航空发动机高温部件滑油系统辅助封严结构的制作方法

本实用新型涉及航空发动机领域，特别地，涉及一种航空发动机高温部件滑油系统辅助封严结构。

背景技术：

航空发动机漏油一直被视为一大难题，其中某一款航空发动机自批产交付以来，台架试车的C腔后盖漏油问题一直存在，主要表现为发动机工作一段时间后发动机后盖上的隔热装置组件30上有油迹，如图1所示。该款航空发动机当年累计交付83台，台架试车过程中有36台存在C腔后盖漏油问题，直接经济损失200万以上。针对C腔后盖漏油问题，对10台C腔后盖漏油的发动机进行下台分解，但因缺乏有效的排故措施，并且台架排漏油周期长，在此过程中严重影响了发动机的生产交付。

因此，航空发动机后盖漏油，是一个亟待解决的技术问题。

技术实现要素：

本实用新型目的在于提供一种航空发动机高温部件滑油系统辅助封严结构，以解决航空发动机后盖漏油的技术问题。

为实现上述目的，本实用新型采用的技术方案如下：

本实用新型提供一种航空发动机高温部件滑油系统辅助封严结构，包括用于将油腔与大气相隔离的后盖、以及设置在油腔内且位于后盖的结合处用于密封后盖的胶圈，后盖的结合处以及胶圈的外表面上涂覆有用于封严油腔内的滑油的耐高温烘干漆层。

进一步地，后盖的边缘上设置有用于容纳胶圈的胶圈槽，胶圈对应放置在胶圈槽上。

进一步地，胶圈为环形胶圈，胶圈槽为环形胶圈槽。

进一步地，耐高温烘干漆层周向均匀涂覆在后盖的结合处以及胶圈的外表面上。

进一步地，耐高温烘干漆层由铝粉有机硅耐热烘干漆涂覆而成。

进一步地，航空发动机高温部件滑油系统辅助封严结构，还包括与后盖相连用于对航空发动机产生的热量进行隔离的隔热装置组件。

进一步地，隔热装置组件连接在后盖的外壁上。

进一步地，胶圈为O型耐热橡胶圈。

进一步地，胶圈由氟橡胶材质制成。

进一步地，胶圈槽的宽度为3.5～3.7mm，胶圈槽的直径为129～131mm，胶圈的宽度为2.9～3.1mm，胶圈的直径为134～136mm。

本实用新型具有以下有益效果：

本实用新型提供的航空发动机高温部件滑油系统辅助封严结构，利用涂覆在后盖的结合处以及胶圈的外表面的耐高温烘干漆层来封严油腔内的滑油，从而解决了航空发动机后盖漏油的技术问题，本实用新型提供的航空发动机高温部件滑油系统辅助封严结构，提高了生产效率、降低了检测和返修成本。

除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本实用新型还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本实用新型作进一步详细的说明。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本实用新型的进一步理解，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。在附图中：

图1是现有技术中航空发动机后盖漏油的结构示意图；

图2是本实用新型航空发动机高温部件滑油系统辅助封严结构第一实施例的结构示意图；

图3是图1中A部分的局部放大示意图；

图4是本实用新型航空发动机高温部件滑油系统辅助封严结构第二实施例的结构示意图。

附图标号说明：

10、后盖；20、胶圈；11、胶圈槽；30、隔热装置组件。

具体实施方式

以下结合附图对本实用新型的实施例进行详细说明，但是本实用新型可以由权利要求限定和覆盖的多种不同方式实施。

参照图2和图4，本实用新型的优选实施例提供了一种航空发动机高温部件滑油系统辅助封严结构，包括用于将油腔与大气相隔离的后盖10、以及设置在后盖10的结合处用于密封后盖10的胶圈20，后盖10的结合处以及胶圈20的外表面上涂覆有用于封严油腔内的滑油的耐高温烘干漆层。

由于航空发动机工作温度较高、工作环境复杂恶劣，再加上胶圈材料与高温合金材料在高温下膨胀系数的差异等原因，部分发动机出现胶圈封严失效滑油泄漏问题，而本实施例提供的航空发动机高温部件滑油系统辅助封严结构，与现有技术相比，利用涂覆在后盖的结合处以及胶圈的外表面的耐高温烘干漆层来封严油腔内的滑油，从而解决了航空发动机后盖漏油的技术问题，本实施例提供的航空发动机高温部件滑油系统辅助封严结构，提高了生产效率，降低了检测和返修成本。

优选地，如图2至图4所示，本实施例提供的航空发动机高温部件滑油系统辅助封严结构，后盖10的边缘上设置有用于容纳胶圈20的胶圈槽11，胶圈20对应放置在胶圈槽11上。在本实施例中，胶圈20设置在后盖10的安装边的胶圈槽11上。具体地，胶圈20为环形胶圈，胶圈槽11为环形胶圈槽。胶圈20为O型耐热橡胶圈。胶圈20可以由氟橡胶等耐高温材质制成，在此不做限定，均在本专利的保护范围之内。

本实施例提供的航空发动机高温部件滑油系统辅助封严结构，在胶圈槽的后方涂覆耐高温烘干漆层，从而解决了航空发动机后盖漏油的技术问题，且提高了生产效率、降低了检测和返修成本。

针对发动机后盖漏油问题，对现有的漏油发动机进行了涂漆试验，将耐高温烘干漆层周向均匀涂覆在后盖10的结合处以及胶圈20的外表面上，涂漆后发动机后盖漏油问题解除，从而确认发动机漏油的原因为胶圈20封严无法满足要求。

可选地，本实施例提供的航空发动机高温部件滑油系统辅助封严结构，耐高温烘干漆层由铝粉有机硅耐热烘干漆(型号为W61-55)涂覆而成，由于前方有胶圈20隔离不会进入油腔，且通过试验证明可有效改善后盖封严效果，可以作为常规排漏油手段使用。

进一步地，本实施例提供的航空发动机高温部件滑油系统辅助封严结构，还包括与后盖10相连用于对航空发动机产生的热量进行隔离的隔热装置组件30。隔热装置组件30连接在后盖10的外壁上。为了降低发动机发热时对胶圈20封严效果的影响，在本实施例中，采用设置在后盖10的外壁上的隔热装置组件30对航空发动机产生的热量进行隔离。

优选地，本实施例提供的航空发动机高温部件滑油系统辅助封严结构，胶圈槽11的宽度为3.5～3.7mm，胶圈槽11的直径为129～131mm，胶圈20的宽度为2.9～3.1mm，胶圈20的直径为134～136mm。

本实施例提供的航空发动机高温部件滑油系统辅助封严结构，通过验证试验和后续的实际应用，证明封严效果良好。

以上所述仅为本实用新型的优选实施例而已，并不用于限制本实用新型，对于本领域的技术人员来说，本实用新型可以有各种更改和变化。凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。