CN208057243U - 一种航空发动机点火器部件 - Google Patents

Abstract

本实用新型提出一种航空发动机点火器部件，属于航空发动机技术领域，航空发动机点火器部件包括陶瓷绝缘管、金属过渡环和金属屏蔽罩：陶瓷绝缘管为竖直设置的筒状体，陶瓷绝缘管至少包括由上至下顺序设置的第一安装部、连接部和第二安装部，第二安装部的外壁设有一圈外凸的安装台阶；金属过渡环套设在第一安装部外，金属过渡环的顶端向上凸出于第一安装部，金属过渡环底端的内壁面与第一安装部的外壁面密封地焊接连接；金属屏蔽罩呈筒状且套设在连接部外，金属屏蔽罩与连接部围合形成有环形空间，金属屏蔽罩其底端的内壁面与安装台阶的侧壁面密封地焊接连接。该航空发动机点火器部件具有高绝缘性、抗蚀性强、且密封结构简单、后期装配便捷。

Description

一种航空发动机点火器部件

技术领域

本实用新型涉及航空发动机技术领域，特别涉及一种航空发动机点火器部件。

背景技术

飞机的心脏是航空发动机，而发动机的点火系统是航空发动机的最主要部件之一，点火系统主要由点火器、电缆及电嘴三部分组成，其中点火器是核心中的核心。其主要性能参数包括储能量、开路电压、火花频率等。

目前，点火系统中采用低压系统与半导体电嘴配套的方式得到广泛应用，同时，该点火系统轻便、集成度高等的要求也充分体现，因此，点火系统的部件在满足传统电气性能基础上，其集成度要求也越来越高。

实用新型内容

本实用新型的目的是提供一种航空发动机点火器部件，其具有高绝缘性、抗蚀性强、且密封结构简单、后期装配便捷。

为达到上述目的，本实用新型提出一种航空发动机点火器部件，其中，所述航空发动机点火器部件包括：

陶瓷绝缘管，为竖直设置的筒状体，所述陶瓷绝缘管至少包括由上至下顺序设置的第一安装部、连接部和第二安装部，所述第二安装部的外壁设有一圈外凸的安装台阶；

金属过渡环，套设在所述第一安装部外，所述金属过渡环的顶端向上凸出于所述第一安装部，所述金属过渡环底端的内壁面与所述第一安装部的外壁面密封地焊接连接；

金属屏蔽罩，呈筒状且套设在所述连接部外，所述金属屏蔽罩与所述连接部围合形成有环形空间，所述金属屏蔽罩其底端的内壁面与所述安装台阶的侧壁面密封地焊接连接。

如上所述的航空发动机点火器部件，其中，所述第一安装部的外壁设有第一钼金属层，所述第一钼金属层与所述陶瓷绝缘管烧结为一体，所述第一钼金属层上电镀设有第一镍金属层，所述金属过渡环的内壁面电镀设有第三镍金属层，所述第一镍金属层与所述第三镍金属层之间通过第一铜基焊料环钎焊相连。

如上所述的航空发动机点火器部件，其中，所述金属过渡环的厚度为0.2毫米～1毫米，所述第三镍金属层的厚度为5微米～10微米。

如上所述的航空发动机点火器部件，其中，所述安装台阶的侧壁设有第二钼金属层，所述第二钼金属层与所述陶瓷绝缘管烧结为一体，所述第二钼金属层上电镀设有第二镍金属层，所述金属屏蔽罩的内壁面电镀设有第四镍金属层，所述第二镍金属层与所述第四镍金属层之间通过第二铜基焊料环钎焊相连。

如上所述的航空发动机点火器部件，其中，所述金属屏蔽罩的厚度为0.2毫米～1毫米，所述第四镍金属层的厚度为5微米～10微米。

如上所述的航空发动机点火器部件，其中，所述第一钼金属层的厚度和所述第二钼金属层的厚度均为10微米～40微米；所述第一镍金属层的厚度和所述第二镍金属层的厚度均为2微米～10微米。

如上所述的航空发动机点火器部件，其中，所述陶瓷绝缘管的高度为30毫米～40毫米；所述安装台的外径为15毫米～29毫米；所述第一安装部的内径为2毫米～5毫米。

如上所述的航空发动机点火器部件，其中，所述陶瓷绝缘管为氧化铝含量高于或等于90％的电子陶瓷绝缘管。

如上所述的航空发动机点火器部件，其中，所述金属过渡环的底沿低于所述金属屏蔽罩的顶沿1毫米～5毫米。

与现有技术相比，本实用新型具有以下特点和优点：

本实用新型提出的航空发动机点火器部件其金属过渡环与金属屏蔽罩均与陶瓷绝缘管密封地焊接连接，其结构简单紧凑、后期装配便捷，同时具有高绝缘性、抗蚀性强、使用寿命较长。

本实用新型中，在陶瓷绝缘管的第一安装部和安装台阶上先附着钼金属层，再在钼金属层上电镀镍金属层使得镍金属层更加牢固地设置在陶瓷绝缘管上；在金属过渡环的内壁面和金属屏蔽罩的内壁面电镀有镍金属层，然后再把通过铜基焊料将上述三个金属层焊接为一体，保证了提高了金属过渡环与陶瓷绝缘管之间、金属屏蔽罩与陶瓷绝缘管之间焊接结构的牢固性和气密性，同时其结构简单紧凑、便于后期装配，能够充分满足点火系统集成度高的要求。

附图说明

在此描述的附图仅用于解释目的，而不意图以任何方式来限制本实用新型公开的范围。另外，图中的各部件的形状和比例尺寸等仅为示意性的，用于帮助对本实用新型的理解，并不是具体限定本实用新型各部件的形状和比例尺寸。本领域的技术人员在本实用新型的教导下，可以根据具体情况选择各种可能的形状和比例尺寸来实施本实用新型。

图1为本实用新型提出的航空发动机点火器部件的结构示意图；

图2为本图1中A-A中心轴剖面示意图；

图3为图2中B的结构放大示意图；

图4为图2中C的结构放大示意图。

附图标记说明：

100、航空发动机点火器部件； 1、陶瓷绝缘管；

11、第一安装部； 12、连接部；

13、第二安装部； 14、安装台阶；

111、第一钼金属层； 112、第一镍金属层；

141、第二钼金属层； 142、第二镍金属层；

2、金属过渡环； 21、第三镍金属层；

3、金属屏蔽罩； 31、第四镍金属层；

4、第一铜基焊料环； 5、第二铜基焊料环；

22、底沿； 32、顶沿。

具体实施方式

结合附图和本实用新型具体实施方式的描述，能够更加清楚地了解本实用新型的细节。但是，在此描述的本实用新型的具体实施方式，仅用于解释本实用新型的目的，而不能以任何方式理解成是对本实用新型的限制。在本实用新型的教导下，技术人员可以构想基于本实用新型的任意可能的变形，这些都应被视为属于本实用新型的范围。

请参考图1至图4，本实用新型提出一种航空发动机点火器部件100，该航空发动机点火器部件包括陶瓷绝缘管1、金属过渡环2和金属屏蔽罩3，其中，陶瓷绝缘管1为竖直设置的筒状体，陶瓷绝缘管1至少包括由上至下顺序设置的第一安装部11、连接部12和第二安装部13，第二安装部13的外壁设有一圈外凸的安装台阶14；金属过渡环2套设在第一安装部11外，金属过渡环2顶端向上凸出于第一安装部11，金属过渡环2底端的内壁面与第一安装部11的外壁面密封地焊接连接；金属屏蔽罩3呈筒状且套设在连接部12外，金属屏蔽罩3与连接部12围合形成有环形空间，金属屏蔽罩3其底端的内壁面与安装台阶14的侧壁面密封地焊接连接。

本实用新型提出的航空发动机点火器部件100其金属过渡环2与金属屏蔽罩3均与陶瓷绝缘管1密封地焊接连接，其结构简单紧凑、后期装配便捷，同时具有高绝缘性、抗蚀性强、使用寿命较长。

在一个可选的例子中，第一安装部11的外壁设有第一钼金属层111，第一钼金属层111与陶瓷绝缘管1烧结为一体，第一钼金属层111上电镀设有第一镍金属层112，金属过渡环2的内壁面电镀设有第三镍金属层21，第一镍金属层112与第三镍金属层21之间通过第一铜基焊料环4钎焊相连。

在一个可选的例子中，安装台阶14的侧壁设有第二钼金属层141，第二钼金属层141与陶瓷绝缘管1烧结为一体，第二钼金属层141上电镀设有第二镍金属层142，金属屏蔽罩3的内壁面电镀设有第四镍金属层31，第二镍金属层142与第四镍金属层31之间通过第二铜基焊料环5钎焊相连。

优选的，金属屏蔽罩3的厚度为0.2毫米(mm)～1毫米(mm)，第四镍金属层31的厚度为5微米(μm)～10微米(μm)。

优选的，金属过渡环2的厚度为0.2毫米(mm)～1毫米(mm)，第三镍金属层21的厚度为5微米(μm)～10微米(μm)。

在一个可选的例子中，第一钼金属层111的厚度和第二钼金属层141的厚度均为10微米(μm)～40微米(μm)；第一镍金属层112的厚度和第二镍金属层142的厚度均为2微米(μm)～10微米(μm)。

在一个可选的例子中，陶瓷绝缘管1的高度为30毫米(mm)～40毫米(mm)；安装台阶14的外径为15毫米(mm)～29毫米(mm)；第一安装部11其顶端的内径为2毫米(mm)～5毫米(mm)。

在一个可选的例子中，陶瓷绝缘管1为氧化铝含量高于或等于90％(质量)的电子陶瓷绝缘管。

在本实用新型一个可选的例子中，金属过渡环2的底沿22比金属屏蔽罩3的顶沿32低1毫米(mm)～5毫米(mm)。

本实用新型提出的航空发动机点火器部件100的制作过程如下：

首先，金属过渡环2、金属屏蔽罩3经冲压工艺成型，经低温退火定型处理后对金属过渡环2端面、金属屏蔽罩3端面进行车制，使其符合图纸要求；之后，对上述金属过渡环2、金属屏蔽罩3进行化学抛光并除油、气相清洗后，在金属过渡环2的内壁面、金属屏蔽罩3的内壁面分别电镀第三镍金属层21、第四镍金属层31，第三镍金属层21的厚度和第四镍金属层31的厚度均为5毫米(mm)-10毫米(mm)。电镀后的金属过渡环2、金属屏蔽罩3在氢气炉内进行烧镍处理。

陶瓷绝缘管1的主要原料为α—Al₂O₃(α—Al₂O₃为现有材料，在此不进行赘述)，经配料、球磨、喷雾造粒、陈腐等工艺后，采用干压成型工艺进行产品压制；压制合格的毛坯在高温电炉内经1600-1700摄氏度(℃)的高温下进行烧结后成瓷。成瓷后的陶瓷绝缘管1首先进行吸虹检测，已验证其结晶充分并没有明显的微裂纹。合格的陶瓷绝缘管1经特定的磨床使用特殊的磨头对第一安装部11的内壁面和安装台阶14的侧壁面进行研磨，使第一安装部11的内壁面、安装台阶14的侧壁面的尺寸和表面光洁度符合图纸要求。研磨后的陶瓷绝缘管1经过弱酸酸洗后进行1000-1300摄氏度的素烧，然后在第一安装部11的内壁面和安装台阶14的侧壁面进行金属钼膏剂的涂覆，涂覆后经烘干，经1400-1600摄氏度(℃)在氢气和氮气混合气氛下进行高温烧结，使第一钼金属层111、第二钼金属层141均牢固地附着在陶瓷绝缘管1的表面，然后在第一钼金属层111表面电镀第一镍金属层112、在第二钼金属层141表面电镀第二镍金属层142，将电镀过的陶瓷绝缘管1在氢气炉内进行不低于800摄氏度(℃)的烧镍处理。

使用相应的装配模具，将金属过渡环2、金属屏蔽罩3和陶瓷绝缘管1按照装配图的要求进行装配，同时在第一镍金属层112和第三镍金属层21之间放置第一铜基焊料环4、第二镍金属层142和第四镍金属层32之间放置第二铜基焊料环5。

最后，将装配正确的航空发动机点火器部件100放入真空炉内进行800-1000摄氏度(℃)的高温焊接，使金属过渡环2、金属屏蔽罩3与陶瓷绝缘管焊接为整体。最终产品需经三坐标尺寸及形位公差测试、氦质谱检漏仪进行检漏后符合真空气密性要求。

本实用新型提出的航空发动机点火器部件100其直流耐压30kv，漏率Q≤2×10^-8～3×10^-8Pa·M³/s，钎焊处的强度≥200MPa。

本实用新型中，在陶瓷绝缘管1的第一安装部11和安装台阶14上先附着钼金属层，再在钼金属层上电镀镍金属层使得镍金属层更加牢固地设置在陶瓷绝缘管1上；在金属过渡环2的内壁面和金属屏蔽罩3的内壁面电镀有镍金属层，然后再把通过铜基焊料将上述三个金属层焊接为一体，保证了提高了金属过渡环2与陶瓷绝缘管1之间、金属屏蔽罩3与陶瓷绝缘管1之间焊接结构的牢固性和气密性，同时其结构简单紧凑、便于后期装配，能够充分满足点火系统集成度高的要求。

针对上述各实施方式的详细解释，其目的仅在于对本实用新型进行解释，以便于能够更好地理解本实用新型，但是，这些描述不能以任何理由解释成是对本实用新型的限制，特别是，在不同的实施方式中描述的各个特征也可以相互任意组合，从而组成其他实施方式，除了有明确相反的描述，这些特征应被理解为能够应用于任何一个实施方式中，而并不仅局限于所描述的实施方式。

Claims (9)

1.一种航空发动机点火器部件，其特征在于，所述航空发动机点火器部件包括：

陶瓷绝缘管，为竖直设置的筒状体，所述陶瓷绝缘管至少包括由上至下顺序设置的第一安装部、连接部和第二安装部，所述第二安装部的外壁设有一圈外凸的安装台阶；

金属过渡环，套设在所述第一安装部外，所述金属过渡环的顶端向上凸出于所述第一安装部，所述金属过渡环底端的内壁面与所述第一安装部的外壁面密封地焊接连接；

金属屏蔽罩，呈筒状且套设在所述连接部外，所述金属屏蔽罩与所述连接部围合形成有环形空间，所述金属屏蔽罩其底端的内壁面与所述安装台阶的侧壁面密封地焊接连接。

2.如权利要求1所述的航空发动机点火器部件，其特征在于，所述第一安装部的外壁设有第一钼金属层，所述第一钼金属层与所述陶瓷绝缘管烧结为一体，所述第一钼金属层上电镀设有第一镍金属层，所述金属过渡环的内壁面电镀设有第三镍金属层，所述第一镍金属层与所述第三镍金属层之间通过第一铜基焊料环钎焊相连。

3.如权利要求2所述的航空发动机点火器部件，其特征在于，所述金属过渡环的厚度为0.2毫米～1毫米，所述第三镍金属层的厚度为5微米～10微米。

4.如权利要求2所述的航空发动机点火器部件，其特征在于，所述安装台阶的侧壁设有第二钼金属层，所述第二钼金属层与所述陶瓷绝缘管烧结为一体，所述第二钼金属层上电镀设有第二镍金属层，所述金属屏蔽罩的内壁面电镀设有第四镍金属层，所述第二镍金属层与所述第四镍金属层之间通过第二铜基焊料环钎焊相连。

5.如权利要求4所述的航空发动机点火器部件，其特征在于，所述金属屏蔽罩的厚度为0.2毫米～1毫米，所述第四镍金属层的厚度为5微米～10微米。

6.如权利要求4所述的航空发动机点火器部件，其特征在于，所述第一钼金属层的厚度和所述第二钼金属层的厚度均为10微米～40微米；所述第一镍金属层的厚度和所述第二镍金属层的厚度均为2微米～10微米。

7.如权利要求1所述的航空发动机点火器部件，其特征在于，所述陶瓷绝缘管的高度为30毫米～40毫米；所述安装台的外径为15毫米～29毫米；所述第一安装部的内径为2毫米～5毫米。

8.如权利要求1所述的航空发动机点火器部件，其特征在于，所述陶瓷绝缘管为氧化铝含量高于或等于90％的电子陶瓷绝缘管。

9.如权利要求1至8中任意一项所述的航空发动机点火器部件，其特征在于，所述金属过渡环的底沿低于所述金属屏蔽罩的顶沿1毫米～5毫米。