一种具有自补偿功能的飞机发动机引气管路的制作方法

本申请属于航空发动机外部管路设计领域，特别涉及一种具有自补偿功能的飞机发动机引气管路。

背景技术：

外部管路是航空发动机的重要组成部分。外部管路用于将燃油、滑油、空气、油气等从各发动机附件输送到主机的各主机部件和系统，保证发动机的正常运转。

现有技术中，小涵道比涡扇发动机中的引气结构能够实现从航空发动机内涵向发动机外引气的目的，并通过封严接头球形面的设计，同时解决密封和结构补偿的问题。但是该结构不适用于中等涵道比发动机，主要问题如下：对于小涵道比发动机，内外涵流道空间距离小，当内外涵机匣出现少量的变形不协调时，球形结构提供的变形补偿能力是满足要求的；但是对于中等涵道比发动机，内外涵流道空间距离较大，当内外涵机匣出现较大变形量时，该结构补偿量不足，另外当变形较大时，球形接头的封严功能也将失效。对于小涵道比发动机来说，外涵流通通道内的空气流量相对总流量来说较少，同时管路直径较小，造成的外涵流动损失有限；但是对于中等涵道比发动机来说，外涵流通通道内流量很大，同时飞机引气管路直径较大，造成较大的外涵流动损失，进而对整机有较大影响。对于小涵道比发动机来说，飞机发动机之间的管路直径较小，由于管路直径小，管路的刚性较弱，可以依靠自身的变形补偿内涵机匣和外涵机匣的变形；但是对于中等涵道比发动机来说，飞机发动机之间的管路直径较大，大直径的管路刚性较强，单纯依靠管路自身的变形，是无法满足变形补偿的要求。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

技术实现要素：

本申请的目的是提供了一种具有自补偿功能的飞机发动机引气管路，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种具有自补偿功能的飞机发动机引气管路，包括：

发动机引气管路，所述发动机引气管路的一端与发动机外侧引气管路连接，另一端与内涵机匣连接，所述发动机引气管路上设置有外涵连接部，所述外涵连接部配合密封圈与外涵机匣连接；

叶型整流罩，所述叶型整流罩套设在所述发动机引气管路上，所述叶型整流罩一端与所述外涵机匣连接，另一端与所述内涵机匣连接。

可选地，还包括波纹管，所述波纹管设置在所述外涵机匣与所述内涵机匣之间的所述发动机引气管路上。

可选地，发动机引气管路与发动机外侧引气管路通过法兰连接。

可选地，发动机引气管路与发动机外侧引气管路通过卡环连接。

可选地，所述发动机引气管路设置有法兰安装边，所述内涵机匣设置有内涵安装座，所述发动机引气管路通过螺栓与所述内涵机匣连接。

可选地，所述外涵连接部与所述发动机引气管路一体成型。

可选地，所述外涵连接部与所述发动机引气管路通过焊接连接。

可选地，所述外涵连接部具有沿周向开设的凹槽，所述密封圈设置在所述凹槽中，所述外涵机匣设置有密封面，通过将所述密封圈压紧在所述外涵机匣的密封面上，实现所述发动机引气管路与所述外涵机匣连接。

可选地，所述叶型整流罩与所述外涵机匣通过螺栓连接。

可选地，所述叶型整流罩与所述内涵机匣通过焊接连接。

发明至少存在以下有益技术效果：

本申请的具有自补偿功能的飞机发动机引气管路，采用滑动密封结构补偿设计，能够提供较好的变形补偿能力和密封能力，通过叶型整流罩结构能够大幅减低外涵气流的压力损失，提高中等涵道比涡扇发动机的效率和推力。

附图说明

图1是本申请一个实施方式的具有自补偿功能的飞机发动机引气管路示意图；

图2是图1的a-a视图；

图3是本申请一个实施方式的具有自补偿功能的飞机发动机引气管路的外涵连接部示意图。

其中：

1-发动机外侧引气管路；2-卡环；3-发动机引气管路；4-密封圈；5-外涵机匣；6-叶型整流罩；7-波纹管；8-内涵机匣。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的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，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。

下面结合附图1至图3对本申请做进一步详细说明。

本申请提供了一种具有自补偿功能的飞机发动机引气管路，包括：发动机引气管路3以及叶型整流罩6。

具体的，发动机引气管路3的一端与发动机外侧引气管路1连接，另一端与内涵机匣8连接，发动机引气管路3上设置有外涵连接部，外涵连接部配合密封圈4与外涵机匣5连接；叶型整流罩6套设在发动机引气管路3上，叶型整流罩6一端与外涵机匣5连接，另一端与内涵机匣8连接。

本申请的具有自补偿功能的飞机发动机引气管路，还包括波纹管7，波纹管7设置在位于外涵机匣5与内涵机匣8之间的外涵流道的发动机引气管路3上。通过波纹管7的波纹管结构能够补偿内涵机匣8与外涵机匣5之间的变形不协调问题，波纹管结构具备更大的结构补偿能力，使得结构的适应性和可靠性大幅提高。

在本申请的一个实施方式中，发动机引气管路3与发动机外侧引气管路1可以通过法兰连接。在本申请的另一个实施方式中，发动机引气管路3与发动机外侧引气管路1还可以通过快卸卡环2连接。

本申请的具有自补偿功能的飞机发动机引气管路，发动机引气管路3上设置有法兰安装边，内涵机匣8设置有内涵安装座，发动机引气管路3通过螺栓与内涵机匣8连接。

在本申请的一个实施方式中，发动机引气管路3的管壁上设置有外涵连接部，外涵连接部的一端与发动机引气管路3可以是一体成型，也可以通过焊接连接。本实施例中，外涵连接部的另一端具有沿周向开设的凹槽，密封圈4设置在凹槽中，外涵机匣5设置有密封面，通过将密封圈4压紧在外涵机匣5的密封面上，实现发动机引气管路3与外涵机匣5连接。这种滑动密封结构，能够实现对外涵气流的密封，也能够补偿外涵机匣5与内涵机匣8之间的径向的变形不协调的问题。

在本申请的一个实施方式中，叶型整流罩6一端与外涵机匣5通过螺栓连接，另一端与内涵机匣8通过焊接连接。依靠叶型整流罩6结构可以大幅度的降低大直径管路对外涵气流的扰动，降低外涵气流的性能损失，同时也降低了外涵气流对管路的直接冲击，提高了结构的可靠性和安全性。

本申请的具有自补偿功能的飞机发动机引气管路，采用滑动密封结构和波纹管两处结构补偿设计，能够提供较好的变形补偿能力和密封能力，通过叶型整流罩结构能够大幅减低外涵气流的压力损失，提高中等涵道比涡扇发动机的效率和推力，满足中等涵道比涡扇发动机的使用需求。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。