一种功能结构一体化设计的航空发动机机匣的制作方法

1.本技术属于航空发动机设计领域，特别涉及一种功能结构一体化设计的航空发动机机匣。


背景技术：

2.高马赫数声速飞行器通常采用涡轮基发动机与冲压/火箭发动机组合的方式，高马赫数飞行状态涡轮发动机舱来流温度(300℃～600℃)远高于常规涡轮发动机附件的额定耐温能力，将常规涡轮发动机拓展应用于高马赫数飞行器时，面临非常突出的发动机附件热防护问题。
3.对航空发动机附件进行集中布置，以便于建立集中热防护的附件冷却系统，是为解决高超马赫飞机动力附件热防护问题所需的有效途径。该方法需要设置具有隔热功能的发动机机匣对附件进行热隔离防护，并在隔离腔内通冷却空气。该类发动机机匣既要能够隔热，又要能够承受压差等结构载荷，并且应该足够轻质，避免带来显著增重。
4.而为保证其具有足够的强度和刚度，一般实心机匣较为厚重，较难满足发动机的轻量化设计要求；同时涡轮基航空发动机机匣一般采用金属材料，导热系数高，不具备隔热能力；而简单增加石棉隔热层等方式将带来明显增重难以满足轻质高效能的飞行器需求，需要从材料、功能和结构一体化角度进行探索，寻求兼具结构承载能力和热防护功能的轻质机匣。


技术实现要素：

5.本技术的目的是提供了一种功能结构一体化设计的航空发动机机匣，以解决现有技术中的航空发动机机匣难以同时兼顾结构承载能力和热防护功能的问题。
6.本技术的技术方案是：一种功能结构一体化设计的航空发动机机匣，包括机匣内层、机匣外层和连接支板，所述机匣内层和机匣外层同轴设置，所述连接支板一体设于机匣外层的外侧壁上，所述连接支板共有多组并且多组连接支板交错设置并在间隔处形成隔热腔，所述隔热腔内填充有气凝胶模块，所述连接支板与机匣外层点焊连接。
7.优选地，所述连接支板包括环向筋、左斜筋和右斜筋，所述环向筋与机匣内层同轴设置，所述左斜筋和右斜筋的倾斜方向相反，所述左斜筋和右斜筋均有多组并且多组左斜筋和右斜筋相互交错设置，每组所述左斜筋和右斜筋均与环向筋一体连接，相邻所述左斜筋、右斜筋和环向筋之间形成三角形的隔热槽，所述隔热槽内填充气凝胶模块。
8.优选地，每组所述隔热槽内的气凝胶模块均有多组并且多组气凝胶模块拼接设置于隔热槽内，位于同一隔热槽内的气凝胶模块的截面形状为三角形、六边形、菱形或者不规则形状。
9.优选地，所述机匣外层与连接支板的点焊节点位于隔热腔的各顶点位置。
10.优选地，所述机匣外层和机匣内层均采用整铸或者3d打印制成。
11.优选地，所述隔热腔的截面形状为正三角形。
12.本技术的一种功能结构一体化设计的航空发动机机匣，包括机匣内层、机匣外层和连接支板；连接支板共有多组并且多组连接支板交错设置并在间隔处形成隔热腔，隔热腔内填充有气凝胶模块；航空发动机附件位于机匣内层的内侧，连接支板与气凝胶模块配合形成芯片层，用于同时起到支撑和隔热的作用，以实现功能结构的一体化；连接支板、机匣外层和机匣内层均为金属结构，连接支板通过交错连接于机匣外层和机匣内层之间，实现三层的结构一体化和内外层的载荷传递/分配，整体实现较为稳定的面外载荷承载能力；定制化的气凝胶模块造价更为低廉，便于批量生产，以满足低成本设计要求。
附图说明
13.为了更清楚地说明本技术提供的技术方案，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技术的一些实施例。
14.图1为本技术机匣截面结构示意图；
15.图2为本技术机匣内层展开结构示意图；
16.图3为本技术点焊位置结构示意图。
17.1、气凝胶模块；2、机匣内层；3、机匣外层；4、环向筋；5、左斜筋；6、右斜筋。
具体实施方式
18.为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
19.一种功能结构一体化设计的航空发动机机匣，如图1-2所示，包括机匣内层2、机匣外层3和连接支板，机匣内层2和机匣外层3均为整环结构，机匣内层2和机匣外层3同轴设置，连接支板一体设于机匣外层3的外侧壁上，连接支板共有多组并且多组连接支板交错设置并在间隔处形成隔热腔，隔热腔内填充有气凝胶模块1，连接支板与机匣外层3点焊连接。
20.航空发动机附件位于机匣内层2的内侧，连接支板与气凝胶模块1配合形成芯片层，用于同时起到支撑和隔热的作用，以实现功能结构的一体化。
21.气凝胶模块1全部由气凝胶组成，其形状根据实际需求进行订制，气凝胶是高度空心化的固体形态物，可实现极小的密度。一般密度为3kg/m3，空心率可达90％以上，能够满足机匣轻质的要求。
22.气凝胶内部90％以上都是空气，因此其导热率和折射率极低，能够满足机匣的有效隔热要求，便于建立附件冷却系统。
23.连接支板、机匣外层3和机匣内层2均为金属结构，连接支板通过交错连接于机匣外层3和机匣内层2之间，实现三层的结构一体化和内外层的载荷传递/分配，整体实现较为稳定的面外载荷承载能力。
24.同时该结构更为经济实惠，能够根据实际需要，进行定制化填充设计，保证材料利用率。定制化的气凝胶模块1造价更为低廉，便于批量生产，以满足低成本设计要求。
25.因此本技术的设计能够同时满足稳定支撑、隔热、轻质化、造价低、便于批量生产的特点，使用范围较广。
26.优选地，连接支板包括环向筋4、左斜筋5和右斜筋6，环向筋4与机匣内层2同轴设置，左斜筋5和右斜筋6的倾斜方向相反，左斜筋5和右斜筋6均有多组并且多组左斜筋5和右
斜筋6相互交错设置，每组左斜筋5和右斜筋6均与环向筋4一体连接，相邻左斜筋5、右斜筋6和环向筋4之间形成三角形的隔热槽，隔热槽内填充气凝胶模块1。通过设置左斜筋5、右斜筋6和环向筋4的一体化设计，形成了多个交错排列的三角形矩阵结构，对任意方向的载荷均具有较强的支撑能力。
27.优选地，每组隔热槽内的气凝胶模块1均有多组并且多组气凝胶模块1拼接设置于隔热槽内，位于同一隔热槽内的气凝胶模块1的截面形状为三角形、六边形、菱形或者不规则形状。一体的复杂截面形状不利于装配，稍有制造偏差则机匣无法安装，拼接结构相对较为灵活，能够利用拼接缝隙补偿装配偏差。不同截面形状的气凝胶模块1能够根据复杂的航空发动机机匣的空间截面进行适应性选择，使用灵活。
28.结合图3，优选地，机匣外层3与连接支板的点焊节点位于隔热腔的各顶点位置。在焊接时，先将机匣外层3套设于连接支板的外侧，而后从机匣外层3外侧向内对隔热腔的各顶点位置进行焊接，能够保证焊接的质量与效率。
29.优选地，机匣外层3和机匣内层2均采用整铸或者3d打印制成，保证制造的效率。
30.优选地，隔热腔的截面形状为正三角形，该截面形状下具有最为稳定的承载能力，当然隔热腔的截面形状不限于正三角形，等腰三角形等截面形状也在本技术的设计范围内。
31.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术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技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

技术特征：
1.一种功能结构一体化设计的航空发动机机匣，其特征在于：包括机匣内层(2)、机匣外层(3)和连接支板，所述机匣内层(2)和机匣外层(3)同轴设置，所述连接支板一体设于机匣外层(3)的外侧壁上，所述连接支板共有多组并且多组连接支板交错设置并在间隔处形成隔热腔，所述隔热腔内填充有气凝胶模块(1)，所述连接支板与机匣外层(3)点焊连接。2.如权利要求1所述的功能结构一体化设计的航空发动机机匣，其特征在于：所述连接支板包括环向筋(4)、左斜筋(5)和右斜筋(6)，所述环向筋(4)与机匣内层(2)同轴设置，所述左斜筋(5)和右斜筋(6)的倾斜方向相反，所述左斜筋(5)和右斜筋(6)均有多组并且多组左斜筋(5)和右斜筋(6)相互交错设置，每组所述左斜筋(5)和右斜筋(6)均与环向筋(4)一体连接，相邻所述左斜筋(5)、右斜筋(6)和环向筋(4)之间形成三角形的隔热槽，所述隔热槽内填充气凝胶模块(1)。3.如权利要求2所述的功能结构一体化设计的航空发动机机匣，其特征在于：每组所述隔热槽内的气凝胶模块(1)均有多组并且多组气凝胶模块(1)拼接设置于隔热槽内，位于同一隔热槽内的气凝胶模块(1)的截面形状为三角形、六边形、菱形或者不规则形状。4.如权利要求1所述的功能结构一体化设计的航空发动机机匣，其特征在于：所述机匣外层(3)与连接支板的点焊节点位于隔热腔的各顶点位置。5.如权利要求1所述的功能结构一体化设计的航空发动机机匣，其特征在于：所述机匣外层(3)和机匣内层(2)均采用整铸或者3d打印制成。6.如权利要求1所述的功能结构一体化设计的航空发动机机匣，其特征在于：所述隔热腔的截面形状为正三角形。

技术总结
本申请属于航空发动机设计领域，为一种功能结构一体化设计的航空发动机机匣，包括机匣内层、机匣外层和连接支板；连接支板共有多组并且多组连接支板交错设置并在间隔处形成隔热腔，隔热腔内填充有气凝胶模块；航空发动机附件位于机匣内层的内侧，连接支板与气凝胶模块配合形成芯片层，用于同时起到支撑和隔热的作用，以实现功能结构的一体化；连接支板、机匣外层和机匣内层均为金属结构，连接支板通过交错连接于机匣外层和机匣内层之间，实现三层的结构一体化和内外层的载荷传递/分配，整体实现较为稳定的面外载荷承载能力；定制化的气凝胶模块造价更为低廉，便于批量生产，以满足低成本设计要求。成本设计要求。成本设计要求。


技术研发人员：赵会民 罗鹏 吴子奇
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：2023.02.17
技术公布日：2023/6/3