一种航空发动机涡轮后承力供油结构制造技术

本发明专利技术提供了一种航空发动机涡轮后承力供油结构，属于航空发动机技术领域。该供油结构包括用于支撑供油结构的支撑架、通过支撑架固定的进油引导管和喇叭口连接管以及与喇叭口连接管连接的供油管；所述喇叭口连接管通过密封压头和压紧螺母与所述供油管密封连接。该供油结构通过将管接头的密封与压紧功能结构解耦设计，管接头的容差能力得到提高，当结构存在一定超差或由于多次装配而导致变形的情况下，管接头的密封性依然良好；通过支撑架的引导槽结构，控制供油管结构在轴向、周向方向的位移，同时保证了供油结构的径向自由，这样既能适应高温环境下供油系统的径向形变，同时也能防止供油系统轴向、周向变形过大引起供油系统接口的损坏。系统接口的损坏。系统接口的损坏。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机涡轮后承力供油结构


[0001]本专利技术属于航空发动机
，具体涉及一种航空发动机涡轮后承力供油结构。

技术介绍

[0002]涡轮后承力是航空发动机重要的承力件，为发动机涡轮转子提供支撑，并将涡轮转子载荷传递出去，涡轮后承力同时提供燃气通道、轴承腔进油、回油、冷却、通风、排气等流路。供油结构为涡轮后承力上的轴承提供有效的冷却润滑，保证轴承工作的可靠性，供油结构的稳定性直接影响轴承及涡轮转子的正常工作。目前，航空发动机供油管路结构通常从承力框架支柱内部穿过并与轴承座连接，形成滑油通道，直接将滑油引入至轴承座，再通过轴承座上的喷油嘴喷出，实现对轴承的冷却及润滑。由于空间限制，供油管路一般为分段结构，再通过供油管接头连接，接头处一般通过球形接头连接，螺母压紧，保证进油管密封性。但这种连接结构将密封与压紧功能集于一起，在加工超差或者多次装拆情况下，接头处极易出现漏油，直接影响轴承的冷却润滑效果，影响发动机运行安全。

技术实现思路

[0003]为了解决上述问题，本专利技术的目的在于提供一种结构紧凑、灵活、可靠、适应热变形能力强的航空发动机供油结构。
[0004]为了实现上述目的，本专利技术提供了如下技术方案，提供一种航空发动机涡轮后承力供油结构，所述供油结构包括用于支撑供油结构的支撑架、通过支撑架固定的进油引导管和喇叭口连接管以及与喇叭口连接管连接的供油管，所述喇叭口连接管通过密封压头和压紧螺母与所述供油管密封连接。
[0005]本专利技术所提供的航空发动机涡轮后承力供油结构，还具有这样的特征，所述支撑架与涡轮后承力机匣连接，所述支撑架中间设有用于固定所述进油引导管的引导槽。
[0006]本专利技术所提供的航空发动机涡轮后承力供油结构，还具有这样的特征，所述进油引导管与所述支撑架连接的一端设有用于嵌入支撑架的引导凸台，所述支撑架中间设有引导槽，所述引导凸台与所述引导槽配合。
[0007]本专利技术所提供的航空发动机涡轮后承力供油结构，还具有这样的特征，所述喇叭口连接管的内型面为外喇叭型面，与所述供油管的接头锥面线接触；所述喇叭口连接管的外侧与所述密封压头的内侧贴合。
[0008]本专利技术所提供的航空发动机涡轮后承力供油结构，还具有这样的特征，所述供油管的一端与航空发动机涡轮轴承座相连形成供油流路，另一端设有用于与压紧螺母连接的螺纹接头。
[0009]本专利技术所提供的航空发动机涡轮后承力供油结构，还具有这样的特征，所述压紧螺母与所述供油管拧紧后压紧密封压头，所述密封压头压紧喇叭口连接管，喇叭口连接管与供油管贴合实现密封。
[0010]本专利技术所提供的航空发动机涡轮后承力供油结构，还具有这样的特征，所述密封压头的内型面与所述喇叭口连接管的外型面相配合设置。
[0011]本专利技术所提供的航空发动机涡轮后承力供油结构，还具有这样的特征，所述支撑架通过螺栓连接在航空发动机涡轮的后承力机匣上。
[0012]有益效果本专利技术所提供的航空发动机涡轮后承力供油结构通过将管接头的密封与压紧功能结构解耦设计，管接头的容差能力得到提高，当结构存在一定超差或由于多次装配而导致变形的情况下，管接头的密封性依然良好；通过支撑架的引导槽结构，控制供油管结构在轴向、周向方向的位移，同时保证了供油结构的径向自由，这样既能适应高温环境下供油系统的径向形变，同时也能防止供油系统轴向、周向变形过大引起供油系统接口的损坏。
附图说明
[0013]图1为本专利技术实施例所提供的航空发动机涡轮后承力供油结构的结构示意图；图2为本专利技术实施例中的密封压头的结构示意图；图3为本专利技术实施例中的喇叭口连接管的结构示意图；图4为本专利技术实施例中的供油管的结构示意图；图5为本专利技术实施例所提供的供油结构安装示意图；图6为图5的K向视图。
具体实施方式
[0014]下面结合附图与实施例对本专利技术作进一步的详细说明，但应当说明的是，这些实施方式并非对本专利技术的限制，本领域普通技术人员根据这些实施方式所作的功能、方法、或者结构上的等效变换或替代，均属于本专利技术的保护范围之内。
[0015]在本专利技术实施例的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“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创造和简化描述，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创造的限制。
[0016]此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本专利技术创造的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
[0017]术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，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，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本专利技术创造中的具体含义。
[0018]如图1
‑
图6所示，本实施例提供一种航空发动机涡轮后承力供油结构，其中，图1为图5所示的A处结构的放大图，即该实施例所提供的供油结构，所述供油结构包括用于支撑供油结构的支撑架8、通过支撑架8固定的进油引导管1和喇叭口连接管10以及与喇叭口连
接管10连接的供油管7；所述喇叭口连接管10通过密封压头9和压紧螺母5与所述供油管7密封连接。上述实施例中通过将管接头的密封与压紧功能结构解耦设计，通过密封压头9压紧喇叭口连接管10，同时连接管的喇叭口结构及管接嘴的锥型结构设计允许结构在一定超差范围或多次装配变形的情况下，仍能保证管接头的密封性。
[0019]在部分实施例中，所述支撑架8与涡轮后承力机匣3连接，所述支撑架8中间设有用于固定所述进油引导管1的引导槽。上述实施例中通过支撑架8中的引导槽，控制供油管7结构在轴向、周向方向的位移，同时保证了供油结构的径向自由，这样既能适应高温环境下供油系统的径向形变，同时也能防止供油系统轴向、周向变形过大引起供油系统接口的损坏。
[0020]在部分实施例中，所述进油引导管1与所述支撑架8连接的一端设有用于嵌入支撑架8的引导凸台11，所述支撑架8中间设有引导槽13，所述引导凸台11与所述引导槽13配合。
[0021]在部分实施例中，所述喇叭口连接管10的内型面17为外喇叭型面，与所述供油管7的接头锥面18线接触；所述喇叭口连接管10的外侧与所述密封压头9内侧贴合。
[0022]在部分实施例中，所述供油管一端4与航空发动机涡轮轴承座相连形成供油流路，另一端设有用于与压紧螺母5连接的螺纹接头12。供油管7从承力支柱6内部穿过。
[0023]在部分实施例中，所述压紧螺母5与所本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机涡轮后承力供油结构，其特征在于，所述供油结构包括用于支撑供油结构的支撑架、通过支撑架固定的进油引导管和喇叭口连接管以及与喇叭口连接管连接的供油管，所述喇叭口连接管通过密封压头和压紧螺母与所述供油管密封连接。2.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮后承力供油结构，其特征在于，所述支撑架与涡轮后承力机匣连接，所述支撑架中间设有用于固定所述进油引导管的引导槽。3.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮后承力供油结构，其特征在于，所述进油引导管与所述支撑架连接的一端设有用于嵌入支撑架的引导凸台，所述支撑架中间设有引导槽，所述引导凸台与所述引导槽配合。4.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮后承力供油结构，其特征在于，所述喇叭口连接管的内型面为外喇叭型面，与所...

【专利技术属性】
技术研发人员：王永明，张钊荣，王旭伟，左平，陶云亚，马建，
申请(专利权)人：中国航发四川燃气涡轮研究院，
类型：发明
国别省市：