一种航空发动机管路连接结构制造技术

技术编号:38199113 阅读:18 留言:0更新日期:2023-07-21 16:38
本申请属于航空发动机管路连接结构领域,具体涉及一种航空发动机管路连接结构,包括:前部管路;后部管路,以记忆合金材料制造,其一端成型有连接接头,该连接接头套接在前部管路一端;连接接头前端部位内壁呈锥形;连接接头中间部位内壁径向尺寸,在常温下,小于前部管路外径,且连接接头中间部位内壁具有两道圆弧形凸台,该两道圆弧形凸台的径向尺寸,在低温下,大于前部管路外径;连接接头后端部位内壁径向尺寸,在常温下,与前部管路内径一致。与前部管路内径一致。与前部管路内径一致。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机管路连接结构


[0001]本申请属于航空发动机管路连接结构领域,具体涉及一种航空发动机管路连接结构。

技术介绍

[0002]航空发动机中管路主要采用永久式连接或可分离式连接。
[0003]永久式管路连接,多采用焊接形式进行连接,具有较强的耐压能力,密封可靠,质量和体积较小,不适用于异种材料管路间的连接,不具有抗振性能,焊接位置存在热影响区,易发生故障,且不能够拆卸,发生故障后,不便于维护。
[0004]可分离式管路连接,多采用螺纹连接,可拆卸,便于维护,可适用于异种材料管控间的连接,但质量、体积相对较大,接头零件数多,密封可靠性差,不具有防振能力,易遭受振动损伤。
[0005]鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
[0006]需注意的是,以上
技术介绍
内容的公开仅用于辅助理解本申请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

[0007]本申请的目的是提供一种航空发动机管路连接结构,以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
[0008]本申请的技术方案是:
[0009]一种航空发动机管路连接结构,包括:
[0010]前部管路;
[0011]后部管路,以记忆合金材料制造,其一端成型有连接接头,该连接接头套接在前部管路一端;
[0012]连接接头前端部位内壁呈锥形;
[0013]连接接头中间部位内壁径向尺寸,在常温下,小于前部管路外径,且连接接头中间部位内壁具有两道圆弧形凸台,该两道圆弧形凸台的径向尺寸,在低温下,大于前部管路外径;
[0014]连接接头后端部位内壁径向尺寸,在常温下,与前部管路内径一致。
[0015]根据本申请的至少一个实施例,上述的航空发动机管路连接结构中,记忆合金材料为TiNiFe,NiTiNb。
[0016]根据本申请的至少一个实施例,上述的航空发动机管路连接结构中,连接接头前端部位内壁锥形面的斜角为1.5
°
~2
°

[0017]根据本申请的至少一个实施例,上述的航空发动机管路连接结构中,D2=0.98D1;
[0018]D3=0.935D1;
[0019]R取0.5mm—2mm;
[0020]L2取5mm—10mm;
[0021]其中
[0022]D1为连接接头后端部位内壁在常温下的径向尺寸;
[0023]D2为连接接头中间部位内壁在常温下的径向尺寸;
[0024]D3为连接接头中间部位内壁圆弧形凸台在常温下的径向尺寸;
[0025]L2为连接接头中间部位内壁两道圆弧形凸台之间的间距;
[0026]R为连接接头中间部位内壁圆弧形凸台在常温下的宽度。
附图说明
[0027]图1是本申请实施例提供的航空发动机管路连接结构的示意图;
[0028]图2是本申请实施例提供的连接接头各部位尺寸的示意图;
[0029]图3是本申请实施例提供的前部管路与后部管路连接接头间应力分布的示意图;
[0030]其中:
[0031]1‑
前部管路;2

后部管路;
[0032]D1为连接接头后端部位内壁在常温下的径向尺寸;
[0033]D2为连接接头中间部位内壁在常温下的径向尺寸;
[0034]D3为连接接头中间部位内壁圆弧形凸台在常温下的径向尺寸;
[0035]L1为连接接头中间部位内壁圆弧形凸台根部在常温下的宽度;
[0036]L2为连接接头中间部位内壁两道圆弧形凸台之间的间距;
[0037]R为连接接头中间部位内壁圆弧形凸台在常温下的宽度;
[0038]a
°
为连接接头前端部位内壁锥形面的斜角。
[0039]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
[0040]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。
[0041]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。
[0042]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。
[0043]下面结合附图1至图3对本申请做进一步详细说明。
[0044]一种航空发动机管路连接结构,包括:
[0045]前部管路1;
[0046]后部管路2,以记忆合金材料制造,其一端成型有连接接头,该连接接头套接在前部管路1一端;
[0047]连接接头前端部位内壁呈锥形;
[0048]连接接头中间部位内壁径向尺寸,在常温下,小于前部管路1外径,且连接接头中间部位内壁具有两道圆弧形凸台,该两道圆弧形凸台的径向尺寸,在低温下,大于前部管路1外径;
[0049]连接接头后端部位内壁径向尺寸,在常温下,与前部管路1内径一致。
[0050]上述实施例公开的航空发动机管路连接结构,在具体应用时,可利用液氮对后部管路2上成型的连接接头进行降温,使连接接头处于低温环境进行扩口,在连接接头中间部位内壁两道圆弧形凸台本文档来自技高网
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机管路连接结构,其特征在于,包括:前部管路(1);后部管路(2),以记忆合金材料制造,其一端成型有连接接头,该连接接头套接在前部管路(1)一端;连接接头前端部位内壁呈锥形;连接接头中间部位内壁径向尺寸,在常温下,小于前部管路(1)外径,且连接接头中间部位内壁具有两道圆弧形凸台,该两道圆弧形凸台的径向尺寸,在低温下,大于前部管路(1)外径;连接接头后端部位内壁径向尺寸,在常温下,与前部管路(1)内径一致。2.根据权利要求1所述的航空发动机管路连接结构,其特征在于,记忆合金材料为TiNiFe,NiTiNb。3.根据权利要求1所述的航空发...

【专利技术属性】
技术研发人员:胡伟佳吴英辉程博
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:

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