一种飞机散热器冲压进气道接口结构制造技术

本发明专利技术公开了一种飞机散热器冲压进气道接口结构，属于飞机飞机管路接口设计技术领域。通过设置在飞机机体下端的散热器接口(1)与冲压进气道接口(2)的对接，将所述散热器与所述冲压进气道连接，所述散热器接口(1)在靠近机体下端的一侧向远离机体方向弯曲，形成敞口槽(5)，所述冲压进气道接口(2)在靠近机体下端的一侧向远离机体的方向弯曲，形成倒钩结构(3)，所述倒钩结构(3)能够容纳在所述敞口槽(5)内，所述散热器接口与冲压进气道接口在远离机体下端的一侧通过螺栓(4)连接。本发明专利技术结构简单，容易实施，能有效降低冲压进气道安装难度。

An Aircraft Radiator Punch Inlet Interface Structure

The invention discloses an aircraft radiator ramming inlet interface structure, which belongs to the technical field of aircraft pipeline interface design. By connecting the radiator interface (1) at the lower end of the airframe with the punching inlet interface (2), the radiator is connected with the punching inlet. The radiator interface (1) bends away from the airframe on one side near the lower end of the airframe, forming an open groove (5). The punching inlet interface (2) bends away from the airframe on the other side near the lower end of the airframe, forming a punching inlet interface (2). The barb structure (3) can be accommodated in the open groove (5), and the radiator interface and the punching inlet interface are connected by bolts (4) on the side far from the lower end of the body. The invention has the advantages of simple structure and easy implementation, and can effectively reduce the installation difficulty of stamping inlet.

【技术实现步骤摘要】
一种飞机散热器冲压进气道接口结构
本专利技术属于飞机飞机管路接口设计
，具体涉及一种飞机散热器冲压进气道接口结构。
技术介绍
飞机散热器一般安装在机体底端的狭小空间内，现有技术一般采用螺栓将散热器与冲压进气道连接，靠近飞机结构一侧的螺栓往往拆装困难，因此需要设计特殊接口降低安装难度。
技术实现思路
为了解决上述问题，本专利技术提出了一种飞机散热器冲压进气道接口结构，通过设置在飞机机体下端的散热器接口与冲压进气道接口的对接，将所述散热器与所述冲压进气道连接，其特征在于，所述散热器接口在靠近机体下端的一侧向远离机体方向弯曲，形成敞口槽，所述冲压进气道接口在靠近机体下端的一侧向远离机体的方向弯曲，形成倒钩结构，所述倒钩结构能够容纳在所述敞口槽内，所述散热器接口与冲压进气道接口在远离机体下端的一侧通过螺栓连接。优选的是，所述敞口槽包括散热器接口对接边以及斜边，所述斜边与所述散热器接口对接边形成第一锐角，所述倒钩结构包括冲压进气道对接边以及由该冲压进气道对接边向冲压进气道管路方向弯曲的弹片构成，所述弹片与所述冲压进气道对接边形成第二锐角。优选的是，所述的第二锐角大于所述第一锐角。优选的是，所述弹片与所述冲压进气道对接边一体设计，所述第二锐角与所述第一锐角相等。优选的是，所述弹片与所述敞口槽的斜边过盈配合。优选的是，散热器接口与冲压进气道接口之间设置有垫圈。本专利技术的优点是：设计散热器与冲压进气道凹槽连接，用于降低冲压进气道的安装难度，该专利技术可广泛用于飞机散热器冲压空气道接口设计，具有通用性。本专利技术结构简单，容易实施，能有效降低冲压进气道安装难度。附图说明图1为按照本专利技术飞机散热器冲压进气道接口结构的一优选实施例的连接示意图。其中，1为散热器接口，2为冲压进气道接口，3为倒钩结构，4为螺栓，5为敞口槽，6为机体下端。具体实施方式为使本专利技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本专利技术，而不能理解为对本专利技术的限制。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。下面结合附图对本专利技术的实施例进行详细说明。在本专利技术的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本专利技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的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，因此不能理解为对本专利技术保护范围的限制。本专利技术提出了一种飞机散热器冲压进气道接口结构。如图1所示，所述散热器与所述冲压进气道在机体下端6处对接，由于其空间狭小，安装不方便，本专利技术为解决该技术问题，进行了如下设计。所述散热器接口1在靠近机体下端的一侧向远离机体方向弯曲，形成敞口槽5，所述冲压进气道接口2在靠近机体下端的一侧向远离机体的方向弯曲，形成倒钩结构3，所述倒钩结构3能够容纳在所述敞口槽5内，所述散热器接口与冲压进气道接口在远离机体下端的一侧通过螺栓4连接。本专利技术中，为保证安装方便及提高结构密封性等，所述敞口槽设置成包括散热器接口对接边以及斜边，所述斜边与所述散热器接口对接边形成第一锐角，所述倒钩结构设置成包括冲压进气道对接边以及由该冲压进气道对接边向冲压进气道管路方向弯曲的弹片构成，所述弹片与所述冲压进气道对接边形成第二锐角，安装时，将冲压进气道接口2自原理机体下端6的一侧先对靠在散热器接口1上，之后向靠近机体下端6的方向滑动，直至第二锐角陷入所述第一锐角内，此时所述散热器接口1与冲压进气道接口2的原理机体下端6的一侧上设置的通孔相互对其，依靠螺栓4进行固定。本实施例中，由于第二锐角的斜边采用弹片结构形式，在设计时，一般讲第二锐角设置成稍大于所述第一锐角，在将冲压进气道接口2的第二锐角插入所述第一锐角时，依靠弹力增强密封性能。备选实施方式中，所述弹片与所述冲压进气道对接边一体设计，所述第二锐角与所述第一锐角相等，此时，所述弹片及所述敞口槽的斜边采用弹性且摩擦力较大的材料制成，实现过盈配合或者摩擦密封。本实施例中，散热器接口1与冲压进气道接口2之间设置有垫圈或O型圈。最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本专利技术的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本专利技术进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本专利技术各实施例技术方案的精神和范围。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞机散热器冲压进气道接口结构，通过设置在飞机机体下端的散热器接口(1)与冲压进气道接口(2)的对接，将所述散热器与所述冲压进气道连接，其特征在于，所述散热器接口(1)在靠近机体下端的一侧向远离机体方向弯曲，形成敞口槽(5)，所述冲压进气道接口(2)在靠近机体下端的一侧向远离机体的方向弯曲，形成倒钩结构(3)，所述倒钩结构(3)能够容纳在所述敞口槽(5)内，所述散热器接口与冲压进气道接口在远离机体下端的一侧通过螺栓(4)连接。

【技术特征摘要】
1.一种飞机散热器冲压进气道接口结构，通过设置在飞机机体下端的散热器接口(1)与冲压进气道接口(2)的对接，将所述散热器与所述冲压进气道连接，其特征在于，所述散热器接口(1)在靠近机体下端的一侧向远离机体方向弯曲，形成敞口槽(5)，所述冲压进气道接口(2)在靠近机体下端的一侧向远离机体的方向弯曲，形成倒钩结构(3)，所述倒钩结构(3)能够容纳在所述敞口槽(5)内，所述散热器接口与冲压进气道接口在远离机体下端的一侧通过螺栓(4)连接。2.如权利要求1所述的飞机散热器冲压进气道接口结构，其特征在于，所述敞口槽包括散热器接口对接边以及斜边，所述斜边与所述散热器接口对接边形成第一锐角，...

【专利技术属性】
技术研发人员：张国良，周俊伟，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：陕西,61