CN210152735U - 一种中介机匣分流环阻尼减震结构及具有其的航空发动机 - Google Patents
一种中介机匣分流环阻尼减震结构及具有其的航空发动机 Download PDFInfo
- Publication number
- CN210152735U CN210152735U CN201920686389.8U CN201920686389U CN210152735U CN 210152735 U CN210152735 U CN 210152735U CN 201920686389 U CN201920686389 U CN 201920686389U CN 210152735 U CN210152735 U CN 210152735U
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- ring
- damping
- support arm
- shock
- splitter ring
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
本申请涉及一种中介机匣分流环阻尼减震结构，其包括分流环、阻尼减震层和中介机匣，其中，所述中介机匣具有支臂，所述分流环搭接在所述支臂上，且所述分流环与支臂之间具有间隙，所述阻尼减震层相对固定在所述分流环的内表面，且所述阻尼减震层设置在所述间隙内。本申请的中介机匣分流环阻尼减震结构能够避免由于装配干涉产生的装配应力，并且能够降低分流环在使用过程中产生的振动应力，避免分流环产生裂纹或掉块，打伤压气机叶片，影响发动机的使用安全，有效提升发动机使用安全性。
Description
技术领域
本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种中介机匣分流环阻尼减震结构及具有其的航空发动机。
背景技术
在航空发动机中介机匣结构中，有一种装配式分流环结构。如图1所示和图2所示的航空发动机中介机匣结构10，分流环16与中介机匣支板上的支臂12的配合面13搭接共同形成发动机内涵道15和外涵道14的分界面，将来自风扇的气流分成内涵和外涵两股气流。
如图3所示，航空发动机中介机匣结构10中，分流环16为焊接组合件，分流环焊接组合件由V型件161、加强筋162和安装边163焊接成型，其中， V型件161为钣金成型件，成型后变形较大，且由于分流环16在加工过程中存在大量的焊接工序，焊接后会导致零件进一步变形，因此分流环16 在加工完成后可能存在较大的变形和内应力。而且，在航空发动机中介机匣结构10中，中介机匣11为铸造件，由于铸造工艺限制，铸造成型后的中介机匣11的支臂12的配合面13尺寸难以达到设计要求，在中介机匣 11与分流环16装配过程中，可能会有局部产生装配干涉，这种干涉会传递给分流环，进而导致分流环局部应力集中，在使用过程中会导致分流环裂纹，若裂纹进一步扩展，会导致分流环组合件产生掉块，掉块顺着涵道流入打伤压气机叶片。
因此，如图4所示，在中介机匣11与分流环16的装配过程中，通常手动抛修中介机匣支臂12处的配合面13，以满足其与分流环16的装配尺寸要求，但由于手动抛修无法精准控制抛修量且装配后搭接部位不可视，加之分流环16存在较大的焊接变形，这就会导致中介机匣11与分流环16 在完成装配后仍然可能会在搭接部位存在装配干涉。这种干涉会导致局部应力集中，使用过程中在发动机整机振动的作用下可能会导致分流环 11裂纹，若裂纹进一步扩展，会导致分流环11中V型件12产生掉块，掉块顺着内外涵道进入打伤压气机叶片，影响发动机的使用安全。同时在发动机维修过程中需要对所有产生裂纹或掉块的分流环组合件进行更换，降低了工作效率，提高了经济成本。与此同时，在装配过程中存在手工抛修支臂12的过程，抛修过程无法严格把控，容易造成无法挽救的后果，导致零件报废，提高了经济成本，降低了工作效率。
发明内容
本申请的目的是提供了一种中介机匣分流环阻尼减震结构及具有其的航空发动机，以解决背景技术中的至少一个问题。
本申请的技术方案是：一种中介机匣分流环阻尼减震结构，其包括分流环、阻尼减震层和中介机匣，其中，所述中介机匣具有支臂，所述分流环搭接在所述支臂上，且所述分流环与支臂之间具有间隙，所述阻尼减震层相对固定在所述分流环的内表面，且所述阻尼减震层设置在所述间隙内。
在本申请一实施方式中，所述阻尼减震层包括橡胶、塑料或泡沫中的至少一种材料构成。
在本申请一实施方式中，所述阻尼减震层固定在所述分流环内表面的方式包括粘接或固化。
在本申请一实施方式中，所述分流环包括V型件、安装边和加强筋，所述加强筋设置在所述V型件的内侧，用于支撑所述V型件的分流面，所述安装边固定在所述V型件的端部。
在本申请一实施方式中，所述V型件为钣金件。
本申请还提供了一种航空发动机，其特征在于，所述航空发动机包括如上任一所述的中介机匣分流环阻尼减震结构。
本申请的中介机匣分流环阻尼减震结构所能够解决的问题有：
1)不需对中介机匣支臂进行手工抛修，避免人为因素造成零件报废，零件加工过程更加可控，提升效率，避免零件报废带来的经济成本；
2)充分保证支臂与分流环的搭接部位所有区域存在阻尼减振橡层，避免由于装配干涉产生的装配应力，并且能够降低分流环在使用过程中产生的振动应力，避免分流环产生裂纹或掉块，打伤压气机叶片，影响发动机的使用安全，有效提升发动机使用安全性；
3)降低了发动机维修过程中分流环的更换率，降低经济成本。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为现有技术中未安装分流环的航空发动机中介机匣结构示意图。
图2为现有技术中安装分流环的航空发动机中介机匣结构示意图。
图3为现有技术中分流环结构剖面图。
图4为现有技术中分流环与配合面的剖面图。
图5为本申请中分流环与支臂的配合面的剖面图。
图6为本申请中分流环与支臂的分离示意图。
现有技术附图标记：
10-航空发动机中介机匣结构，11-中介机匣，12-支臂，13-配合面， 14-外涵道，15-内涵道，16-分流环，161-V型件，162-加强筋，163-安装边。
本申请的附图标记：
21-分流环，22-阻尼减震层，23-支臂，24-搭接面。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
为了克服现有技术中中介机匣的支臂与分流环在装配后，容易出现分流环应力集中，进而出现掉块影响安全的问题，本申请提出一种中介机匣的支臂与分流环在搭接部的阻尼减振结构，避免分流环在使用过程中产生裂纹。
本申请中，通过在中介机匣的支臂23与分流环21的搭接部设置阻尼减振层，避免手工抛修中介机匣的支臂23存在精度不达标导致的零件报废，避免支臂23与分流环21之间存在装配干涉导致的应力集中，降低分流环21在使用过程中的振动应力及使用过程中裂纹的产生。
如图5和图6所示，本申请的中介机匣分流环阻尼减震结构具体包括分流环21、阻尼减震层22和中介机匣，其中，中介机匣具有支臂23，支臂23上具有搭接面24，分流环21搭接在支臂23的搭接面24上，且分流环 21的内表面与支臂23上的搭接面24之间具有间隙，阻尼减震层22相对固定在分流环21的内表面，且阻尼减震层22设置在间隙内。
需要说明的是，分流环21与支臂23之间的间隙在考虑铸造工艺对支臂23的影响和钣金成型工艺及焊接工艺对分流环21的影响，同时充分考虑不同加工工艺对分流环21和支臂23最终结构尺寸的影响下，调整支臂 23的尺寸，降低支臂23的型面外廓，即搭接面24的外形，以此来保证分流环21和支臂23之间在有足够的间隙，避免装配干涉带来的装配应力。
在本申请中，阻尼减震层22包括橡胶、塑料或泡沫中的至少一种材料构成。优选的，阻尼减震层22采用橡胶材料制成。
在本申请中，在装配过程中，阻尼减震层22先固定到分流环21的内表面，之后再将分流环21和支臂23的搭接面24配合安装。其中，在阻尼减震层22采用橡胶材料制成的情况下，阻尼减震橡胶可以采用固化的方式固定到分流环21的内表面；在阻尼减震层22采用塑料或泡沫材料制成的情况下，阻尼减震塑料或泡沫可以采用粘接的方式固定到分流环21的内表面。
需要说明的是，分流环21上的阻尼减震层22占据全部内表面的全部面积，但更优选的是，阻尼减震层22占据的内表面的面积与其配合的搭接面22的面积相适配即可。
在本申请中，分流环21包括V型件、安装边和加强筋，加强筋设置在 V型件的内侧，用于支撑V型件的分流面，安装边固定在V型件的端部。
其中，V型件为钣金件。
此外，本申请还有提供一种航空发动机，航空发动机包括上述的中介机匣分流环阻尼减震结构。
本申请的中介机匣分流环阻尼减震结构所能够解决的问题有：
1)不需对中介机匣支臂进行手工抛修，避免人为因素造成零件报废，零件加工过程更加可控，提升效率，避免零件报废带来的经济成本；
2)充分保证支臂与分流环的搭接部位所有区域存在阻尼减振橡层，避免由于装配干涉产生的装配应力，并且能够降低分流环在使用过程中产生的振动应力，避免分流环产生裂纹或掉块，打伤压气机叶片，影响发动机的使用安全，有效提升发动机使用安全性；
3)降低了发动机维修过程中分流环的更换率，降低经济成本。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (6)
1.一种中介机匣分流环阻尼减震结构，其特征在于，包括分流环(21)、阻尼减震层(22)和中介机匣，其中，所述中介机匣具有支臂(23)，所述分流环(21)搭接在所述支臂(23)上，且所述分流环(21)与支臂(23)之间具有间隙，所述阻尼减震层(22)相对固定在所述分流环(21)的内表面，且所述阻尼减震层(22)设置在所述间隙内。
2.如权利要求1所述的中介机匣分流环阻尼减震结构，其特征在于，所述阻尼减震层包括橡胶、塑料或泡沫中的至少一种材料构成。
3.如权利要求1或2所述的中介机匣分流环阻尼减震结构，其特征在于，所述阻尼减震层(22)固定在所述分流环(21)内表面的方式包括粘接或固化。
4.如权利要求1或2所述的中介机匣分流环阻尼减震结构，其特征在于，所述分流环(21)包括V型件、安装边和加强筋，所述加强筋设置在所述V型件的内侧，用于支撑所述V型件的分流面，所述安装边固定在所述V型件的端部。
5.如权利要求4所述的中介机匣分流环阻尼减震结构，其特征在于，所述V型件为钣金件。
6.一种航空发动机，其特征在于，所述航空发动机包括如权利要求1至5任一所述的中介机匣分流环阻尼减震结构。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201920686389.8U CN210152735U (zh) | 2019-05-14 | 2019-05-14 | 一种中介机匣分流环阻尼减震结构及具有其的航空发动机 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201920686389.8U CN210152735U (zh) | 2019-05-14 | 2019-05-14 | 一种中介机匣分流环阻尼减震结构及具有其的航空发动机 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN210152735U true CN210152735U (zh) | 2020-03-17 |
Family
ID=69759022
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201920686389.8U Active CN210152735U (zh) | 2019-05-14 | 2019-05-14 | 一种中介机匣分流环阻尼减震结构及具有其的航空发动机 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN210152735U (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115095548A (zh) * | 2022-07-27 | 2022-09-23 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机压气机机匣内转子叶片抑振结构 |
-
2019
- 2019-05-14 CN CN201920686389.8U patent/CN210152735U/zh active Active
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115095548A (zh) * | 2022-07-27 | 2022-09-23 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机压气机机匣内转子叶片抑振结构 |
| CN115095548B (zh) * | 2022-07-27 | 2022-11-22 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机压气机机匣内转子叶片抑振结构 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP1138431B2 (en) | Method of repairing an airfoil | |
| CN102116175B (zh) | 用于冲击区域增强的系统 | |
| US9453418B2 (en) | Hollow airfoil with composite cover and foam filler | |
| US7980813B2 (en) | Fan outlet guide vane shroud insert repair | |
| CN210152735U (zh) | 一种中介机匣分流环阻尼减震结构及具有其的航空发动机 | |
| CN105173109A (zh) | 一种蜂窝夹层结构修理方法 | |
| CN105269277A (zh) | 一种航空发动机压气机圆弧齿榫头叶片加工方法 | |
| EP2339117B1 (en) | Consumable collar for linear friction welding of blade replacement for damaged integrally blades rotors | |
| EP2039882B1 (en) | Methods for performing gas turbine engine casing repairs | |
| US20100129651A1 (en) | Hybrid component for a gas-turbine engine | |
| CN102762336B (zh) | 一种修理壳体凸缘的方法 | |
| US20190195085A1 (en) | Anterior part of a nacelle of an aircraft propulsion unit having a shock absorbing element | |
| TW201427795A (zh) | 設定渦輪機轉子葉片之預定徑向間隙寬度的方法及裝置 | |
| CN106048597A (zh) | 修复大型风扇机匣焊接组件静子叶片损伤面的方法 | |
| CN107427937B (zh) | 用于加工涡轮发动机壳体凹槽的工装 | |
| CN103911924A (zh) | 钢轨打磨车打磨单元 | |
| CN110592520A (zh) | 航空发动机压气机叶片凸台再制造修复方法 | |
| US20140086678A1 (en) | Assembly for an aircraft nacelle | |
| EP2711556A2 (en) | An engine casing assembly | |
| US20130216391A1 (en) | Method for the production of a one-piece rotor area and one-piece rotor area | |
| CN107627073A (zh) | 一种静子叶片的修理方法 | |
| CN103934627A (zh) | Mb多线切割机导轮的修复方法 | |
| CN206780200U (zh) | 一种分区工作全自动喷砂设备 | |
| CN110270890A (zh) | 一种飞机蒙皮打磨方法 | |
| US20150026944A1 (en) | Method for repairing a receiving hook for guide vanes |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |