一种航空发动机点阵式包容机匣制造技术

本申请属于航空发动机点阵式包容机匣设计领域，具体涉及一种航空发动机点阵式包容机匣，包括：包容机匣；蒙皮，与包容机匣嵌套设置，与包容机匣之间形成有环形抗冲击降噪腔；点阵结构，填充在环形抗冲击降噪腔内，点阵结构具有良好的抗冲击能力，以及具有高降噪能力，可兼顾对航空发动机点阵式包容机匣的抗冲击能力、降噪能力的设计，能够降低航空发动机点阵式包容机匣的复杂程度，以及在能够保证承载能力要求的情形下，可相应减小包容机匣的厚度，从而降低航空发动机点阵式包容机匣的质量，且使包容机匣内具有相对较大的空间。使包容机匣内具有相对较大的空间。使包容机匣内具有相对较大的空间。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机点阵式包容机匣


[0001]本申请属于航空发动机包容机匣设计领域，具体涉及一种航空发动机点阵式包容机匣。

技术介绍

[0002]航空发动机包容机匣，除了作为转子叶片的外侧保护，具有承载能力外，还需要具有一定的抗冲击能力，以防止转子叶片断裂飞脱，造成安全事故，以及需要具有一定的降噪能力。
[0003]当前的航空发动机包容机匣，主要可分为金属形式的包容机匣、复合材料形式的包容机匣，其中：
[0004]对于金属形式的包容机匣，多是采用增加机匣厚度、设计加强筋等手段增强机匣的抗冲击能力，采用该种技术手段，会极大的增加包容机匣的重量，且不能够兼顾对包容机匣降噪能力的设计，致使包容机匣复杂；
[0005]对于复合材料形式的包容机匣，采用具备较好承载能力的碳纤维增强复合材料制造抗冲击能力较差，采用具有较好抗冲击能力的聚酰亚胺纤维增强复合材料制造承载能力较差，采用碳纤维与聚酰亚胺纤维混杂复合材料制造层间变形匹配能力较差，且同样会极大的增加包容机匣的重量，以及不能够兼顾对包容机匣降噪能力的设计，致使包容机匣结构复杂。
[0006]鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
[0007]需注意的是，以上
技术介绍
内容的公开仅用于辅助理解本专利技术的专利技术构思及技术方案，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
技术介绍
不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

技术实现思路

[0008]本申请的目的是提供一种航空发动机点阵式包容机匣，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
[0009]本申请的技术方案是：
[0010]一种航空发动机点阵式包容机匣，包括：
[0011]包容机匣；
[0012]蒙皮，与包容机匣嵌套设置，与包容机匣之间形成有环形抗冲击降噪腔；
[0013]点阵结构，填充在环形抗冲击降噪腔内。
[0014]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机点阵式包容机匣中，点阵结构3为金字塔形或四面体形点阵结构。
[0015]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机点阵式包容机匣中，包容机匣以金属材料制造；
[0016]蒙皮以金属材料制造，套接在包容机匣外侧。
[0017]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机点阵式包容机匣中，包容机匣内侧涂覆耐磨涂层。
[0018]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机点阵式包容机匣中，承力机匣的厚度为2
‑
5mm；
[0019]蒙皮的厚度为0.5
‑
1.5mm；
[0020]点阵结构厚度为k*G/E，其中：
[0021]G为航空发动机转子叶片的飞失动能；
[0022]E为点阵结构单层的冲击损伤能，取1.2
‑
1.8。
[0023]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机点阵式包容机匣中，蒙皮的边缘焊接在包容机匣外侧。
[0024]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机点阵式包容机匣中，包容机匣的边缘具有连接边；
[0025]蒙皮的边缘具有连接边，与包容机匣边缘上的连接边间通过螺栓紧固件连接。
[0026]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机点阵式包容机匣中，包容机匣以碳纤维增强复合材料制造；
[0027]蒙皮以碳纤维增强复合材料制造，位于包容机匣内侧，边缘部位连接在包容机匣内侧；
[0028]点阵结构以碳纤维增强复合材料制造。
[0029]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机点阵式包容机匣中，蒙皮内侧涂覆耐磨涂层。
[0030]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机点阵式包容机匣中，承力机匣的厚度为5
‑
10mm；
[0031]蒙皮的厚度为1
‑
2.5mm；
[0032]点阵结构厚度为k*G/E，其中：
[0033]G为航空发动机转子叶片的飞失动能；
[0034]E为点阵结构单层的冲击损伤能，取1.5
‑
2.5。
[0035]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机点阵式包容机匣中，包容机匣、蒙皮、点阵结构一体成型。
[0001]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机点阵式包容机匣中，包容机匣的厚度为点阵结构厚度的0.2
‑
0.3倍；
[0002]蒙皮的厚度为点阵结构厚度的0.1
‑
0.2倍。
附图说明
[0003]图1是本申请实施例提供的航空发动机点阵式包容机匣的承力机匣、蒙皮以金属材料制造焊接连接的示意图；
[0004]图2是本申请实施例提供的航空发动机点阵式包容机匣的承力机匣、蒙皮以金属材料制造通过螺栓紧固件连接的示意图；
[0005]图3是本申请实施例提供的航空发动机点阵式包容机匣的承力机匣、蒙皮、点阵结构以碳纤维增强复合材料制造一体成型的示意图；
[0006]其中：
[0007]1‑
承力机匣；2
‑
蒙皮；3
‑
点阵结构；4
‑
转子叶片。
[0008]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
[0009]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。
[0010]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。
[0011]此外，还需要说明本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机点阵式包容机匣，其特征在于，包括：承力机匣(1)；蒙皮(2)，与所述承力机匣(1)嵌套设置，与所述承力机匣(1)之间形成有环形抗冲击降噪腔；点阵结构(3)，填充在所述环形抗冲击降噪腔内。2.根据权利要求1所述的航空发动机点阵式包容机匣，其特征在于，点阵结构3为所述点阵结构(3)为金字塔形或四面体形点阵结构。3.根据权利要求1所述的航空发动机点阵式包容机匣，其特征在于，所述承力机匣(1)以金属材料制造；所述蒙皮(2)以金属材料制造，套接在所述承力机匣(1)外侧。4.根据权利要求3所述航空发动机点阵式包容机匣，其特征在于，所述承力机匣(1)的厚度为2
‑
5mm；所述蒙皮(2)的厚度为0.5
‑
1.5mm；所述点阵结构(3)厚度为k*G/E，其中：G为航空发动机转子叶片的飞失动能；E为所述点阵结构(3)单层的冲击损伤能，取1.2
‑
1.8。5.根据权利要求3所述航空发动机点阵式包容机匣，其特征在于，所述蒙皮(2)的边缘焊接在所述承力机匣(1)...

【专利技术属性】
技术研发人员：曹铁男，罗红斌，刚铁，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：