一种航空发动机进气道充压强度试验结构制造技术

本申请属于航空发动机进气道充压强度试验技术领域，具体涉及一种航空发动机进气道充压强度试验结构，包括：支架；堵板，连接在支架上，位于进气道进口内，与进气道间存在小间隙，其上具有安装口；盖板，以可拆卸的方式连接在堵板上，封堵安装口；帆布带，粘接在堵板、进气道内侧，在堵板、进气道小间隙处存在褶皱；气球布带，粘接在堵板、进气道内侧，以及粘接在帆布带内侧，在堵板、气道小间隙处存在褶皱。气道小间隙处存在褶皱。气道小间隙处存在褶皱。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机进气道充压强度试验结构


[0001]本申请属于航空发动机进气道充压强度试验
，具体涉及一种航空发动机进气道充压强度试验结构。

技术介绍

[0002]当前，航空发动机进气道充压强度试验中，多是在以支撑装置支撑的进气道进口内设置堵板进行封堵，进气道出口处连接航空发动机部件，堵板刚性连接在进气道内，采用聚氨酯胶在连接部位进行密封，该种技术方案存在以下缺陷：
[0003]1)堵板对进气道的刚度产生较大影响，限制进气道的充压变形，影响试验结果的可靠性；
[0004]2)聚氨酯胶易在进气道充压变形时，易被撕裂，难以保证试验的顺利完成；
[0005]3)易出现漏点，且修补困难。
[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道充压强度试验结构，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]一种航空发动机进气道充压强度试验结构，包括：
[0011]支架；
[0012]堵板，连接在支架上，位于进气道进口内，与进气道间存在小间隙，其上具有安装口；
[0013]盖板，以可拆卸的方式连接在堵板上，封堵安装口；
[0014]帆布带，粘接在堵板、进气道内侧，在堵板、进气道小间隙处存在褶皱；
[0015]气球布带，粘接在堵板、进气道内侧，以及粘接在帆布带内侧，在堵板、气道小间隙处存在褶皱。
[0016]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进气道充压强度试验结构中，堵板上具有充气孔、气压检测孔、充气保护孔，其中：
[0017]充气孔中安装有充气嘴；
[0018]气压检测孔中安装有气压检测计；
[0019]充气保护孔中安装有泄压阀。
[0020]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进气道充压强度试验结构中，盖板通过螺栓连接在堵板上，之间垫有密封圈，且堵板上的螺栓孔为盲孔。
[0021]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进气道充压强度试验结构中，支架包括：
[0022]立柱；
[0023]两个横梁，连接在两个立柱之间；
[0024]两对支杆，连接在两个横梁上；
[0025]两对支板，连接在两对支杆上；
[0026]所述航空发动机进气道充压强度试验结构，还包括：
[0027]多个堵板加强筋，连接在堵板外侧，呈环形；
[0028]两对支架转接板，连接在各个堵板加强筋两端上，与两对支板间通过螺栓连接。
[0029]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进气道充压强度试验结构中，还包括：
[0030]两个起吊环，连接在两个相对的堵板加强筋上。
[0031]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进气道充压强度试验结构中，还包括：
[0032]两个盖板转接板，连接在两个相对的堵板加强筋上；
[0033]盖板加强筋，连接盖板上；
[0034]堵板转接梁，连接在盖板加强筋上，两端与两个盖板转接板间通过螺栓连接。
[0035][0036]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机进气道充压强度试验结构中，还包括：
[0037]承力地坪，其上连接支架
附图说明
[0038]图1是本申请实施例提供的航空发动机进气道充压强度试验结构的示意图；
[0039]图2
‑
图5是本申请实施例提供的航空发动机进气道充压强度试验结构的局部示意图；
[0040]其中：
[0041]1‑
支架；2
‑
堵板；3
‑
进气道；4
‑
盖板；5
‑
帆布带；6
‑
气球布带；7
‑
立柱；8
‑
横梁；9
‑
支杆；10
‑
支板；11
‑
堵板加强筋；12
‑
支架转接板；13
‑
起吊环；14
‑
盖板加强筋；15
‑
堵板转接梁；16
‑
承力地坪；17
‑
盖板转接板。
[0042]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
[0043]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。
[0044]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。
[0045]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。
[0046]下面结合附图1至图5对本申请做进一步详细说明。
[0047]一种航空发动机进气道充压强度试验结构，包括：
[0048]支架1；
[0049]堵板2，其上具有安装口，连接在支本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机进气道充压强度试验结构，其特征在于，包括：支架(1)；堵板(2)，连接在支架(1)上，位于进气道(3)进口内，与进气道(3)间存在小间隙，其上具有安装口；盖板(4)，以可拆卸的方式连接在堵板(2)上，封堵安装口；帆布带(5)，粘接在堵板(2)、进气道(3)内侧，在堵板(2)、进气道(3)小间隙处存在褶皱；气球布带(6)，粘接在堵板(2)、进气道(3)内侧，以及粘接在帆布带(4)内侧，在堵板(2)、气道(3)小间隙处存在褶皱。2.根据权利要求1所述的航空发动机进气道充压强度试验结构，其特征在于，堵板(2)上具有充气孔、气压检测孔、充气保护孔，其中：充气孔中安装有充气嘴；气压检测孔中安装有气压检测计；充气保护孔中安装有泄压阀。3.根据权利要求1所述的航空发动机进气道充压强度试验结构，其特征在于，盖板(4)通过螺栓连接在堵板(2)上，之间垫有密封圈，且堵板(2)上的螺栓孔为盲孔。4.根据权利要求1所述的航空发动机进气道充压强度试验结构，其特征在于，支架...

【专利技术属性】
技术研发人员：卓轶，常文魁，孙汉斌，窦秋芳，陈莉，
申请(专利权)人：中国飞机强度研究所，
类型：发明
国别省市：