一种航空发动机用耐高温机匣结构的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及航空类产品的机匣结构，特别涉及了一种航空发动机用耐高温机匣结构。
【背景技术】
[0002]航空发动机用核心机出口处的高温段机匣，具备对核心机出口处气流整流的作用，还可在靠近核心机出口的位置布置测试传感器，直接测量核心机出口的温度、压力等参数。
[0003]传统的航空发动机台架测试中，对核心机出口参数的测量有两种途径:一种是在远离核心机出口的位置布置测试传感器，测得参数后再通过性能计算，推算出核心机出口的参数指标，这种方法不能直观、准确的得到核心机的性能水平；另一种方法是在一段整体铸造的机匣上布置测试传感器开展测量，这种方法可以直观、准确的得到核心机出口处的参数，但经过工程应用发现，这种含“内环机匣、整流叶栅和外环机匣”的整体铸造的机匣，容易产生大的热变形不协调问题，导致整流叶栅与外环机匣连接处出现大范围的裂纹，在试车中有整流叶栅断裂、脱落并打伤流道后面结构的风险。
【发明内容】
[0004]本发明的目的是针对现有耐高温机匣暴露的问题和不足，提供了一种航空发动机用耐高温机匣结构，综合性能较优的机匣结构，具有耐高温效果好、测试项目丰富、变形协调能力强等特点。
[0005]本发明提供了一种航空发动机用耐高温机匣结构，其特征在于:所述的航空发动机用耐高温机匣结构，包括整流叶栅与内环机匣焊接组件、外环机匣装配组合件、球面引气接嘴、封严片；
[0006]整流叶栅与内环机匣焊接组件由整流叶栅、内环机匣及集气盒焊接组成；外环机匣装配组合件包括外环机匣前段、外环机匣后段、连接前后段机匣用的连接件组成。
[0007]所述的整流叶栅与内环机匣焊接组件和外环机匣装配组合件分别固定在航空发动机其他内、外环结构上，构成包含整流叶栅及内、外环机匣的结构；外环机匣外侧冷气经由球面引气接嘴、集气盒、整流叶栅内腔到达内环机匣内侧，构成空气系统流路；结构上采用焊接或装配的结构形式代替传统的整体铸造结构，在继续满足测试性、保存冷却空气流路的情况下，可解决高温区机匣热变形不协调的问题。
[0008]本发明的优点:
[0009]本发明所述的航空发动机用耐高温机匣结构，保证了在高温区机匣具备良好的测试性，满足了航空发动机对核心机出口处温度、压力等重要参数的直观测量要求；解决了整流叶栅与内、外环机匣热变形不协调的问题；实现了引气及封严达到冷却机匣结构并保持空气系统流路的目的；充分考虑了结构的后续生产工艺难度，使结构具有良好的可生产性。结构合理，加工便利，装配和分解过程无干涉，结构耐高温、刚度好、使用寿命长、可靠性高，实用性更高，能够反复使用。
【附图说明】
[0010]下面结合附图及实施方式对本发明作进一步详细的说明:
[0011]图1是航空发动机用耐高温机匣结构的组成示意图；
[0012]图2是整流叶栅和球面引气接嘴的剖视图，显示相邻整流叶栅外环的封严结构形式及引气接嘴防脱落的盖板固定结构形式；
[0013]图3是航空发动机用耐高温机匣结构的三维剖视图；
[0014]图4是航空发动机用耐高温机匣结构的三维结构示意图；
[0015]图中，1、内环机匣；2、台架测试孔；3、导流叶栅；4、外环机匣前段；5、台架测试孔；6、螺栓螺母连接件；7、球面引气接嘴；8、盖板；9、集气盒；10、外环机匣后段；11、台架测试孔；12、封严片；13、螺钉。
【具体实施方式】
[0016]实施例1
[0017]本实施例提供了一种航空发动机用耐高温机匣结构，其特征在于:所述的航空发动机用耐高温机匣结构，包括整流叶栅与内环机匣焊接组件、外环机匣装配组合件、球面引气接嘴、封严片；
[0018]整流叶栅与内环机匣焊接组件由整流叶栅、内环机匣及集气盒焊接组成；外环机匣装配组合件包括外环机匣前段、外环机匣后段、连接前后段机匣用的连接件组成。
[0019]所述的整流叶栅与内环机匣焊接组件和外环机匣装配组合件分别固定在航空发动机其他内、外环结构上，构成包含整流叶栅及内、外环机匣的结构；外环机匣外侧冷气经由球面引气接嘴、集气盒、整流叶栅内腔到达内环机匣内侧，构成空气系统流路；结构上采用装配的结构形式代替传统的整体铸造结构，在继续满足测试性、保存冷却空气流路的情况下，可解决高温区机匣热变形不协调的问题。
[0020]实施例2
[0021]本实施例提供了一种航空发动机用耐高温机匣结构，其特征在于:所述的航空发动机用耐高温机匣结构，包括整流叶栅与内环机匣焊接组件、外环机匣装配组合件、球面引气接嘴、封严片；
[0022]整流叶栅与内环机匣焊接组件由整流叶栅、内环机匣及集气盒焊接组成；外环机匣装配组合件包括外环机匣前段、外环机匣后段、连接前后段机匣用的连接件组成。
[0023]所述的整流叶栅与内环机匣焊接组件和外环机匣装配组合件分别固定在航空发动机其他内、外环结构上，构成包含整流叶栅及内、外环机匣的结构；外环机匣外侧冷气经由球面引气接嘴、集气盒、整流叶栅内腔到达内环机匣内侧，构成空气系统流路；结构上采用焊接结构形式代替传统的整体铸造结构，在继续满足测试性、保存冷却空气流路的情况下，可解决高温区机匣热变形不协调的问题。
【主权项】
1.一种航空发动机用耐高温机匣结构，其特征在于:所述的航空发动机用耐高温机匣结构，包括整流叶栅与内环机匣焊接组件、外环机匣装配组合件、球面引气接嘴、封严片； 整流叶栅与内环机匣焊接组件由整流叶栅、内环机匣及集气盒焊接组成；外环机匣装配组合件包括外环机匣前段、外环机匣后段、连接前后段机匣用的连接件组成。2.按照权利要求1所述的航空发动机用耐高温机匣结构，其特征在于:所述的整流叶栅与内环机匣焊接组件和外环机匣装配组合件分别固定在航空发动机其他内、外环结构上，构成包含整流叶栅及内、外环机匣的结构；外环机匣外侧冷气经由球面引气接嘴、集气盒、整流叶栅内腔到达内环机匣内侧，构成空气系统流路；结构上采用焊接或装配的结构。
【专利摘要】一种航空发动机用耐高温机匣结构，包括整流叶栅与内环机匣焊接组件、外环机匣装配组合件、球面引气接嘴、封严片；整流叶栅与内环机匣焊接组件由整流叶栅、内环机匣及集气盒焊接组成；外环机匣装配组合件包括外环机匣前段、外环机匣后段、连接前后段机匣用的连接件组成。本发明的优点：保证了在高温区机匣具备良好的测试性，满足了航空发动机对核心机出口处温度、压力等重要参数的直观测量要求；解决了整流叶栅与内、外环机匣热变形不协调的问题；实现了引气及封严达到冷却机匣结构并保持空气系统流路的目的；结构合理，加工便利，装配和分解过程无干涉，结构耐高温、刚度好、使用寿命长、可靠性高，实用性更高，能够反复使用。
【IPC分类】F02C7/00
【公开号】CN105317556
【申请号】CN201410727913
【发明人】刘永泉, 怀时卫, 徐雪, 张德志, 田大可, 李守秋
【申请人】中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所
【公开日】2016年2月10日
【申请日】2014年12月4日