CN115727007A

CN115727007A - 一种航空发动机进气框架及其装配方法

Info

Publication number: CN115727007A
Application number: CN202211550964.4A
Authority: CN
Inventors: 魏雪莱
Original assignee: AECC Shenyang Engine Research Institute
Current assignee: AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority date: 2022-12-05
Filing date: 2022-12-05
Publication date: 2023-03-03

Abstract

本申请属于航空发动机进气框架设计技术领域，具体涉及一种航空发动机进气框架及其装配方法，其中，航空发动机进气框架，包括：外机匣，其内壁具有多个安装槽，外壁具有多个安装孔；每个安装槽对应与一个安装孔连通；多个支板，顶端成型有支板头、根部成型有扇形段，在外机匣内沿周向分布；每个支板头对应卡入到一个安装槽中，其上成型有定位柱，每个定位柱自对应的安装孔伸出；各个扇形段相互拼接构成内环；多个紧固螺母，每个紧固螺母螺接对应螺接在一个定位柱上，将对应的支板与外机匣进行固定。

Description

一种航空发动机进气框架及其装配方法

技术领域

本申请属于航空发动机进气框架设计技术领域，具体涉及一种航空发动机进气框架及其装配方法。

背景技术

航空发动机进气框架是航空发动机的主承力框架，包括外机匣、内环以及多个支板，其中，内环多以铸造成型，在外机匣内设置，与航空发动机前支点轴承机匣连接；各个支板在外机匣、内环之间沿周向排列分布，根部与内环焊接连接，顶端焊接有支板头；各个支板头以铸造成型，与外机匣焊接连接，航空发动机前支点承受的径向载荷通过前支点轴承机匣传递给向进气框架进行传递，该种技术方案存在以下缺陷：

1)存在数量众多的焊缝，易发生焊接质量不达标的情况，并由此产生变形及其应力集中等问题；

2)各个支板头及其内环以铸造成型，质量稳定性差，且会增加焊接的难度，甚至发生不能够焊接的情形；

3)整体以焊接进行连接，不便于对单个的零件进行更换。

鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

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，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请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申请的新颖性和创造性。

发明内容

本申请的目的是提供一种航空发动机进气框架及其装配方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

本申请的技术方案是：

一方面提供一种航空发动机进气框架，包括：

外机匣，其内壁具有多个安装槽，外壁具有多个安装孔；每个安装槽对应与一个安装孔连通；

多个支板，顶端成型有支板头、根部成型有扇形段，在外机匣内沿周向分布；每个支板头对应卡入到一个安装槽中，其上成型有定位柱，每个定位柱自对应的安装孔伸出；各个扇形段相互拼接构成内环；

多个紧固螺母，每个紧固螺母螺接对应螺接在一个定位柱上，将对应的支板与外机匣进行固定。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进气框架中，部分支板及其相应的支板头、扇形段上具有贯通的功能通道，用以进行通油或通气。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进气框架中，各个扇形段通过螺栓紧固在前支点轴承机匣上。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进气框架中，每个支板对应的紧固螺母由两个，拧紧在对应的定位柱上相互紧固。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进气框架中，每个扇形段一端端面与对应支板的轴线平行，另一端端面与对应侧相邻支板的轴线平行。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进气框架中，相邻扇形段端面间通过导轨连接。

另一方面提供一种航空发动机进气框架装配方法，包括：

将各个支板上的支板头依次卡入到外机匣上对应的安装槽中，在此过程中：

各个支板头上的定位柱依次自外机匣上对应的安装孔伸出；

各个支板上的扇形段依次相互拼接构成内环；

将各个紧固螺母螺接到对应的定位柱上，将对应的支板与外机匣进行固定；

将各个扇形段通过螺栓紧固到前支点轴承机匣上。

附图说明

图1是本申请实施例提供的航空发动机进气框架的示意图；

图2是本申请实施例提供的航空发动机进气框架装配的示意图；

其中：

1-外机匣；2-支板；3-紧固螺母。

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，不能理解为对本专利的限制。

具体实施方式

为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请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申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请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。

此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“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申请的限制。本申请描述中所使用的“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。本申请描述中所使用的“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。本申请描述中所使用的“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。

此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“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申请中的具体含义。

下面结合附图1至图2对本申请做进一步详细说明。

一方面提供一种航空发动机进气框架，如图1所示，包括：

外机匣1，其内壁具有多个安装槽，外壁具有多个安装孔；每个安装槽对应与一个安装孔连通；

多个支板2，顶端成型有支板头、根部成型有扇形段，在外机匣1内沿周向分布；每个支板头对应卡入到一个安装槽中，其上成型有定位柱，每个定位柱自对应的安装孔伸出；各个扇形段相互拼接构成内环；

多个紧固螺母3，每个紧固螺母螺接对应螺接在一个定位柱上，将对应的支板2与外机匣1进行固定。

对于上述实施例公开的航空发动机进气框架，领域内技术人员可以理解的是，各个支板2以成型在顶端的支板头，及其在支板头上成型定位柱，通过紧固螺母3定位在外机匣1上的安装槽、定位孔中，实现与外机匣1的固定，同时内环以成型在各个支板根部的扇形段相互拼接而成，不需要进行焊接连接，以此避免发生焊接质量不达标，产生变形及其应力集中等问题，且可拆装，便于进行单个零件的更换，此外，各个支板2与其上支板头、定位柱及其扇形段可以机加成型，制造精度高。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进气框架中，部分支板2及其相应的支板头、扇形段上具有贯通的功能通道，用以进行通油或通气。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进气框架中，各个扇形段通过螺栓紧固在前支点轴承机匣上，以增加各个扇形段间的轴向稳定性。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进气框架中，每个支板2对应的紧固螺母3由两个，拧紧在对应的定位柱上相互紧固，保证对应支板2与外机匣1间的固定。

上述实施例公开的航空发动机进气框架，在进行装配时，各个支板2上支板头各自对应角向的中心线由内向外推入外机匣1上的安装槽中，是在圆周上沿过圆心的轴线由小半径向大半径的方向移动支板2，支板2根部的扇形段周向两侧端面若沿着过圆心的方向设置，在支板2在向外安装过程中会出现干涉，为此设计每个扇形段一端端面与对应支板2的轴线平行，另一端端面与对应侧相邻支板2的轴线平行，在进行装配时，可将各个支板2上的支板头依次卡入到外机匣1上对应的安装槽中，使各个支板头上的定位柱依次自外机匣1上对应的安装孔伸出，各个支板2上的扇形段依次相互拼接构成内环，具体过程可参见本申请实施例公开的航空发动机进气框架装配方法，从而避免发生干涉。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进气框架中，相邻扇形段端面间通过导轨连接，以能够在进行框架轴向上有效约束各个扇形段间的相对位置。

另一方面提供一种航空发动机进气框架装配方法，用以实现上述航空发动机进气框架的装配，包括：

将各个支板2上的支板头依次卡入到外机匣1上对应的安装槽中，在此过程中：

各个支板头上的定位柱依次自外机匣1上对应的安装孔伸出；

各个支板2上的扇形段依次相互拼接构成内环；

将各个紧固螺母3螺接到对应的定位柱上，将对应的支板2与外机匣1进行固定；

将各个扇形段通过螺栓紧固到前支点轴承机匣上。

在一个具体的实施例中，航空发动机进气框架装中支板2的数量为19，依次编号1～19，如图2所示，以其中2号支板为例对扇形段的形状进行说明，2号支板上扇形段朝向1号支板一侧的端面与2号支板的轴线平行，朝向3号支板一侧的端面与3号支板的轴线平行，在进行装配时，自1号支板开始依次进行装配，最后安装19号支板。

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。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，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申请的保护范围之内。

Claims

1.一种航空发动机进气框架，其特征在于，包括：

外机匣(1)，其内壁具有多个安装槽，外壁具有多个安装孔；每个安装槽对应与一个安装孔连通；

多个支板(2)，顶端成型有支板头、根部成型有扇形段，在外机匣(1)内沿周向分布；每个支板头对应卡入到一个安装槽中，其上成型有定位柱，每个定位柱自对应的安装孔伸出；各个扇形段相互拼接构成内环；

多个紧固螺母(3)，每个紧固螺母螺接对应螺接在一个定位柱上，将对应的支板(2)与外机匣(1)进行固定。

2.根据权利要求1所述的航空发动机进气框架，其特征在于，

部分支板(2)及其相应的支板头、扇形段上具有贯通的功能通道，用以进行通油或通气。

3.根据权利要求1所述的航空发动机进气框架，其特征在于，

各个扇形段通过螺栓紧固在前支点轴承机匣上。

4.根据权利要求1所述的航空发动机进气框架，其特征在于，

每个支板(2)对应的紧固螺母(3)由两个，拧紧在对应的定位柱上相互紧固。

5.根据权利要求1所述的航空发动机进气框架，其特征在于，

每个扇形段一端端面与对应支板(2)的轴线平行，另一端端面与对应侧相邻支板(2)的轴线平行。

6.根据权利要求1所述的航空发动机进气框架，其特征在于，

相邻扇形段端面间通过导轨连接。

7.一种航空发动机进气框架装配方法，其特征在于，包括：

将各个支板(2)上的支板头依次卡入到外机匣(1)上对应的安装槽中，在此过程中：

各个支板头上的定位柱依次自外机匣(1)上对应的安装孔伸出；

各个支板(2)上的扇形段依次相互拼接构成内环；

将各个紧固螺母(3)螺接到对应的定位柱上，将对应的支板(2)与外机匣(1)进行固定；

将各个扇形段通过螺栓紧固到前支点轴承机匣上。