CN204776043U - 一种进气道密封装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供一种进气道密封装置，涉及飞机结构设计技术，用于飞机发动机舱进气结构，包括前进气道(1)与后进气道(3)，二者之间连接处设置有防火墙(5)，前进气道(1)在与防火墙(5)连接处设置有U型卡槽，防火墙(5)的角材与前进气道密封件(2)粘接，飞机滑动罩关闭时U型卡槽与前进气道密封件(2)压紧密封，后进气道(3)与防火墙(5)连接处设置有柔性波纹密封套(4)，柔性波纹密封套(4)低点处设置有导水管(9)，前进气道密封件(2)上设置有排气导水孔(8)。本实用新型提供的进气道密封装置结构简单、拆装方便，进气道的排气孔兼具排水功能，解决了现有技术中有相对位移的防火墙与后进气道的连接问题。

Description

一种进气道密封装置

技术领域

本实用新型涉及飞机进气道结构设计技术，具体而言涉及一种进气道密封装置。

背景技术

进气道由亚音速进气道发展到超音速进气道，功能不断增加，进气对整个飞机来说重要性不可或缺，但选择进气道形状并不是根据它的先进性，而是根据实际的需要，在保证进气质量的情况下，服从于飞机的布局。一般并没有确定的结论说斜切式的对圆/半圆形的有明显优势，通常三维进气道的结构重量比较轻。另外，某些飞机在改型后，其进气道也出现质的变化，F-18E/F采用的是有别于先前型号的双斜切的乘波进气道；法国的“神秘”改进成“超神秘”后，其圆形进气道也改成了扁圆形。

进气道未来发展，应该具有较高的效能，最佳的调节与控制，在整个飞行包线上都安全可靠，大迎角和侧滑角的相容性包线大，进气道与发动机匹配性好，抗畸变能力更强，隐身效果也更好，不排除出现新的技术，使得进气道结构更加简单，功能更加全面，满足所有飞行的要求。

前进气式进气道通过主减舱和发动机舱，被发动机前防火墙分隔为前进气道和后进气道，前进气道与前滑动罩连接，并与前滑动罩一起向前滑开，前滑动罩关闭时与发动机前防火墙对接，后进气道与发动机和前防火墙连接；两段进气道在发动机前防火墙处的密封设计很重要且有一定难度，尤其是后进气道与发动机连接，因为发动机在工作过程中在三个相互垂直方向都有位移量：X(+18.5mm，-11mm)、Y(+6.5mm，-10.5mm)、Z(+8mm，-9mm)，而防火墙为固定结构，后进气道在防火墙接口处既要满足密封要求，又要保证后进气道能跟随发动机运动。现有技术中，前密封圈为充气式密封圈，结构形式复杂，后进气道密封圈很难满足发动机运动过程中的密封并保证不与防火墙等周围结构干涉。

实用新型内容

本实用新型的目的在于解决上述现有技术中的不足，提供一种结构简单合理、拆装方便能够给发动机提供充分空气并兼具导水作用的进气道密封装置。

本实用新型的目的通过如下技术方案实现：一种进气道密封装置，包括前进气道、后进气道，前进气道与后进气道之间连接处设置有防火墙，前进气道在与防火墙连接处设置有U型卡槽，U型卡槽安装在前进气道上，防火墙的角材与前进气道密封件粘接，前进气道的U型卡槽在滑动罩关闭时与固定在防火墙上的前进气道密封件压紧密封。

优选的是，后进气道与防火墙连接处设置有柔性波纹密封套。

上述任一方案中优选的是，所述后进气道与柔性波纹密封套通过第一螺栓固定连接、柔性波纹密封套与防火墙通过第二螺栓固定连接。

上述任一方案中优选的是，前进气道密封件上设置有排气导水孔。

上述任一方案中优选的是，所述柔性波纹密封套低点处设置有导水管。

本实用新型所提供的进气道密封装置的有益效果在于，结构简单、拆装方便，进气道的排气孔兼具排水功能，解决了有相对位移的固定的防火墙与后进气道的密封问题。

附图说明

图1是按照本实用新型的进气道密封装置的一优选实施例的剖面结构示意图；

图2是按照本实用新型的进气道密封装置的图1所示实施例的前进气道密封件的结构示意图；

图3是按照本实用新型的进气道密封装置的图1所示实施例的柔性波纹密封套的结构示意图。

附图标记：

1-前进气道、2-前进气道密封件、3-后进气道、4-柔性波纹密封套、5-防火墙、6-第一螺栓、7-第二螺栓、8-排气导水孔、9-导水管。

具体实施方式

为了更好地理解按照本实用新型方案的进气道密封装置，下面结合附图对本实用新型的进气道密封装置的一优选实施例作进一步阐述说明。

参照图1-图3，本实用新型提供的进气道密封装置，包括前进气道1、后进气道3，前进气道1与后进气道3之间连接处设置有防火墙5，前进气道1在与防火墙5连接处设置有U型卡槽，U型卡槽安装在前进气道上，防火墙的角材与前进气道密封件粘接，前进气道的U型卡槽在滑动罩关闭时与固定在防火墙上的前进气道密封件压紧密封。后进气道3与防火墙5连接处设置有柔性波纹密封套4。后进气道3与柔性波纹密封套4通过第一螺栓6固定连接、柔性波纹密封套4与防火墙5通过第二螺栓7固定连接。前进气道密封件2上设置有排气导水孔8。柔性波纹密封套4低点处设置有导水管9。

在具体使用过程中，前进气道1在防火墙5处密封，所选密封形式为前进气道的U型卡槽与安装在发动机前防火墙5上的前进气道密封件2接触压紧的形式，前进气道密封件2与防火墙5的角材采用粘接的方式实现固定连接。

如图1所示，后进气道3与防火墙5接口处所选密封形式为有一定长度的柔性波纹密封套4，柔性波纹密封套4一端用压板和第一螺栓6连接在发动机防火墙5上，另一端用压板和第二螺栓7连接在后进气道3上。

前进气道密封件2(如图2所示)开有四个压缩排气导水孔8，其中最低点处排气孔兼具导水作用。后进气道波纹密封套4设计有低点导水管9，如图3所示。

以上结合本实用新型的具体实施例做了详细描述，但并非是对本实用新型的限制，凡是依据本实用新型的技术实质对以上实施例所做的任何简单修改均属于本实用新型的技术范围，还需要说明的是，按照本实用新型的进气道密封装置技术方案的范畴包括上述各部分之间的任意组合。

Claims (5)

1.一种进气道密封装置，包括前进气道(1)、后进气道(3)，前进气道(1)与后进气道(3)之间连接处设置有防火墙(5)，其特征在于：所述前进气道(1)在与防火墙(5)连接处设置有U型卡槽，防火墙(5)的角材与前进气道密封件(2)粘接，飞机滑动罩关闭U型卡槽与前进气道密封件压紧密封。

2.如权利要求1所述的进气道密封装置，其特征在于：后进气道(3)与防火墙(5)连接处设置有柔性波纹密封套(4)。

3.如权利要求2所述的进气道密封装置，其特征在于：所述后进气道(3)与柔性波纹密封套(4)通过第一螺栓(6)固定连接、柔性波纹密封套(4)与防火墙(5)通过第二螺栓(7)固定连接。

4.如权利要求1所述的进气道密封装置，其特征在于：前进气道密封件(2)上设置有排气导水孔(8)。

5.如权利要求2或3所述的进气道密封装置，其特征在于：所述柔性波纹密封套(4)低点处设置有导水管(9)。