航空涡轴发动机用防冰引气接头组件制造技术

本发明专利技术涉及一种航空涡轴发动机用防冰引气接头组件，包括引气管，引气管的下方设有接头连接部，接头连接部的下方设有筒状引气接头，该筒状引气接头的侧壁设有多个直径不超过0.2mm的引气孔，该筒状引气接头的底端呈开口设置，该开口端设有与开口形状相适配的圆形挡板，圆形挡板上设有多个直径不超过0.2mm的下引气孔，用作引进从发动机压气机引来的热空气，完成热空气引入的同时，可防止灰尘、砂粒及其他杂物进入防冰引气管；有效防止防冰活门因吸入杂物造成的卡滞和防冰活门轴断裂等故障，保证了发动机的稳定工作。

Anti icing air intake joint assembly for aviation turboshaft engine

The present invention relates to an anti ice air entraining joint assembly with a turbo shaft engine, including a joint drainage pipe, the bottom drainage pipe, a cylinder air entraining joints below the connecting part of the connector side wall of the cylindrical air entraining joint is provided with a plurality of diameter less than 0.2mm air entraining the hole. The cylindrical air entraining joint bottom end is open, the open end is provided with a circular baffle and the opening is matched with the shape of the circular baffle plate is provided with a plurality of diameter less than 0.2mm under the airintake, as the introduction of hot air from the engine compressor has completed, the hot air introduced at the same time, can prevent the dust, sand and anti icing and other debris into the drainage pipe; effectively prevent the anti ice valve because of stagnation caused by the inhalation of debris and anti ice valve shaft fracture failure, ensure the stable operation of the engine.

【技术实现步骤摘要】
航空涡轴发动机用防冰引气接头组件
本专利技术涉及航空发动机
，具体是一种航空涡轴发动机用防冰引气接头组件。
技术介绍
现有的发动机进气道防冰系统多为热气防冰系统，采用从发动机压气机引来的热空气，将发动机热气进行一定的温度和压力调节后，对进气道的前缘进行加热，使撞击在进气道前缘的水吸收从蒙皮传来的热量后蒸发。在引进热空气时，采用的防冰引气接头如图1所示，包括引气管1，用于和机匣固定相连的接头连接部11，接头连接部11的下方设有筒状接头2，该接头2的底端呈开口设置用作引气口21，由于该防冰引气接头组件无过滤装置，而飞机在外场的工作环境较恶劣，风砂较大，砂粒及杂物被吸入发动机内后，易通过位于燃烧室机匣内的防冰引气接头组件的引气口21进入防冰引气管，砂粒等杂物随着时间越积越多，严重影响了发动机防冰活门的正常工作，使得防冰活门不能动作或卡滞，甚至造成防冰活门轴断裂等故障。如何防止灰尘、砂粒及其他杂物进入防冰引气管是本领域技术人员需要解决的技术问题。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是提供一种结构简单、防止杂物进入防冰引气管的航空涡轴发动机用防冰引气接头组件。为了解决上述问题，本专利技术提供了一种航空涡轴发动机用防冰引气接头组件，包括引气管，引气管的下方设有用于和机匣固定相连的接头连接部，接头连接部的下方设有筒状引气接头，该筒状引气接头的侧壁设有多个直径不超过0.2mm的引气孔，该筒状引气接头的底端呈开口设置，该开口端设有与开口形状相适配的圆形挡板，所述圆形挡板上设有多个直径不超过0.2mm的下引气孔，用作引进从发动机压气机引来的热空气，完成热空气引入的同时，可防止灰尘、砂粒及其他杂物进入防冰引气管。进一步，所述引气孔的数量为80个，分5排设置在筒状引气接头上，每排16孔均匀分布，排与排之间的引气孔相互交错设置，防止引气孔之间相互影响。所述筒状引气接头上设有引气孔的区域的壁厚大于该筒状引气接头顶端的壁厚，防止筒状引气接头设有引气孔的区域的强度下降，保障其性能。进一步，所述圆形挡板的材质为冷轧钢板1Cr18Ni9Ti，确保其强度满足需要；所述圆形挡板上的下引气孔共19个，分三圈设置，该圆形挡板的中心设有1个下引气孔，第二圈6个下引气孔均匀分布在同一圆周上，第三圈12个下引气孔均匀分布在同一圆周上；保证引气量的同时确保引气均匀。进一步，所述筒状引气接头的开口端底部设有坡口，所述圆形挡板的边缘设有与该坡口相匹配的倒角，便于将圆形挡板与筒状引气接头的开口端进行焊接固定。专利技术的技术效果：（1）本专利技术的航空涡轴发动机用防冰引气接头组件，相对于现有技术，对防冰引气接头增加一圆形挡板，并在接头侧壁及圆形挡板端面设置多个均匀分布的小孔，确保防冰引气接头的进气量，同时防止灰尘、砂粒及其他杂物进入防冰引气管；有效防止防冰活门因吸入杂物造成的卡滞和防冰活门轴断裂等故障，保证了发动机的稳定工作；（2）防冰引气接头上设有引气孔的区域的壁厚大于该防冰引气接头顶端的壁厚，防止其强度下降；（3）挡板上的下引气孔均匀分布，保证引气量的同时确保引气均匀。附图说明下面结合说明书附图对本专利技术作进一步详细说明：图1是现有技术的航空涡轴发动机用防冰引气接头的结构示意图；图2是本专利技术航空涡轴发动机用防冰引气接头组件的结构示意图；图3是本专利技术航空涡轴发动机用防冰引气接头的结构示意图；图4是本专利技术航空涡轴发动机用防冰引气接头挡板的结构示意图；图5是本专利技术航空涡轴发动机用防冰引气接头挡板的俯视图。图中：引气管1，接头连接部11，筒状引气接头2，引气口21，圆形挡板3，下引气孔31，倒角32，引气孔4。具体实施方式实施例1如图2至图5所示，本实施例的航空涡轴发动机用防冰引气接头组件，包括引气管1，引气管1的下方用于和机匣固定相连的接头连接部11，接头连接部11的下方设有筒状引气接头2，该筒状引气接头2的侧壁分5排设置有80个直径为0.2mm的引气孔4，每排16孔均匀分布，排与排之间的引气孔相互交错设置，防止引气孔之间相互影响；最下面一排引气孔4安排在距端面3.1mm的位置处（小孔边缘距端面2.35mm），以避开焊接热影响区对强度的影响。该筒状引气接头2上设有引气孔4的区域的壁厚比该筒状引气接头2顶端的壁厚大1mm，确保其强度。该筒状引气接头2的底端呈开口设置，筒状引气接头的开口端底部设有坡口；该开口端设有与开口形状相适配的圆形挡板3，该圆形挡板3上设有19个直径为0.2mm的下引气孔31，用作引进从发动机压气机引来的热空气；19个下引气孔31分三圈设置，该圆形挡板的中心1个下引气孔31，第二圈6个下引气孔31均匀分布在同一圆周上，第三圈12个下引气孔31均匀分布在同一圆周上；保证引气量的同时确保引气均匀；圆形挡板3的材质为冷轧钢板1Cr18Ni9Ti，确保其强度满足需要。圆形挡板3的边缘设有与该坡口相匹配的倒角32，便于将圆形挡板3与筒状引气接头2的开口端进行焊接固定。本专利技术的航空涡轴发动机用防冰引气接头组件，对防冰引气接头增加一圆形挡板，并在接头侧壁及圆形挡板端面设置多个均匀分布的小孔，确保防冰引气接头的进气量，同时防止灰尘、砂粒及其他杂物进入防冰引气管；有效防止防冰活门因吸入杂物造成的卡滞和防冰活门轴断裂等故障，保证了发动机的稳定工作；防冰引气接头上设有引气孔的区域的壁厚大于该防冰引气接头顶端的壁厚，防止其强度下降。显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明本专利技术所作的举例，而并非是对本专利技术的实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而这些属于本专利技术的精神所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本专利技术的保护范围之中。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种航空涡轴发动机用防冰引气接头组件，包括引气管（1），引气管（1）的下方设有接头连接部（11），接头连接部（11）的下方设有筒状引气接头（2），其特征在于，该筒状引气接头（2）的侧壁设有多个直径不超过0.2mm的引气孔（4），该筒状引气接头（2）的底端呈开口设置，该开口端设有与其开口形状相适配的圆形挡板（3），所述圆形挡板（3）上设有多个直径不超过0.2mm的下引气孔（31）。

【技术特征摘要】
1.一种航空涡轴发动机用防冰引气接头组件，包括引气管（1），引气管（1）的下方设有接头连接部（11），接头连接部（11）的下方设有筒状引气接头（2），其特征在于，该筒状引气接头（2）的侧壁设有多个直径不超过0.2mm的引气孔（4），该筒状引气接头（2）的底端呈开口设置，该开口端设有与其开口形状相适配的圆形挡板（3），所述圆形挡板（3）上设有多个直径不超过0.2mm的下引气孔（31）。2.根据权利要求1所述的航空涡轴发动机用防冰引气接头组件，其特征在于，...

【专利技术属性】
技术研发人员：王岩，袁文科，王豫宁，
申请(专利权)人：常州兰翔机械有限责任公司，
类型：发明
国别省市：江苏,32