4，并调节支板本体3插入进气机匣1与支板内环2之间，随着支板本体3的上缘部分插入第一安装槽4内部，进而使橡胶片7与第一安装槽4底部相抵，随着支板本体3的下缘部分插入第二安装槽5内，带动了橡胶块8在支板本体3两侧与支板内环2之间起到支撑限位的作用，然后通过胶接将支板本体3的上缘部分固定在第一安装槽4内部，同时通过铆接将支板本体3的下缘部分固定在第二安装槽5内部；

然后通过焊接或者铆接的方式将“L”形结构的限位卡板6固定在第一安装槽4外部两侧，并使限位卡板6橡胶材质的一侧与支板本体3相贴合，完成了支板本体3的固定，有效减少了焊接固定的方式，防止焊接过程产生较多的焊缝，存在较大的残余应力，导致焊接处出现裂缝，甚至断裂的现象，且降低了加工成本；

在若干支板本体3安装固定的过程中，结合连接板15与卡槽14的相互配合，使连接板15远离支板本体3的一端卡入相邻支板本体3上的固定板13的卡槽14内部，并通过铆接或者胶接的方式进行固定；

航空发动机运行时，通过橡胶片7增加了支板本体3上缘部分与第一安装槽4内壁之间的摩擦阻尼，结合阻尼橡胶层9增加了支板本体3下缘部分与第二安装槽5内壁之间的摩擦阻尼，同时橡胶块8对支板本体3两侧的限位支撑作用，确保了支板本体3的稳固性；

当支板本体3受到震动作用时，通过推杆12与壳体10的滑动配合，带动推板11在壳体10内腔滑动，在通孔17的作用下，使推板11两侧的液压油发生移动，结合弹簧16的弹性作用，有效增加了推板11滑动时的阻力，对推板11起到缓冲的目的，进而提高了相邻两个支板本体3之间的缓冲效果；

同时阻尼颗粒21随支板本体3一同发生振动，若干阻尼颗粒21相互挤压变形以及相互之间的摩擦，及其与支板本体3之间的摩擦，有效的吸收、耗散振动能量，对支板本体3的振动起到良好的抑制作用，结合弹性片22与支板本体3内部空腔侧壁结合面之间的阻尼作用，以及金属橡胶条23阻尼的作用，降低了支板本体3在工作过程中承受的振动应力，防止支板本体3产生较大的振动响应，承受较大的振动应力，进一步提高了支板本体3的减震效果，防止支板本体3出现裂缝或断裂的现象。

需进一步说明的是，本发明中各构件的安装结构、连接方式或设置方式均为常见机械方式，只要能够达成其有益效果的均可实施。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“示例”、“具体示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

以上公开的本发明优选实施例只是用于帮助阐述本发明。优选实施例并没有详尽叙述所有的细节，也不限制该发明仅为所述的具体实施方式。显然，根据本说明书的内容，可作很多的修改和变化。本说明书选取并具体描述这些实施例，是为了更好地解释本发明的原理和实际应用，从而使所属技术领域技术人员能很好地理解和利用本发明。本发明仅受权利要求书及其全部范围和等效物的限制。

Claims (9)

1.一种航空发动机进气道支板减震结构，包括进气机匣（1）以及支板内环（2），所述支板内环（2）设置在进气机匣（1）内部，其特征在于，所述进气机匣（1）内侧与支板内环（2）之间设置有若干支板本体（3），所述进气机匣（1）内壁开设有若干第一安装槽（4），所述支板内环（2）靠近进气机匣（1）的一面开设有若干第二安装槽（5），所述第一安装槽（4）与第二安装槽（5）一一对应，相互配合，所述支板本体（3）的上缘部分与第一安装槽（4）相互配合，所述支板本体（3）的下缘部分与第二安装槽（5）相互配合，且所述支板本体（3）的上缘与第一安装槽（4）内壁两侧之间胶接固定，所述进气机匣（1）内壁铆接固定有若干“L”形结构的限位卡板（6），且相邻两个所述限位卡板（6）相对设置在第一安装槽（4）外部两侧，分别与支板本体（3）的两侧表面相互配合，且所述限位卡板（6）靠近支板本体（3）的一侧为橡胶材质，所述支板本体（3）的下缘与第二安装槽（5）之间铆接固定；

所述支板本体（3）上缘顶部胶接有橡胶片（7），与第一安装槽（4）内部底面相贴合，所述支板本体（3）两侧表面均粘连有若干橡胶块（8），所述橡胶块（8）与支板内环（2）相互配合，所述支板本体（3）的下缘部分外侧胶接有阻尼橡胶层（9），与第二安装槽（5）内壁相互配合；

所述支板本体（3）一侧表面固定有壳体（10），所述壳体（10）内部填充有液压油，所述壳体（10）内腔活动设置有推板（11），所述壳体（10）外侧设置有固定板（13），所述固定板（13）靠近壳体（10）的一面固定有若干推杆（12），所述推杆（12）远离固定板（13）的一端，穿过壳体（10）与推板（11）固定连接，且所述推杆（12）与壳体（10）滑动配合，所述固定板（13）远离推杆（12）的一表面开设有卡槽（14），所述支板本体（3）远离壳体（10）的一面固定有连接板（15），所述连接板（15）远离支板本体（3）的一端与卡槽（14）相互配合，且所述连接板（15）与卡槽（14）内壁之间铆接固定。

2.根据权利要求1所述的一种航空发动机进气道支板减震结构，其特征在于，所述推板（11）靠近推杆（12）的一面与壳体（10）内壁之间连接有若干弹簧（16），所述推板（11）表面开设有若干通孔（17）。

3.根据权利要求2所述的一种航空发动机进气道支板减震结构，其特征在于，所述支板本体（3）为薄壁空腔结构，且所述支板本体（3）内部空腔上侧形成第一减震空腔（18），所述支板本体（3）内部空腔下侧形成第二减震空腔（19），所述第一减震空腔（18）与第二减震空腔（19）之间固定有加强筋（20）。

4.根据权利要求3所述的一种航空发动机进气道支板减震结构，其特征在于，所述第一减震空腔（18）内部填充有若干阻尼颗粒（21）。

5.根据权利要求4所述的一种航空发动机进气道支板减震结构，其特征在于，所述第二减震空腔（19）内部间隔设置有若干弹性片（22），所述弹性片（22）为两端相对弯曲的“V”形结构。

6.根据权利要求5所述的一种航空发动机进气道支板减震结构，其特征在于，所述第二减震空腔（19）内部靠近支板内环（2）的一侧设置有若干金属橡胶条（23），所述金属橡胶条（23）与弹性片（22）相互配合。

7.根据权利要求6所述的一种航空发动机进气道支板减震结构，其特征在于，所述加强筋（20）上开设有通槽（24），所述通槽（24）连通第一减震空腔（18）与第二减震空腔（19）。

8.根据权利要求7所述的一种航空发动机进气道支板减震结构，其特征在于，所述支板本体（3）前表面靠近进气机匣（1）的一侧连通有出口渐变段（25），所述出口渐变段（25）前端连通有出口圆管（26）。

9.根据权利要求8所述的一种航空发动机进气道支板减震结构，其特征在于，所述支板本体（3）后表面靠近支板内环（2）的一侧连通有入口渐变段（27），所述入口渐变段（27）上连通有入口圆管（28），所述出口圆管（26）的孔径小于入口圆管（28）的孔径。