一种航空发动机进气机匣上防冰引气结构的制作方法

1.本技术属于航空发动机进气机匣上防冰引气结构设计技术领域，具体涉及一种航空发动机进气机匣上防冰引气结构。


背景技术：

2.航空发动机前端设置进气机匣作为主承力结构，其内设置支板环，在进气机匣与支板环之间沿周向设置多个支板进行支撑，支板头自进气机匣上的型孔伸出，进行固定。
3.为了对进气机匣内支板进行防冰，设计各个支板为中空结构，且在支板头上开设防冰进气孔，以及在支板壁面开设防冰排气孔，以及在进气机匣上设置集气罩，集气罩呈环形，环绕在进气机匣外周，与进气机匣之间形成环形集气腔，环形集气腔与各个防冰进气孔连通，集气罩上开设防冰引气孔，在航空发动机工作时，可通过防冰引气孔向环形集气腔内引入防冰气，防冰气通过各个防冰进气孔进入到各个支板内，其后通过各个支板壁面上的防冰排气孔排出，实现对各个支板的防冰效果。
4.当前，为了便于装配，设计集气罩由多个弧形块焊接而成，且是通过焊接直接连接在进气机匣上，该种技术方案的实施存在以下缺陷：
5.1)集气罩、进气机匣上存在大量的焊缝，在焊接过程中，易发生较大程度的变形，对进气机匣承力结构造成不利影响；
6.2)集气罩与进气机匣焊接为一体，进气罩发生损伤时，不能够对部件进行单独更换，可维护性差。
7.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
8.需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本技术的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本技术的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本技术的新颖性和创造性。


技术实现要素：

9.本技术的目的是提供一种航空发动机进气机匣上防冰引气结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
10.本技术的技术方案是：
11.一种航空发动机进气机匣上防冰引气结构，包括：
12.支撑环，套设在进气机匣外周，前端内部具有环形止动凸出，后端具有多个支撑凸出；
13.环形止动凸出抵靠在进气机匣前端；
14.每个支撑凸台对应通过螺钉连接在一个支板的支板头上，其上具有防冰通气孔，与对应支板头上的防冰进气孔连通；
15.航空发动机进气机匣上防冰引气结构，还包括：
16.集气罩，呈环形，两端边缘焊接在支撑环外侧，与支撑环之间形成环形集气腔，其
上具有防冰引气孔；
17.环形集气腔与防冰引气孔连通，以及与各个防冰通气孔连通。
18.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机进气机匣上防冰引气结构中，支撑环前端外壁具有环形加强安装边。
19.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机进气机匣上防冰引气结构中，支撑环外壁凹陷，形成环形凹槽，构成环形集气腔。
20.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机进气机匣上防冰引气结构中，各个支板头上具有连接凸台；
21.每个支撑凸出与对应连接凸台之间通过两个螺钉进行连接。
22.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机进气机匣上防冰引气结构中，还包括：
23.引气座，焊接在防冰引气孔中，其上具有防冰气源连通孔；
24.防冰气源连通孔与环形集气腔连通。
25.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机进气机匣上防冰引气结构中，还包括：
26.多个密封垫，每个密封垫对应垫在一个支撑凸台、支板头之间。
附图说明
27.图1是本技术实施例提供的航空发动机进气机匣上防冰引气结构的示意图；
28.图2是本技术实施例提供的航空发动机进气机匣上防冰引气结构局部剖视图；
29.其中：
30.1-支撑环；2-进气机匣；3-支板；4-集气罩；5-引气座；6-密封垫。
31.为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本技术的限制。
具体实施方式
32.为使本技术的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本技术的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
33.此外，除非另有定义，本技术描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本技术所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本技术描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本技术的限制。本技术描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本技术描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存
在至少一个。本技术描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
34.此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本技术的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本技术中的具体含义。
35.下面结合附图1至图2对本技术做进一步详细说明。
36.一种航空发动机进气机匣上防冰引气结构，包括：
37.支撑环1，套设在进气机匣2外周，前端内部具有环形止动凸出，后端具有多个支撑凸出；
38.环形止动凸出抵靠在进气机匣2前端；
39.每个支撑凸台对应通过螺钉连接在一个支板3的支板头上，其上具有防冰通气孔，与对应支板头上的防冰进气孔连通；
40.航空发动机进气机匣上防冰引气结构，还包括：
41.集气罩4，呈环形，两端边缘焊接在支撑环1外侧，与支撑环之间形成环形集气腔，其上具有防冰引气孔；
42.环形集气腔与防冰引气孔连通，以及与各个防冰通气孔连通。
43.上述实施例公开的航空发动机进气机匣上防冰引气结构，在航空发动机工作时，可通过防冰引气孔向环形集气腔内引入防冰气，防冰气通过各个防冰通气孔及其防冰进气孔进入到各个支板3内，其后通过各个支板3壁面上的防冰排气孔排出，实现对各个支板3的防冰效果。
44.上述实施例公开的航空发动机进气机匣上防冰引气结构中，其设计以集气罩4焊接在支撑环1上，支撑环1以后端的多个支撑凸台与各个支板头利用螺钉进行紧固连接，以装配式固定集气罩4，使集气罩4不再直接焊接在进气机匣2上，以此避免焊缝较多的工艺缺陷，且在集气罩4发生损伤时，可将各个螺钉拧松，将集气罩4连同支撑环1一并自进气机匣2上取下，维修后，再以螺钉紧固连接到机匣2上，可维护及其更换性好，此外，支撑环1通过前端内部的环形止动凸出抵靠在进气机匣2前端，以止口进行定位，并能够增加结构整体的稳定性。
45.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进气机匣上防冰引气结构中，支撑环1前端外壁具有环形加强安装边，一方面可增强结构的稳定性，另一方面可取代进气机匣2前端原有的环形安装边，进行机匣的转配，此外，在设计时，可将环形加强安装边与集气罩4之间保留一定的间隙，以便与集气罩4在支撑1上的焊接连接。
46.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进气机匣上防冰引气结构中，支撑环1外壁凹陷，形成环形凹槽，构成环形集气腔。
47.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进气机匣上防冰引气结构中，各个支板头上具有连接凸台；
48.每个支撑凸出与对应连接凸台之间通过两个螺钉进行连接。
49.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进气机匣上防冰引气结构中，还包括：
50.引气座5，焊接在防冰引气孔中，其上具有防冰气源连通孔；
51.防冰气源连通孔与环形集气腔连通，在航空发动机工作时，可通过防冰气源连通孔向环形集气腔内引入防冰气。
52.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进气机匣上防冰引气结构中，还包括：
53.多个密封垫6，每个密封垫6对应垫在一个支撑凸台、连接凸台之间，以增强其间的密封效果。
54.说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
55.至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本技术的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本技术的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本技术的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本技术的保护范围之内。

技术特征：
1.一种航空发动机进气机匣上防冰引气结构，其特征在于，包括：支撑环(1)，套设在进气机匣(2)外周，前端内部具有环形止动凸出，后端具有多个支撑凸出；环形止动凸出抵靠在进气机匣(2)前端；每个支撑凸台对应通过螺钉连接在一个支板(3)的支板头上，其上具有防冰通气孔，与对应支板头上的防冰进气孔连通；所述航空发动机进气机匣上防冰引气结构，还包括：集气罩(4)，呈环形，两端边缘焊接在支撑环(1)外侧，与支撑环之间形成环形集气腔，其上具有防冰引气孔；环形集气腔与防冰引气孔连通，以及与各个防冰通气孔连通。2.根据权利要求1所述的航空发动机进气机匣上防冰引气结构，其特征在于，支撑环(1)前端外壁具有环形加强安装边。3.根据权利要求1所述的航空发动机进气机匣上防冰引气结构，其特征在于，支撑环(1)外壁凹陷，形成环形凹槽，构成环形集气腔。4.根据权利要求1所述的航空发动机进气机匣上防冰引气结构，其特征在于，各个支板头上具有连接凸台；每个支撑凸出与对应连接凸台之间通过两个螺钉进行连接。5.根据权利要求1所述的航空发动机进气机匣上防冰引气结构，其特征在于，还包括：引气座(5)，焊接在防冰引气孔中，其上具有防冰气源连通孔；防冰气源连通孔与环形集气腔连通。6.根据权利要求1所述的航空发动机进气机匣上防冰引气结构，其特征在于，还包括：多个密封垫(6)，每个密封垫(6)对应垫在一个支撑凸台、支板头之间。

技术总结
本申请属于航空发动机进气机匣上防冰引气结构设计技术领域，具体涉及一种航空发动机进气机匣上防冰引气结构，包括：支撑环，套设在进气机匣外周，前端内部具有环形止动凸出，后端具有多个支撑凸出；环形止动凸出抵靠在进气机匣前端；每个支撑凸台对应通过螺钉连接在一个支板的支板头上，其上具有防冰通气孔，与对应支板头上的防冰进气孔连通；航空发动机进气机匣上防冰引气结构，还包括：集气罩，呈环形，两端边缘焊接在支撑环外侧，与支撑环之间形成环形集气腔，其上具有防冰引气孔；环形集气腔与防冰引气孔连通，以及与各个防冰通气孔连通。通。通。


技术研发人员：魏雪莱 张成凯 苏里
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：2023.03.16
技术公布日：2023/6/28