一种航空发动机机匣与管路间密封结构的制作方法

1.本技术属于航空发动机机匣与管路间密封设计技术领域，具体涉及一种航空发动机机匣与管路间密封结构。


背景技术：

2.航空发动机中存在多处管路穿过机匣的结构，为了保证管路与机匣之间进行封严以及降低安装时产生的安装应力、航空发动机工作时产生的热应力，设计有相应的密封结构。
3.当前，航空发动机机匣与管路间密封结构，主要有以下两种形式：
4.1)整体球头与套筒密封座结构，如图1所示，依靠球头球面与套筒圆柱面间的小间隙配合实现机匣与管路之间的封严，具有角位移以及轴向位移补偿功能，但不具有横向位移补偿功能，且整体球头和套筒封严座对加工精度要求较高，存在一定的泄露，其间不具备减振结构，易发生磨损，在发生磨损后泄露会加剧；
5.2)对开式游动密封环与套筒密封座结构，如图2所示，依靠对开式游动密封环与套筒封严座、密封座间的小间隙配合实现机匣与管路之间的封严，具有横向位移、轴向位移角位移补偿功能，对开式游动密封环、套筒封严座、密封座对加工精度要求较高，存在一定的泄露，其间不具备减振结构，易发生磨损，在发生磨损后泄露会加剧。
6.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
7.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：

8.本技术的目的是提供一种航空发动机机匣与管路间密封结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
9.本技术的技术方案是：
10.一种航空发动机机匣与管路间密封结构，包括：
11.机匣，其上具有安装孔；
12.外侧支撑筒，一端自安装孔伸入到机匣中，该端内壁具有环形支撑凸出，另一端外壁具有环形安装边；环形安装边连接在机匣上；
13.内侧支撑筒，在外侧支撑筒内设置，与外侧支撑筒之间存在径向间隙，朝向环形支撑凸出的一端内壁具有环形限位凸出；
14.下部压接筒，在内侧支撑筒内设置，一端穿过环形限位凸出伸入到环形支撑凸出内，该端与环形支撑凸出之间存在径向间隙，另一端外壁具有下部环形压接凸出；
15.上部压接筒，一端伸入到内侧支撑筒内，该端外壁具有上部环形压接凸出；
16.压接环，套设在上部压接筒外周，位于外侧支撑筒内，与外侧支撑筒之间存在径向
间隙；
17.密封环，套设在上部压接筒外周，位于外侧支撑筒内，与外侧支撑筒之间存在径向间隙，与压接环之间形成环形密封槽；
18.密封圈，在环形密封槽中设置，位于上部压接筒外周；
19.安装环，套设在上部压接筒外周，与上部压接筒之间存在径向间隙，连接在机匣上，压紧密封环、压接环；
20.管路，贯穿安装环、上部压接筒、下部压接筒设置；
21.球头，套接在管路上，位于上部压接筒、下部压接筒之间，与上部压接筒、下部压接筒之间球面配合；
22.两个预紧弹簧，一个预紧弹簧套设在下部压接筒外周，两端抵靠在环形限位凸出、下部环形压接凸出之间，另一个预紧弹簧套设在上部压接筒外周，两端抵靠在上部环形压接凸出、压接环之间，使上部压接筒、下部压接筒压紧在球头上，以及将内侧支撑筒压紧在环形支撑凸出上，并使压接环与内侧支撑筒之间留有轴向间隙。
23.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机机匣与管路间密封结构中，环形安装边、安装环通过螺栓连接在机匣上。
24.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机机匣与管路间密封结构中，密封圈为c型金属密封圈。
25.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机机匣与管路间密封结构中，安装环上具有环形定位凸出，环形定位凸出卡入到外侧支撑筒具有环形安装边的一端内。
26.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机机匣与管路间密封结构中，管路、球头间焊接连接。
27.本技术至少存在以下有益技术效果：
28.提供一种航空发动机机匣与管路间密封结构，便于装配，具有减振效果，可减少结构间磨损，并进行磨损补偿，能够避免发生泄漏，且可进行轴向位移补偿、横向位移补偿以及角位移补偿，可降低对加工精度的要求，保证对管路与机匣之间的封严效果，降低安装时产生的安装应力、航空发动机工作时产生的热应力，可具有较高的使用寿命。
附图说明
29.图1是现有航空发动机机匣与管路间整体球头与套筒密封座密封结构的示意图；
30.图2是现有航空发动机机匣与管路间对开式游动密封环与套筒密封座密封结构的示意图；
31.图3是本技术实施例提供的航空发动机机匣与管路间密封结构的示意图；
32.图4是本技术实施例提供的航空发动机机匣与管路间密封结构的装配过程示意图；
33.图5是本技术实施例提供的航空发动机机匣与管路间密封结构进行横向向位移补偿的示意图；
34.图6是本技术实施例提供的航空发动机机匣与管路间密封结构进行轴向位移补偿的示意图；
35.图7是本技术实施例提供的航空发动机机匣与管路间密封结构进行角向位移补偿
的示意图；
36.其中：
37.1-管路；2-密封圈；3-安装环；4-螺栓；5-预紧弹簧；6-球头；7-内侧支撑筒；8-下部压接筒；9-上部压接筒；10-密封环；11-压接环；12-外侧支撑筒；13-机匣。
38.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
39.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。
40.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。
41.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。
42.下面结合附图1至图7对本技术做进一步详细说明。
43.一种航空发动机机匣与管路间密封结构，如图3所示，包括：
44.机匣13，其上具有安装孔；
45.外侧支撑筒12，一端自安装孔伸入到机匣13中，该端内壁具有环形支撑凸出，另一端外壁具有环形安装边；环形安装边连接在机匣13上；
46.内侧支撑筒7，在外侧支撑筒12内设置，与外侧支撑筒12之间存在径向间隙，朝向环形支撑凸出的一端内壁具有环形限位凸出；
47.下部压接筒8，在内侧支撑筒7内设置，一端穿过环形限位凸出伸入到环形支撑凸出内，该端与环形支撑凸出之间存在径向间隙，另一端外壁具有下部环形压接凸出；
48.上部压接筒9，一端伸入到内侧支撑筒7内，该端外壁具有上部环形压接凸出；
49.压接环11，套设在上部压接筒9外周，位于外侧支撑筒12内，与外侧支撑筒12之间存在径向间隙；
50.密封环10，套设在上部压接筒9外周，位于外侧支撑筒12内，与外侧支撑筒12之间存在径向间隙，与压接环11之间形成环形密封槽；
51.密封圈2，在环形密封槽中设置，位于上部压接筒9外周；
52.安装环3，套设在上部压接筒9外周，与上部压接筒9之间存在径向间隙，连接在机匣13上，压紧密封环10、压接环11；
53.管路1，贯穿安装环3、上部压接筒9、下部压接筒8设置；
54.球头6，套接在管路1上，位于上部压接筒9、下部压接筒8之间，与上部压接筒9、下部压接筒8之间球面配合；
55.两个预紧弹簧5，一个预紧弹簧5套设在下部压接筒8外周，两端抵靠在环形限位凸出、下部环形压接凸出之间，另一个预紧弹簧5套设在上部压接筒9外周，两端抵靠在上部环形压接凸出、压接环11之间，使上部压接筒9、下部压接筒8压紧在球头6上，以及将内侧支撑筒7压紧在环形支撑凸出上，并使压接环11与内侧支撑筒7之间留有轴向间隙。
56.上述实施例公开的航空发动机机匣与管路间密封结构装配方便，具体的装配过程，可参见图4，其设计以外侧支撑筒12进行支撑，以安装环3进行压紧，使外侧支撑筒12、安装环3与内侧支撑筒7、压接环11、密封环10在轴向上密封接触，以此可避免发生泄漏，且是在下部压接筒8上下部环形压接凸出与内侧支撑筒7上环形限位凸出间、上部压接筒9上上部环形压接凸出与压接环11之间以预紧弹簧5进行预紧，预紧弹簧5能够具有减振效果，并使压接环11与内侧支撑筒7之间留有轴向间隙，可减少结构间磨损，以及能够进行磨损补偿，保证结构的密封性能，且可进行轴向位移补偿，如图5所示。
57.上述实施例公开的航空发动机机匣与管路间密封结构中，设计多处在径向上存在径向间隙，包括内侧支撑筒7与外侧支撑筒12之间、压接环11与外侧支撑筒12之间、密封环10与外侧支撑筒12之间、安装环3与上部压接筒9之间等，可进行横向的位移补偿，如图6所示。
58.上述实施例公开的航空发动机机匣与管路间密封结构中，设计套接在管路1上的球头6与上部压接筒9、下部压接筒8间球面配合接触，且是利用两个预紧弹簧5的预紧力进行夹紧，可有效的进行角位移补偿。
59.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机机匣与管路间密封结构中，环形安装边、安装环3通过螺栓4连接在机匣13上。
60.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机机匣与管路间密封结构中，密封圈2为c型金属密封圈，具备耐高温、耐磨损的性能，且易滑动。
61.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机机匣与管路间密封结构中，安装环3上具有环形定位凸出，环形定位凸出卡入到外侧支撑筒12具有环形安装边的一端内，进行定心定位。
62.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机机匣与管路间密封结构中，管路1、球头6间焊接连接。
63.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。
64.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：
1.一种航空发动机机匣与管路间密封结构，其特征在于，包括：机匣(13)，其上具有安装孔；外侧支撑筒(12)，一端自安装孔伸入到机匣(13)中，该端内壁具有环形支撑凸出，另一端外壁具有环形安装边；环形安装边连接在机匣(13)上；内侧支撑筒(7)，在外侧支撑筒(12)内设置，与外侧支撑筒(12)之间存在径向间隙，朝向环形支撑凸出的一端内壁具有环形限位凸出；下部压接筒(8)，在内侧支撑筒(7)内设置，一端穿过环形限位凸出伸入到环形支撑凸出内，该端与环形支撑凸出之间存在径向间隙，另一端外壁具有下部环形压接凸出；上部压接筒(9)，一端伸入到内侧支撑筒(7)内，该端外壁具有上部环形压接凸出；压接环(11)，套设在上部压接筒(9)外周，位于外侧支撑筒(12)内，与外侧支撑筒(12)之间存在径向间隙；密封环(10)，套设在上部压接筒(9)外周，位于外侧支撑筒(12)内，与外侧支撑筒(12)之间存在径向间隙，与压接环(11)之间形成环形密封槽；密封圈(2)，在环形密封槽中设置，位于上部压接筒(9)外周；安装环(3)，套设在上部压接筒(9)外周，与上部压接筒(9)之间存在径向间隙，连接在机匣(13)上，压紧密封环(10)、压接环(11)；管路(1)，贯穿安装环(3)、上部压接筒(9)、下部压接筒(8)设置；球头(6)，套接在管路(1)上，位于上部压接筒(9)、下部压接筒(8)之间，与上部压接筒(9)、下部压接筒(8)之间球面配合；两个预紧弹簧(5)，一个预紧弹簧(5)套设在下部压接筒(8)外周，两端抵靠在环形限位凸出、下部环形压接凸出之间，另一个预紧弹簧(5)套设在上部压接筒(9)外周，两端抵靠在上部环形压接凸出、压接环(11)之间，使上部压接筒(9)、下部压接筒(8)压紧在球头(6)上，以及将内侧支撑筒(7)压紧在环形支撑凸出上，并使压接环(11)与内侧支撑筒(7)之间留有轴向间隙。2.根据权利要求1所述的航空发动机机匣与管路间密封结构，其特征在于，环形安装边、安装环(3)通过螺栓(4)连接在机匣(13)上。3.根据权利要求1所述的航空发动机机匣与管路间密封结构，其特征在于，密封圈(2)为c型金属密封圈。4.根据权利要求1所述的航空发动机机匣与管路间密封结构，其特征在于，安装环(3)上具有环形定位凸出，环形定位凸出卡入到外侧支撑筒(12)具有环形安装边的一端内。5.根据权利要求1所述的航空发动机机匣与管路间密封结构，其特征在于，管路(1)、球头(6)间焊接连接。

技术总结
申请属于航空发动机机匣与管路间密封设计技术领域，具体涉及一种航空发动机机匣与管路间密封结构，便于装配，具有减振效果，可减少结构间磨损，并进行磨损补偿，能够避免发生泄漏，且可进行轴向位移补偿、横向位移补偿以及角位移补偿，可降低对加工精度的要求，保证对管路与机匣之间的封严效果，降低安装时产生的安装应力、航空发动机工作时产生的热应力，可具有较高的使用寿命。具有较高的使用寿命。具有较高的使用寿命。


技术研发人员：王群 尚守堂 赵明 邓洪伟 杨胜男 王殿磊
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：2023.04.17
技术公布日：2023/7/6