一种航空发动机进气支撑结构及其装配方法组成比例

本申请涉及一种航空发动机进气支撑结构及其装配方法，其中，航空发动机进气支撑结构，包括：外机匣前段，且后端具有多个顶端安装缺口，外壁具有多个凸出部位以及前段连接边；内环，在外机匣前段内设置，且后端外壁具有多个根部安装开口槽；多个支板，顶端成型有支板头，根部成型有下缘板，在外机匣前段、内环间沿周向分布；每个支板头对应滑入到一个顶端安装缺口中，对应与一个凸出部位通过螺栓连接；每个下缘板对应滑入到一个根部安装开口槽中；内环后端与前支点轴承机匣前端连接边通过螺栓连接；外机匣后段，其内装配可调叶片，外壁具有后段连接边；后段连接边与前段连接边间通过螺栓连接，使外机匣前段、机匣后段对接。机匣后段对接。机匣后段对接。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机进气支撑结构及其装配方法


[0001]本申请属于航空发动机进气支撑结构设计
，具体涉及一种航空发动机进气支撑结构及其装配方法。

技术介绍

[0002]航空发动机进气结构是航空发动机的主承力框架，包括外机匣、内环以及多个支板，其中，内环多以铸造成型，在外机匣内设置，与航空发动机前支点轴承机匣连接；各个支板在外机匣、内环之间沿周向排列分布，根部与内环焊接连接，顶端焊接有支板头；各个支板头以铸造成型，与外机匣焊接连接，航空发动机前支点承受的径向载荷通过前支点轴承机匣传递给向进气框架进行传递，该种技术方案存在以下缺陷：
[0003]1)存在数量众多的焊缝，易发生焊接质量不达标的情况，并由此产生变形及其应力集中等问题；
[0004]2)各个支板头及其内环以铸造成型，质量稳定性差，且会增加焊接的难度，甚至发生不能够焊接的情形；
[0005]3)外机匣内于各个支板后侧设置可调叶片，可调叶片与支板间间隙较小，在装配时易发生相互干涉的情形。
[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进气支撑结构及其装配方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。r/>[0009]本申请的技术方案是：
[0010]一方面提供一种航空发动机进气支撑结构，包括：
[0011]外机匣前段，且后端具有多个顶端安装缺口，外壁具有多个凸出部位以及前段连接边；
[0012]内环，在外机匣前段内设置，且后端外壁具有多个根部安装开口槽；
[0013]多个支板，顶端成型有支板头，根部成型有下缘板，在外机匣前段、内环间沿周向分布；每个支板头对应滑入到一个顶端安装缺口中，对应与一个凸出部位通过螺栓连接；每个下缘板对应滑入到一个根部安装开口槽中；内环后端与前支点轴承机匣前端连接边通过螺栓连接，前支点轴承机匣将各个下缘板压紧在对应的根部安装开口槽中；
[0014]外机匣后段，其内装配可调叶片，外壁具有后段连接边；后段连接边与前段连接边间通过螺栓连接，使外机匣前段、机匣后段对接。
[0015]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进气支撑结构中，各个凸出部
位环绕对应的顶端安装缺口。
[0016]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进气支撑结构中，各个下缘板的横截面呈燕尾型。
[0017]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进气支撑结构中，机匣后段的前段具有多个叶片安装缺口；
[0018]各个叶片安装缺口中安装有衬套；
[0019]每个衬套对应与一个支板头间平面接触，相互压紧；
[0020]每个可调叶片的上轴颈对应在一个衬套中安装。
[0021]另一方面提供一种航空发动机进气支撑结构装配方法，用以实现任一上述航空发动机进气支撑结构的装配，包括：
[0022]在外机匣前段内设置内环；
[0023]将各个支板板滑入到对应的顶端安装缺口中，与对应的凸出部位以螺栓进行连接，以及将各个下缘板滑入到对应的根部安装开口槽中；
[0024]内环后端与前支点轴承机匣前端连接边间通过螺栓连接；
[0025]将各个衬套安装到对应的叶片安装缺口中；
[0026]将各个可调叶片的上轴颈安装到对应的衬套中；
[0027]将前段连接边、后段连接边通过螺栓进行连接，使外机匣前段、机匣后段对接，以及使各个衬套与对应的支板头间平面接触并相互压紧。
附图说明
[0028]图1是本申请实施例提供的航空发动机进气支撑结构的示意图；
[0029]图2是图1的局部俯视图；
[0030]图3是内环及其根部安装开口槽的示意图；
[0031]其中：
[0032]1‑
外机匣前段；2
‑
内环；3
‑
支板；4
‑
前支点轴承机匣；5
‑
外机匣后段；6
‑
可调叶片；7
‑
衬套。
[0033]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
[0034]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。
[0035]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。
[0036]此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，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，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。
[0037]下面结合附图1至图3对本申请做进一步详细说明。
[0038]一方面提供一种航空发动机进气支撑结构，包括：
[0039]外机匣前段1，且后端具有多个顶端安装缺口，外壁具有多个凸出部位以及前段连接边；
[0040]内环2，在外机匣前段1内设置，且后端外壁具有多个根部安装开口槽；
[0041]多个支板3，顶端成型有支板头，根部成型有下缘板，在外机匣前段1、内环2间沿周向分布；每个本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机进气支撑结构，其特征在于，包括：外机匣前段(1)，且后端具有多个顶端安装缺口，外壁具有多个凸出部位以及前段连接边；内环(2)，在外机匣前段(1)内设置，且后端外壁具有多个根部安装开口槽；多个支板(3)，顶端成型有支板头，根部成型有下缘板，在外机匣前段(1)、内环(2)间沿周向分布；每个支板头对应滑入到一个顶端安装缺口中，对应与一个凸出部位通过螺栓连接；每个下缘板对应滑入到一个根部安装开口槽中；内环(2)后端与前支点轴承机匣(4)前端连接边通过螺栓连接，前支点轴承机匣(4)将各个下缘板压紧在对应的根部安装开口槽中；外机匣后段(5)，其内装配可调叶片(6)，外壁具有后段连接边；后段连接边与前段连接边间通过螺栓连接，使外机匣前段(1)、机匣后段(5)对接。2.根据权利要求1所述的航空发动机进气支撑结构，其特征在于，各个凸出部位环绕对应的顶端安装缺口。3.根据权利要求1所述的航空发动机进气支撑...

【专利技术属性】
技术研发人员：魏雪莱，
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：