一种航空发动机进气机匣上防冰引气结构制造技术

本申请属于航空发动机进气机匣上防冰引气结构设计技术领域，具体涉及一种航空发动机进气机匣上防冰引气结构，包括：支撑环，套设在进气机匣外周，前端内部具有环形止动凸出，后端具有多个支撑凸出；环形止动凸出抵靠在进气机匣前端；每个支撑凸台对应通过螺钉连接在一个支板的支板头上，其上具有防冰通气孔，与对应支板头上的防冰进气孔连通；航空发动机进气机匣上防冰引气结构，还包括：集气罩，呈环形，两端边缘焊接在支撑环外侧，与支撑环之间形成环形集气腔，其上具有防冰引气孔；环形集气腔与防冰引气孔连通，以及与各个防冰通气孔连通。通。通。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机进气机匣上防冰引气结构


[0001]本申请属于航空发动机进气机匣上防冰引气结构设计
，具体涉及一种航空发动机进气机匣上防冰引气结构。

技术介绍

[0002]航空发动机前端设置进气机匣作为主承力结构，其内设置支板环，在进气机匣与支板环之间沿周向设置多个支板进行支撑，支板头自进气机匣上的型孔伸出，进行固定。
[0003]为了对进气机匣内支板进行防冰，设计各个支板为中空结构，且在支板头上开设防冰进气孔，以及在支板壁面开设防冰排气孔，以及在进气机匣上设置集气罩，集气罩呈环形，环绕在进气机匣外周，与进气机匣之间形成环形集气腔，环形集气腔与各个防冰进气孔连通，集气罩上开设防冰引气孔，在航空发动机工作时，可通过防冰引气孔向环形集气腔内引入防冰气，防冰气通过各个防冰进气孔进入到各个支板内，其后通过各个支板壁面上的防冰排气孔排出，实现对各个支板的防冰效果。
[0004]当前，为了便于装配，设计集气罩由多个弧形块焊接而成，且是通过焊接直接连接在进气机匣上，该种技术方案的实施存在以下缺陷：
[0005]1)集气罩、进气机匣上存在大量的焊缝，在焊接过程中，易发生较大程度的变形，对进气机匣承力结构造成不利影响；
[0006]2)集气罩与进气机匣焊接为一体，进气罩发生损伤时，不能够对部件进行单独更换，可维护性差。
[0007]鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
[0008]需注意的是，以上
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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
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不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

技术实现思路

[0009]本申请的目的是提供一种航空发动机进气机匣上防冰引气结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
[0010]本申请的技术方案是：
[0011]一种航空发动机进气机匣上防冰引气结构，包括：
[0012]支撑环，套设在进气机匣外周，前端内部具有环形止动凸出，后端具有多个支撑凸出；
[0013]环形止动凸出抵靠在进气机匣前端；
[0014]每个支撑凸台对应通过螺钉连接在一个支板的支板头上，其上具有防冰通气孔，与对应支板头上的防冰进气孔连通；
[0015]航空发动机进气机匣上防冰引气结构，还包括：
[0016]集气罩，呈环形，两端边缘焊接在支撑环外侧，与支撑环之间形成环形集气腔，其
上具有防冰引气孔；
[0017]环形集气腔与防冰引气孔连通，以及与各个防冰通气孔连通。
[0018]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进气机匣上防冰引气结构中，支撑环前端外壁具有环形加强安装边。
[0019]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进气机匣上防冰引气结构中，支撑环外壁凹陷，形成环形凹槽，构成环形集气腔。
[0020]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进气机匣上防冰引气结构中，各个支板头上具有连接凸台；
[0021]每个支撑凸出与对应连接凸台之间通过两个螺钉进行连接。
[0022]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进气机匣上防冰引气结构中，还包括：
[0023]引气座，焊接在防冰引气孔中，其上具有防冰气源连通孔；
[0024]防冰气源连通孔与环形集气腔连通。
[0025]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进气机匣上防冰引气结构中，还包括：
[0026]多个密封垫，每个密封垫对应垫在一个支撑凸台、支板头之间。
附图说明
[0027]图1是本申请实施例提供的航空发动机进气机匣上防冰引气结构的示意图；
[0028]图2是本申请实施例提供的航空发动机进气机匣上防冰引气结构局部剖视图；
[0029]其中：
[0030]1‑
支撑环；2
‑
进气机匣；3
‑
支板；4
‑
集气罩；5
‑
引气座；6
‑
密封垫。
[0031]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，不能理解为对本申请的限制。
具体实施方式
[0032]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。
[0033]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。
[0034]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。
[0035]下面结合附图1至图2对本申请做进一步详细说明。
[0036]一种航空发动机进气机匣上防冰引气结构，包括：
[0037]支撑环1，套设在进气机匣2外周，前端内部具有环形止动凸出，后端具有多个支撑凸出；
[0038]环形止动凸出抵靠在进气机匣2前端；
[0039]每个支撑凸台对应通过螺钉连接在一个支板3的支板头上，其上具有防冰通气孔，与对应支板头上的防冰进气孔连通；
[0040]航空发动机进气机匣上防冰引气结构，还包括：
[0041]集气罩4，呈环形，两端边缘焊接在支撑环1外侧，与支撑环之间形成环形集气腔，其上具有防冰引气孔；
[0042]环形集气腔与本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机进气机匣上防冰引气结构，其特征在于，包括：支撑环(1)，套设在进气机匣(2)外周，前端内部具有环形止动凸出，后端具有多个支撑凸出；环形止动凸出抵靠在进气机匣(2)前端；每个支撑凸台对应通过螺钉连接在一个支板(3)的支板头上，其上具有防冰通气孔，与对应支板头上的防冰进气孔连通；所述航空发动机进气机匣上防冰引气结构，还包括：集气罩(4)，呈环形，两端边缘焊接在支撑环(1)外侧，与支撑环之间形成环形集气腔，其上具有防冰引气孔；环形集气腔与防冰引气孔连通，以及与各个防冰通气孔连通。2.根据权利要求1所述的航空发动机进气机匣上防冰引气结构，其特征在于，支撑环(1)前端外壁具有环形加强安装...

【专利技术属性】
技术研发人员：魏雪莱，张成凯，苏里，
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：