一种飞机发动机舱尾导流结构制造技术

一种飞机发动机舱尾导流结构，前导流圈的环形导流罩与梯形导流罩为由蒙皮、隔框、长桁、角片、板弯件组成的一体结构，所述的隔框和长桁连接在蒙皮的内侧，隔框和长桁通过角片连接。该飞机发动机舱尾导流结构完全解决了尾导流结构尖角区蒙皮频繁裂纹、外表面蒙皮鼓动无法解决的问题，可有效满足发动机排气导流需求、保护机体免受热气影响，保证发动机附件正常运行；同时结构简单，易于生产、装配，该飞机发动机舱尾导流结构可应用于多种型号飞机在各种复杂工况下发动机舱的导流，适用范围广。适用范围广。适用范围广。

【技术实现步骤摘要】
一种飞机发动机舱尾导流结构


[0001]本技术涉及飞机设计，是飞机上用于发动机舱末端，对发动机的排气进行整流的导流结构。

技术介绍

[0002]目前飞机上使用的尾导流结构由蒙皮、隔框、长桁、角片组成。隔框、长桁、角片组成尾导流结构的骨架，支撑维持蒙皮外形面形状，尾导流结构固连于机体发动机舱末端，环绕发动机尾喷口，对发动机的排气进行整流。工作时，发动机尾喷口喷出的高温气体流经蒙皮外形面，被蒙皮外形面整流后按照特定方向流入外界大气环境。尾导流结构工作中受发动机振动、高温气体热效应、机体外表面湍流气动力的影响，受力复杂，工作环境十分恶劣。
[0003]现有技术及存在的问题是：
[0004](1)尾导流结构的蒙皮对接焊缝处于结构外形尖角区，焊缝平整度差，焊接质量不佳，外形尖角区的蒙皮存在严重的应力集中；受工作中发动机振动影响，外形尖角区的蒙皮在飞行过程中极易产生裂纹，裂纹产生快速扩展以释放蒙皮应力，个别裂纹甚至长达150mm，裂纹通过焊接进行修补后，焊缝附近很快又产生新的裂纹。
[0005](2)尾导流结构的骨架由隔框、长桁、角片组成，但隔框与蒙皮不直接连接；骨架无法形成对蒙皮的有效支撑，飞行过程中外表面蒙皮受发动机振动、机体外表面湍流气动力的影响发生鼓动，鼓动上下幅度可达
±
2mm，严重影响机体结构安全，该故障一直无法得到解决。
[0006]目前飞机上使用的尾导流结构存在外形尖角区蒙皮频繁裂纹、外表面蒙皮鼓动无法解决的问题，严重影响了尾导流结构安全，且对气动、发动机、环控等系统造成了较大的影响。

技术实现思路

[0007]本申请的目的在于提供一种既满足发动机的排气导流需求、保护机体免受热气影响，又完全解决尾导流结构尖角区频繁裂纹、外表面蒙皮鼓动问题的新型飞机发动机舱尾导流结构。
[0008]一种飞机发动机舱尾导流结构，连接在飞机机身侧壁和发动机舱尾端，所述的发动机舱尾导流结构含有前导流圈和后导流尾，所述的前导流圈含有与发动机舱尾端匹配的环形导流罩和与机身匹配的梯形导流罩，所述的后导流尾与梯形导流罩对接并与机身匹配，其特征在于，前导流圈的环形导流罩与梯形导流罩为由蒙皮、隔框、长桁、角片、板弯件组成的一体结构，所述的蒙皮包含第一蒙皮、第二蒙皮、第三蒙皮、第四蒙皮、第五蒙皮和第六蒙皮，其中第一蒙皮、第二蒙皮、第三蒙皮、第四蒙皮依次焊接形成前导流圈的外侧蒙皮，第五蒙皮和第六蒙皮内侧对焊形成一体，第五蒙皮和第六蒙皮的外侧分别通过板弯件与第一蒙皮和第四蒙皮的侧边铆接形成前导流圈的外形蒙皮，所述的隔框和长桁连接在蒙皮的内侧，隔框和长桁通过角片连接。
[0009]上述技术方案的优点在于：
[0010](1)蒙皮对接的所有焊缝远离外形尖角区，焊接质量高；外形尖角区圆滑过渡修型后结构应力水平明显降低；位于外形尖角区的板弯件两侧在外形平缓区伸入蒙皮下方形成搭接，保证了前导流圈蒙皮的整体强度；钢制铆钉连接板弯件和蒙皮，分散了集中应力；有效解决了裂纹的产生与扩展。
[0011](2)整体式骨架强度高，在发动机振动、外表面湍流气动力影响下结构振动小；骨架上所有零件与前导流圈的外形蒙皮直接相连，有力支撑前导流圈的外形蒙皮，延长了蒙皮的疲劳寿命；整体式骨架将蒙皮划分为尺寸较小的方格，解决了蒙皮鼓动问题。
[0012]以下结合实施例附图对本申请做进一步详细描述。
附图说明
[0013]图1是飞机发动机舱尾导流结构安装位置示意图。
[0014]图2是飞机发动机舱尾导流结构示意图。
[0015]图3是前导流圈的蒙皮分块示意图。
[0016]图4是前导流圈尖角区两侧蒙皮与板弯件连接示意图。
[0017]图5是前导流圈的结构示意图。
[0018]图6是前导流圈的隔框长桁与蒙皮连接关系示意图。
[0019]图中编号说明：1导流结构、2前导流圈、3后导流尾、4发动机舱、5机身、6第一蒙皮、7第二蒙皮、8第三蒙皮、9第四蒙皮、10第五蒙皮、11第六蒙皮、12板弯件、13长桁、14隔框、15角片。
具体实施方式
[0020]参见附图，本申请的飞机发动机舱尾导流结构1，连接在飞机机身5侧壁和发动机舱4尾端，所述的导流结构1含有前导流圈2和后导流尾3，所述的前导流圈2含有与发动机舱尾端匹配的环形导流罩和与机身匹配的梯形导流罩，所述的后导流尾与梯形导流罩对接并与机身匹配。在前导流圈的环形导流罩与梯形导流罩为由蒙皮、隔框14、长桁13、角片15、板弯件12组成一体结构，由于环形导流罩与梯形导流罩的过渡区为外形尖角区，本申请为了减小外形尖角区的应力集中，将前导流圈的蒙皮分为六块第一蒙皮6、第二蒙皮7、第三蒙皮8、第四蒙皮9、第五蒙皮10和第六蒙皮11，其中第一蒙皮6、第二蒙皮7、第三蒙皮8、第四蒙皮9依次焊接形成前导流圈2的外侧蒙皮，第五蒙皮10和第六蒙皮11内侧对焊形成前导流圈的梯形导流罩，第五蒙皮10和第六蒙皮11的外侧分别通过板弯件12与第一蒙皮6和第四蒙皮9的侧边铆接形成前导流圈2的外形蒙皮，所有蒙皮之间的焊缝距离外形尖角区150mm以上，位于外形平缓区；板弯件12横跨外形尖角区两侧，板弯件12两侧距离外形尖角区50mm的位置设置宽20mm，深1mm的下陷；下陷在外形平缓区伸入蒙皮下方形成搭接，用铆钉固定板弯件和外形尖角区两侧的蒙皮以分散集中应力。
[0021]所述的隔框14和长桁13连接在蒙皮的内侧，隔框14和长桁13通过角片15连接。隔框14在靠近前导流圈蒙皮的一侧弯边，弯边直接搭接与前导流圈蒙皮内表面，隔框14的弯边下侧设有长桁13通过槽，隔框的弯边下侧与蒙皮贴合连接；长桁一侧与前导流圈蒙皮内表面搭接；隔框14、长桁13之间通过角片连接，隔框、长桁、角片组成前导流圈的整体式骨
架。其特征在于整体式骨架的每个零件均与前导流圈的外形蒙皮固定连接，连接的固定点将前导流圈的外形蒙皮划分为尺寸不超过350mm
×
350mm的方格。
[0022]该飞机发动机舱尾导流结构完全解决了尾导流结构尖角区蒙皮频繁裂纹、外表面蒙皮鼓动无法解决的问题，可有效满足发动机排气导流需求、保护机体免受热气影响，保证发动机附件正常运行；同时结构简单，易于生产、装配。该飞机发动机舱尾导流结构可应用于多种型号飞机在各种复杂工况下发动机舱的导流，适用范围广。
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞机发动机舱尾导流结构，连接在飞机机身侧壁和发动机舱尾端，所述的发动机舱尾导流结构含有前导流圈和后导流尾，所述的前导流圈含有与发动机舱尾端匹配的环形导流罩和与机身匹配的梯形导流罩，所述的后导流尾与梯形导流罩对接并与机身匹配，其特征在于，前导流圈的环形导流罩与梯形导流罩为由蒙皮、隔框、长桁、角片、板弯件组成的一体结构，所述的蒙皮包含第一蒙皮、第二蒙皮、第三蒙皮、第四蒙皮、第五蒙皮和第六蒙皮，其中第一蒙皮、第二蒙皮、第三蒙皮、第四蒙皮依次焊接形成前导流圈的外侧蒙皮，第五蒙皮和第...

【专利技术属性】
技术研发人员：李耀，孟莉萍，孟要伟，
申请(专利权)人：西安飞机工业集团有限责任公司，
类型：新型
国别省市：