CN212251496U - 航空发动机的管路封严结构和航空发动机 - Google Patents

Abstract

本公开涉及一种航空发动机的管路封严结构和航空发动机。其中航空发动机的管路封严结构包括：封严槽，设置在待封严的管路上，为环形燕尾槽；封严圈，安装在封严槽内；以及封严安装座，安装在封严圈的外侧。通过将封严槽设计成环形燕尾槽的结构形式，使得封严圈可靠地安装在封严槽内，便于装配且有效保证封严可靠性，具有较高的可实施性。

Description

航空发动机的管路封严结构和航空发动机

技术领域

本公开涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种航空发动机的管路封严结构和航空发动机。

背景技术

航空发动机的管路，如轴承腔连通的供油管，回油管，通风管等，在穿过机匣等连接机构时，为防止冷气沿管路外壁与机匣孔发生泄漏，需要在与机匣的交界面上进行密封，以满足封严要求。高温部件，冷却气的温度也比较高，通常在200℃-400℃，无法采用橡胶作为密封材料。另外高温管路热变形较大且管路加工精度一般不高，因此封严结构需要具备热补偿和安装补偿的能力。

相关技术中使用的封严结构通常是在管路外壁装一圈可压缩的封严圈，如石墨等，沿管路延伸方向设置压紧装置，通过封严圈变形填满间隙，起到封严作用。该封严结构需要多层压紧，结构较为复杂，同时石墨为消耗件，无法重复利用。

实用新型内容

经发明人研究发现，相关技术中的封严结构存在结构复杂，无法重复利用的问题。

有鉴于此，本公开实施例提供一种航空发动机的管路封严结构和航空发动机，便于装配，可重复利用。

本公开的一些实施例提供了一种航空发动机的管路封严结构，包括：

封严槽，设置在待封严的管路上，为环形燕尾槽；

封严圈，安装在封严槽内；以及

封严安装座，安装在封严圈的外侧。

在一些实施例中，封严槽在沿着其周向向内的方向上呈渐扩结构。

在一些实施例中，封严圈呈半圆形且其数量为两个。

在一些实施例中，封严圈与封严槽的入口端呈过盈配合，封严圈与封严槽的底部呈间隙配合。

在一些实施例中，封严圈的内环面和外环面分别为圆柱面和弧形柱面。

在一些实施例中，封严安装座的横截面呈类L型。

在一些实施例中，封严安装座的固定孔被配置为跑道形孔。

在一些实施例中，封严槽、封严圈以及封严安装座均由金属材料制成。

本公开的一些实施例提供了一种航空发动机，包括前述航空发动机的管路封严结构。

因此，根据本公开实施例，通过将封严槽设计成环形燕尾槽的结构形式，使得封严圈可靠地安装在封严槽内，便于装配且有效保证封严可靠性，具有较高的可实施性。

附图说明

构成说明书的一部分的附图描述了本公开的实施例，并且连同说明书一起用于解释本公开的原理。

参照附图，根据下面的详细描述，可以更加清楚地理解本公开，其中：

图1是本公开航空发动机的管路封严结构的一些实施例的结构示意图；

图2是图1中画圈部分的结构放大图；

图3是本公开航空发动机的管路封严结构的一些实施例中封严槽的结构示意图

图4是本公开航空发动机的管路封严结构的一些实施例中封严圈的结构示意图；

图5是本公开航空发动机的管路封严结构的一些实施例中封严圈的剖面结构图。

附图标记说明

1、机匣内环；2、机匣外环；3、支板；4、封严槽；5、封严圈；6、封严安装座；7、管路。

具体实施方式

现在将参照附图来详细描述本公开的各种示例性实施例。对示例性实施例的描述仅仅是说明性的，决不作为对本公开及其应用或使用的任何限制。本公开可以以许多不同的形式实现，不限于这里的实施例。提供这些实施例是为了使本公开透彻且完整，并且向本领域技术人员充分表达本公开的范围。应注意到：除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、材料的组分、数字表达式和数值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。

本公开中使用的“第一”、“第二”以及类似的词语并不表示任何顺序、数量或者重要性，而只是用来区分不同的部分。“包括”或者“包含”等类似的词语意指在该词前的要素涵盖在该词后列举的要素，并不排除也涵盖其他要素的可能。“上”、“下”、“左”、“右”等仅用于表示相对位置关系，当被描述对象的绝对位置改变后，则该相对位置关系也可能相应地改变。

在本公开中，当描述到特定器件位于第一器件和第二器件之间时，在该特定器件与第一器件或第二器件之间可以存在居间器件，也可以不存在居间器件。当描述到特定器件连接其它器件时，该特定器件可以与其它器件直接连接而不具有居间器件，也可以不与其它器件直接连接而具有居间器件。

本公开使用的所有术语与本公开所属领域的普通技术人员理解的含义相同，除非另外特别定义。还应当理解，在诸如通用字典中定义的术语应当被解释为具有与它们在相关技术的上下文中的含义相一致的含义，而不应用理想化或极度形式化的意义来解释，除非这里明确地这样定义。

对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，技术、方法和设备应当被视为说明书的一部分。

如图1所示，机匣由由机匣内环1、机匣外环2和沿径向分布的数个支板3构成。每个支板3内部设置空腔，允许管路7穿过。管路7在穿过机匣内环1和机匣外环2时，受装配性及加工误差影响，不可避免存在间隙，因而需要设置封严结构。如图1和图2所示，本公开的一些实施例提供的航空发动机的管路封严结构安装在机匣内，其包括：封严槽4、封严圈5以及封严安装座6，封严槽4设置在待封严的管路7上，为环形燕尾槽；封严圈5安装在封严槽4内，封严安装座6安装在封严圈5的外侧。

在该实施例中，如图1～图3所示，通过将封严槽4设计成环形燕尾槽的结构形式，在装配时起到固定封严件的作用，使得封严圈5可靠地卡入并安装在封严槽4内，便于装配且有效保证封严可靠性，具有较高的可实施性。其中，在一些实施例中，封严槽4、封严圈5以及封严安装座6均由金属材料制成，便于加工及装配，可满足温度较高条件下可靠工作，其具备热补偿和安装补偿的能力，能够有效地进行封严。

如图2和图3所示，在一些实施例中，封严槽4在沿着其周向向内的方向上呈渐扩结构，以便于封严圈5可靠地卡入并安装在封严槽4内，防止封严圈5脱落，提高封严可靠性。

如图4所示，在一些实施例中，封严圈5呈半圆形且其数量为两个，使得两个封严圈5环设在封严槽4，保证密封可靠性。而且两个封严圈5能够易于拆卸，具有较高的可实施性。

在加工过程中，两个半圆形封严圈5可由一个跑道形整环零件沿平直段切分而成，这种方法加工简单，比整圆切割省料。

由于对半的封严圈5装配时无法固定，容易滑落，在一些实施例中，如图2所示，封严圈5与封严槽4的入口端呈过盈配合，从而保证端面密封，可以提前将封严圈固定在封严槽4内，便于装配。封严圈5与封严槽4的底部呈间隙配合，可减少装配困难。

为提高封严性能，在一些实施例中，如图5所示，封严圈5的内环面和外环面分别为圆柱面和弧形柱面，封严圈5的内环面采用圆柱面，确保与封严槽4的接触密封可靠性，封严圈5外环采用圆弧面，与封严安装座6的密封面构成线和面的接触，能够获得较好的封严效果。在一些实施例中，如图1和图2所示，封严安装座6的横截面呈类L型，确保与封严圈5的圆弧面构成可靠稳定的线面接触。

管路7在穿过多层机匣时，在封严处会形成多处约束。由于管路为细长薄壁零件，公差比较难控制，在多处约束的状态下，会导致管路装配困难。在一些实施例中，封严安装座6的固定孔被配置为跑道形孔，使得配合安装座的螺栓孔留有间隙，允许装配根据管路加工情况进行局部调整，防止产生较大装配应力。

本公开的一些实施例提供了一种航空发动机，包括前述航空发动机的管路封严结构。采用本公开实施例的航空发动机的管路封严结构，具有便于装配且有效保证封严可靠性的优点。

至此，已经详细描述了本公开的各实施例。为了避免遮蔽本公开的构思，没有描述本领域所公知的一些细节。本领域技术人员根据上面的描述，完全可以明白如何实施这里公开的技术方案。

虽然已经通过示例对本公开的一些特定实施例进行了详细说明，但是本领域的技术人员应该理解，以上示例仅是为了进行说明，而不是为了限制本公开的范围。本领域的技术人员应该理解，可在不脱离本公开的范围和精神的情况下，对以上实施例进行修改或者对部分技术特征进行等同替换。本公开的范围由所附权利要求来限定。

Claims (9)

1.一种航空发动机的管路封严结构，其特征在于，包括：

封严槽(4)，设置在待封严的管路(7)上，为环形燕尾槽；

封严圈(5)，安装在所述封严槽(4)内；以及

封严安装座(6)，安装在所述封严圈(5)的外侧。

2.根据权利要求1所述的航空发动机的管路封严结构，其特征在于，所述封严槽(4)在沿着其周向向内的方向上呈渐扩结构。

3.根据权利要求1所述的航空发动机的管路封严结构，其特征在于，所述封严圈(5)呈半圆形且其数量为两个。

4.根据权利要求1所述的航空发动机的管路封严结构，其特征在于，所述封严圈(5)与所述封严槽(4)的入口端呈过盈配合，所述封严圈(5)与所述封严槽(4)的底部呈间隙配合。

5.根据权利要求1所述的航空发动机的管路封严结构，其特征在于，所述封严圈(5)的内环面和外环面分别为圆柱面和弧形柱面。

6.根据权利要求1所述的航空发动机的管路封严结构，其特征在于，所述封严安装座(6)的横截面呈类L型。

7.根据权利要求6所述的航空发动机的管路封严结构，其特征在于，所述封严安装座(6)的固定孔被配置为跑道形孔。

8.根据权利要求1所述的航空发动机的管路封严结构，其特征在于，所述封严槽(4)、所述封严圈(5)以及所述封严安装座(6)均由金属材料制成。

9.一种航空发动机，其特征在于，包括权利要求1～8任一所述的航空发动机的管路封严结构。

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