发动机特种试验用工艺进气道.pdf

1、(19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 202010453270.3 (22)申请日 2020.05.26 (71)申请人 中国航发沈阳发动机研究所 地址 110015 辽宁省沈阳市沈河区万莲路1 号 (72)发明人 孙家超于之帅林山金镜 马浩李洪雷高巍满达夏营 (74)专利代理机构 北京航信高科知识产权代理 事务所(普通合伙) 11526 代理人 高原 (51)Int.Cl. F02C 7/04(2006.01) F02K 9/96(2006.01) (54)发明名称 一种发动机特种试验用工艺进气道 (57)摘要 本

2、申请属于航空发动机进气道技术领域， 特 别涉及一种发动机特种试验用工艺进气道。 包 括： 依次连接的唇口段以及平直段， 唇口段包括 唇口段上蒙皮以及唇口段下蒙皮， 所述唇口段上 蒙皮与所述唇口段下蒙皮一体成型， 且呈双扭线 线型， 所述唇口段上蒙皮与所述唇口段下蒙皮之 间填充有泡沫夹芯； 平直段包括平直段上蒙皮以 及平直段下蒙皮， 所述平直段上蒙皮与所述唇口 段上蒙皮连接， 所述平直段下蒙皮与所述唇口段 下蒙皮连接， 所述平直段上蒙皮与所述平直段下 蒙皮之间填充有蜂窝夹芯， 平直段远离唇口段的 一端设置有钛合金翻边法兰。 本申请在提高整体 结构强度、 刚度的同时， 降低了进气道整体重量， 可满

3、足紫外、 冷热、 腐蚀、 振动等露天和外场试验 使用工况需求。 权利要求书1页 说明书3页 附图2页 CN 111577464 A 2020.08.25 CN 111577464 A 1.一种发动机特种试验用工艺进气道， 其特征在于， 包括： 依次连接的唇口段(1)以及 平直段(2)， 其中， 所述唇口段(1)包括唇口段蒙皮(11)， 所述唇口段蒙皮(11)包括唇口段上蒙皮以及唇 口段下蒙皮， 所述唇口段上蒙皮与所述唇口段下蒙皮一体成型， 且呈双扭线线型， 所述唇口 段上蒙皮与所述唇口段下蒙皮之间填充有泡沫夹芯(12)； 所述平直段(2)包括平直段蒙皮(21)， 所述平直段蒙皮(21)包括平直

4、段上蒙皮以及平 直段下蒙皮， 所述平直段上蒙皮与所述唇口段上蒙皮连接， 所述平直段下蒙皮与所述唇口 段下蒙皮连接， 所述平直段上蒙皮与所述平直段下蒙皮之间填充有蜂窝夹芯(22)， 所述平 直段(2)远离所述唇口段(1)的一端设置有钛合金翻边法兰(3)。 2.根据权利要求1所述的发动机特种试验用工艺进气道， 其特征在于， 所述发动机特种 试验用工艺进气道的整体长度为1.2m， 所述平直段(2)的长度为0.66m。 3.根据权利要求2所述的发动机特种试验用工艺进气道， 其特征在于， 所述唇口段上蒙 皮以及所述唇口段下蒙皮的厚度均为1.2mm， 所述平直段上蒙皮以及所述平直段下蒙皮的 厚度均为3.2

5、mm。 4.根据权利要求3所述的发动机特种试验用工艺进气道， 其特征在于， 所述泡沫夹芯 (12)为碳纤维复合材料。 5.根据权利要求1所述的发动机特种试验用工艺进气道， 其特征在于， 所述蜂窝夹芯 (22)为碳纤维复合材料。 6.根据权利要求5所述的发动机特种试验用工艺进气道， 其特征在于， 所述蜂窝夹芯 (22)的厚度为20mm。 7.根据权利要求1所述的发动机特种试验用工艺进气道， 其特征在于， 所述钛合金翻边 法兰(3)通过螺栓与发动机风扇机匣连接。 权利要求书 1/1 页 2 CN 111577464 A 2 一种发动机特种试验用工艺进气道 技术领域 0001 本申请属于航空发动机进

6、气道技术领域， 特别涉及一种发动机特种试验用工艺进 气道。 背景技术 0002 航空发动机在地面试车台架试车时， 需要专用的工艺进气道把足够数量的外界空 气以较小的流动损失导入发动机。 短舱进气道位于航空发动机的冷端最前位置， 其内部通 道设计必须保证在发动机各种工作状态下能供给发动机所需空气流量， 为发动机风扇进气 面提供均匀流场和高总压恢复系数， 其结构一般由进气道主要由唇口蒙皮， 前隔板、 后隔 板、 内壁板、 声衬组件和连接法兰组成。 0003 现有技术中， 发动机整机试车用进气道采用聚酯树脂复合材料， 虽然玻璃钢工艺 性优良但玻璃钢笨重， 无法模拟飞机进气道安装限制且无法匹配特种试验

7、设备。 0004 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。 发明内容 0005 本申请的目的是提供了一种发动机特种试验用工艺进气道， 以解决现有技术存在 的至少一个问题。 0006 本申请的技术方案是： 0007 一种发动机特种试验用工艺进气道， 包括： 依次连接的唇口段以及平直段， 其中， 0008 所述唇口段包括唇口段蒙皮， 所述唇口段蒙皮包括唇口段上蒙皮以及唇口段下蒙 皮， 所述唇口段上蒙皮与所述唇口段下蒙皮一体成型， 且呈双扭线线型， 所述唇口段上蒙皮 与所述唇口段下蒙皮之间填充有泡沫夹芯； 0009 所述平直段包括平直段蒙皮， 所述平直段蒙皮包括平直段上

8、蒙皮以及平直段下蒙 皮， 所述平直段上蒙皮与所述唇口段上蒙皮连接， 所述平直段下蒙皮与所述唇口段下蒙皮 连接， 所述平直段上蒙皮与所述平直段下蒙皮之间填充有蜂窝夹芯， 所述平直段远离所述 唇口段的一端设置有钛合金翻边法兰。 0010 可选地， 所述发动机特种试验用工艺进气道的整体长度为1.2m， 所述平直段的长 度为0.66m。 0011 可选地， 所述唇口段上蒙皮以及所述唇口段下蒙皮的厚度均为1.2mm， 所述平直段 上蒙皮以及所述平直段下蒙皮的厚度均为3.2mm。 0012 可选地， 所述泡沫夹芯为碳纤维复合材料。 0013 可选地， 所述蜂窝夹芯为碳纤维复合材料。 0014 可选地， 所

9、述蜂窝夹芯的厚度为20mm。 0015 可选地， 所述钛合金翻边法兰通过螺栓与发动机风扇机匣连接。 0016 发明至少存在以下有益技术效果： 0017 本申请的发动机特种试验用工艺进气道， 采用夹层结构在提高整体结构强度、 刚 说明书 1/3 页 3 CN 111577464 A 3 度的同时， 降低了工艺进气道整体重量， 具有较好的抗腐蚀性、 抗疲劳特性、 耐候性， 可满足 紫外、 冷热、 腐蚀、 振动等露天和外场试验使用工况需求， 进气道后端面采用结构简便的钛 合金翻边法兰安装结构， 可模拟装机状态下飞机进气道对发动机进口的约束效果。 附图说明 0018 图1是本申请一个实施方式的发动机特

10、种试验用工艺进气道整体示意图； 0019 图2是本申请一个实施方式的发动机特种试验用工艺进气道部分剖视图； 0020 图3是本申请一个实施方式的发动机特种试验用工艺进气道截面图。 0021 其中： 0022 1-唇口段； 11-唇口段蒙皮； 12-泡沫夹芯； 2-平直段； 21-平直段蒙皮； 22-蜂窝夹 芯； 3-钛合金翻边法兰。 具体实施方式 0023 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

11、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。 0024 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

12、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。 0025 下面结合附图1至图3对本申请做进一步详细说明。 0026 本申请提供了一种发动机特种试验用工艺进气道， 包括： 依次连接的唇口段1以及 平直段2。 0027 具体的， 唇口段1为泡沫夹层结构， 具体结构采取蒙皮、 泡沫夹芯、 蒙皮的夹层结 构， 唇口段1包括唇口段蒙皮11， 唇口段蒙皮11包括唇口段上蒙皮以及唇口段下蒙皮， 唇口 段下蒙皮套设在唇口段上蒙皮中， 形成一段唇口管道， 唇口段上蒙皮与唇口段下蒙皮一体 成型， 且横截面呈双扭线线型排布， 唇口段上蒙皮与唇口段

13、下蒙皮之间填充有泡沫夹芯12。 平直段2为蜂窝夹层结构， 采用蒙皮、 蜂窝夹芯、 蒙皮的夹层结构， 平直段2包括平直段蒙皮 21， 平直段蒙皮21包括平直段上蒙皮以及平直段下蒙皮， 平直段下蒙皮套设在平直段上蒙 皮中， 形成一段平直管道， 平直段上蒙皮与唇口段上蒙皮连接， 平直段下蒙皮与唇口段下蒙 皮连接， 平直段上蒙皮与平直段下蒙皮之间填充有蜂窝夹芯22， 平直段2远离唇口段1的一 端设置有钛合金翻边法兰3。 0028 本申请的发动机特种试验用工艺进气道， 发动机特种试验用工艺进气道的整体长 度为1.2m， 平直段2的长度为0.66m。 在本申请的一个实施方式中， 上下蒙皮设置为厚度一 说明

14、书 2/3 页 4 CN 111577464 A 4 致， 其中， 泡沫夹芯区域的唇口段蒙皮11， 即唇口段上蒙皮以及唇口段下蒙皮的厚度均设置 为1.2mm。 蜂窝夹芯区域的平直段蒙皮21， 即平直段上蒙皮以及平直段下蒙皮的厚度均设置 为3.2mm， 且蜂窝夹芯22的厚度设置为20mm。 0029 在本申请的一个实施方式中， 泡沫夹芯12以及蜂窝夹芯22均采用碳纤维复合材 料， 能够在提高整体结构强度、 刚度的同时， 降低工艺进气道的整体重量。 本申请的发动机 特种试验用工艺进气道， 采用复合材料制造工艺进气道具有明显的优势， 主要包括： 复合材 料具有优异的抗腐蚀性， 在发动机地面试车中可以

15、实现长期使用以及低成本维护； 复合材 料相对于金属材料具有更好的抗疲劳特性， 适用于工艺进气道这种长期经受振动载荷影响 的部件； 对于工艺进气道的紫外辐射等外场试验的环境工况， 碳纤维复合材料本体本身具 备较好的耐候性， 通过表面三防漆的保护， 可满足紫外、 冷热、 腐蚀等露天使用工况需求。 0030 在本申请的一个实施方式中， 设置在平直段2一端的钛合金翻边法兰3通过螺栓与 发动机风扇机匣连接， 从而实现进气道与发动机风扇机匣的连接， 钛合金翻边法兰3采用与 飞机进气道尺寸材料相同的钛合金翻边法兰结构， 与发动机进气道直连， 可模拟装机状态 下飞机进气道对发动机进口的约束效果。 本实施例中，

16、 在结构功能、 承载要求方面， 发动机 整机试车用进气道安装边采用的是插口结构， 可以消除因热膨胀产生的变形， 本申请的进 气道后端面采用结构简便的钛合金翻边法兰3安装结构， 可模拟装机状态下飞机进气道对 发动机进口的约束效果， 进气道不需台架轴向方向自由度限制， 可自由膨胀， 满足试车空气 需求和安装要求。 0031 本申请的发动机特种试验用工艺进气道， 根据外型、 工况、 载荷、 结构等要求， 采用 碳纤维复合材料夹层结构的材料及结构设计方案， 有利于在提高整体结构强度、 刚度的前 提下， 提高可靠性并降低工艺进气道整体重量。 本申请采用夹层结构在提高整体结构强度、 刚度的同时， 降低了工

17、艺进气道整体重量， 具有较好的抗腐蚀性、 抗疲劳特性、 耐候性， 可满 足紫外、 冷热、 腐蚀、 振动等露天和外场试验使用工况需求， 进气道后端面采用结构简便的 钛合金翻边法兰安装结构， 可模拟装机状态下飞机进气道对发动机进口的约束效果。 0032 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。 说明书 3/3 页 5 CN 111577464 A 5 图1 图2 说明书附图 1/2 页 6 CN 111577464 A 6 图3 说明书附图 2/2 页 7 CN 111577464 A 7