一种航空发动机进气机匣防冰结构的制作方法

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


背景技术：

2.航空发动机进气机匣结构是发动机的重要承力构件，主要包括进气机匣、支板内环、静子内环，以及多个支板、可调导向叶片，其中，进气机匣上具有多个上缘安装孔；支板内环在进气机匣内设置；各个支板在进气机匣、支板内环之间沿周向分布，每个支板的下缘连接在支板内环上，上缘对应插入到一个上缘安装孔中，与进气机匣间焊接连接，且上缘上具有向后缘延伸的支板头，支板头上就有上轴颈安装孔；静子内环在进气机匣内设置，其上具有多个下轴颈安装孔；各个可调导向叶片在进气机匣、静子内环间沿周向分布，每个可调静子叶片的下轴颈对应插入到一个下轴颈安装孔中，上轴颈对应伸入到一个上轴颈安装孔中。
3.为了使航空发动机进气机匣结构具有防冰功能，设计各个支板为空腔结构，每个支板的上缘具有防冰进气孔，后缘具有与其内空腔连通的防冰排气孔，以及设计有相应的防冰结构，具体包括防冰集气罩、防冰引气管，其中，防冰集气罩套设在进气机匣外周，其前缘、后缘焊接在进气机匣上，与进气机匣间形成环形防冰集气腔，防冰集气腔与各个防冰进气孔连通，此外，防冰集气罩上具有多个穿孔，供各个支板头穿出，以及具有防冰引气孔；防冰引气管出口端连通至防冰引气孔，进口端连通至高温高压气源，如图1所示，高温高压气可自防冰引气管进入环形防冰集气腔，经各个防冰进气孔进入各个支板内的空腔，对支板进行加热，使支板具有防冰功能，其后经防冰排气孔排出，冲击各个可调导向叶片的前缘部位，从而使各个可调导向叶片具有防冰功能，该种技术方案存在以下缺陷：
4.1)存在较多的焊缝，主要包括支板上缘与进气机匣间的焊缝、防冰集气罩前、后缘与进气机匣间的焊缝，在进行焊接时，容易使支板、进气机匣发生较大变形，影响航空发动机的性能，此外，焊缝部位存在较大的残余应力，易萌生裂纹，影响航空发动机的寿命，存在较大的安全隐患；
5.2)防冰集气罩与进气机匣间形成的环形防冰集气腔，在轴向范围内包含支板头，支板头阻碍环形防冰集气腔内高温高压气体流动的通畅性，使环形防冰集气腔内高温高压气体流动压损较大，此外，环形防冰集气腔在轴向上长度较长，其内流动的高温高压气体与进气机匣间存在较大的接触面积，与进气机匣流道内气流换热面积较大，热量损失较大，致使对支板及其可调导向叶片的防冰效果严重受损。
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进气机匣防冰结构，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：
10.一种航空发动机进气机匣防冰结构，包括：
11.防冰集气环，其后缘与进气机匣的前缘对接，与进气机匣的前缘间焊接连接，其内具有环形防冰集气腔，侧壁具有防冰引气孔，以及具有多个连接凸出；其中，
12.防冰引气孔与环形防冰集气腔连通；
13.每个连接凸出对应连接至一个支板的上缘，其内具有连通孔；每个连通孔连通对应支板上缘上的防冰进气孔、环形防冰集气腔；
14.航空发动机进气机匣防冰结构还包括：
15.防冰引气管，其出口端连通至防冰引气孔。
16.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防冰结构中，每个支板的上缘凸出有环形连接边；
17.每个环形连接边通过螺栓连接在对应的连接凸出上。
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防冰结构中，还包括：
19.多个垫环，每个垫环对应垫在一个环形连接边、连接凸出之间。
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防冰结构中，每个支板内具有筋条；
21.每个筋条将对应支板内的空腔沿其轴向分割为前缘空腔、后缘空腔，其上具有撞击孔，其中，
22.每个前缘空腔与对应支板上缘上的防冰进气孔连通；
23.每个后缘空腔与对应支板后缘上的防冰排气孔连通；
24.每个撞击孔连通对应的前缘空腔、后缘空腔。
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防冰结构中，每个筋条上的撞击孔有多个，沿其轴向分布；
26.每个支板后缘上的防冰排气孔有多个，沿其轴向分布，与对应筋条上的各个撞击孔交错分布。
附图说明
27.图1是现有航空发动机进气机匣防冰结构的示意图；
28.图2是本技术实施例提供的航空发动机进气机匣防冰结构的示意图；
29.图3是图2的a向局部视图；
30.其中：
31.1-防冰集气环；2-进气机匣；3-支板；4-防冰引气管；5-垫环；6-筋条；7-可调导向叶片。
32.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
33.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。
34.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。
35.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。
36.下面结合附图1至图3对本技术做进一步详细说明。
37.一种航空发动机进气机匣防冰结构，包括：
38.防冰集气环1，其后缘与进气机匣2的前缘对接，与进气机匣2的前缘间焊接连接，其内具有环形防冰集气腔，侧壁具有防冰引气孔，以及具有多个连接凸出；其中，
39.防冰引气孔与环形防冰集气腔连通；
40.每个连接凸出对应连接至一个支板3的上缘，其内具有连通孔；每个连通孔连通对应支板3上缘上的防冰进气孔、环形防冰集气腔；
41.航空发动机进气机匣防冰结构还包括：
42.防冰引气管4，其出口端连通至防冰引气孔。
43.对于上述实施例公开的航空发动机进气机匣防冰结构，领域内技术人员可以理解的是，可将防冰引气管4的进口端连通至高温高压气源，高温高压气可自防冰引气管4进入环形防冰集气腔，经各个连通孔、防冰进气孔进入各个支板3内的空腔，对支板3进行加热，使支板3具有防冰功能，其后经防冰排气孔排出，冲击各个可调导向叶片7的前缘部位，从而使各个可调导向叶片7具有防冰功能。
44.对于上述实施例公开的航空发动机进气机匣防冰结构，领域内技术人员还可以理解的是，其设计环形防冰集气腔在连接在进气机匣2前缘的防冰集气环1内形成，防冰集气环1仅与进气机匣2的前缘焊接连接，以此减少进气机匣2上的焊缝，避免使支板3、进气机匣
2发生较大变形，以及能够降低焊接产生的残余应力，降低萌生裂纹的可能，保证航空发动机的寿命，降低安全隐患。
45.对于上述实施例公开的航空发动机进气机匣防冰结构，领域内技术人员还可以理解的是，其设计环形防冰集气腔在连接在进气机匣2前缘的防冰集气环1内形成，防冰集气环1连接在进气机匣2的前缘，独立位于支板头外，环形防冰集气腔内高温高压气体流动压损较小，且可设计防冰集气环1在轴向上具有较小的长度，可降低与进入进气机匣2流道内气流的换热面积，以此降低热量损失，进而能够有效保证对支板3及其可调导向叶片7的防冰效果。
46.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进气机匣防冰结构中，每个支板3的上缘凸出有环形连接边；
47.每个环形连接边通过螺栓连接在对应的连接凸出上，避免焊缝过多。
48.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进气机匣防冰结构中，还包括：
49.多个垫环5，每个垫环5对应垫在一个环形连接边、连接凸出之间，以保证该处的密封效果。
50.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进气机匣防冰结构中，每个支板3内具有筋条6；
51.每个筋条6将对应支板3内的空腔沿其轴向分割为前缘空腔、后缘空腔，其上具有撞击孔，其中，
52.每个前缘空腔与对应支板3上缘上的防冰进气孔连通；
53.每个后缘空腔与对应支板3后缘上的防冰排气孔连通；
54.每个撞击孔连通对应的前缘空腔、后缘空腔。
55.对于上述实施例公开的航空发动机进气机匣防冰结构，领域内技术人员可以理解的是，支板3前缘受进气机匣2流道内进气的直接冲击，是最容易发生结冰的部位，设计各个支板3空腔内具有筋条6，将支板3内的空腔沿其轴向分割为前缘空腔、后缘空腔，高温高压气经支板3上缘上的防冰进气孔首先会进入前缘空腔，保证对支板3前缘部位的加热效果，以此保证对支板3的防冰效果，高温高压气其后可经筋条6上的撞击孔进入后缘空腔，由防冰排气孔排出，冲击各个可调导向叶片7的前缘部位，使各个可调导向叶片7具有防冰功能。
56.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进气机匣防冰结构中，每个筋条6上的撞击孔有多个，沿其轴向分布；
57.每个支板3后缘上的防冰排气孔有多个，沿其轴向分布，与对应筋条6上的各个撞击孔交错分布，以增加后缘空腔内高温高压气的紊流程度，保证对支板3的防冰效果。
58.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。
59.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。