飛機發動機艙進氣道整流罩的制作方法
【專利摘要】本發明涉及飛機制造領域，提供一種飛機發動機艙進氣道整流罩，包括：3框、進氣道上蓋板、密封帶、前封嚴板、篩網組件、9框、上長桁、10框、蒙皮組件、斜梁、端框、后部唇口、鎖組件、發動機進氣道組件、滑油進氣道組件、滑油散熱器整流罩、冰雪分離通道組件、接頭加強件、連接接頭。本發明有效的解決了進氣道整流罩與槳葉干涉，冰區飛行結冰、冰雪分離通道結構空間小、滑油散熱器進氣道外形復雜難以成行等技術難點，充分滿足了新飛機發動機安裝使用要求。
【專利說明】飛機發動機艙進氣道整流罩
【技術領域】
[0001]本發明涉及飛機制造領域，尤其涉及一種飛機發動機艙進氣道整流罩。
【背景技術】
[0002]原Y12系列飛機采用老型發動機。發動機艙設計為半硬殼結構。下部整流罩采用傳統結構設計，下部整流罩開啟方式采用后部合頁連接方式開啟。下部整流罩內進氣道遮流板設計為一個整體，后側引流部分與前部設計成一體。進氣道后部的冰雪分離通道設計為方形截面形式。
[0003]由于YF飛機采用新型發動機，新發動機與Y12飛機原發動機有很大不同，發動機槳葉數增加到5片。造成進氣道整流罩在開啟時與漿葉干涉；新飛機發動機與發動機艙連接方式采用空間桁架式結構，飛機在冰區飛行時，發動機固定環位于進氣道進氣區上方，易結冰，影響發動機進氣。后部冰雪分離通道組件，結構空間小，同時還要保證前部旁通比數值，一般形式無法滿足要求。滑油散熱器進氣道外形復雜，零件成型困難。因此需對發動機艙進氣道整流罩進行重新設計，解決以上難題
【發明內容】
[0004]本發明要解決的技術問題:提供一種飛機發動機艙進氣道整流罩，滿足新發動機設計要求。
[0005]本發明的技術方案:一種飛機發動機艙進氣道整流罩，包括:
[0006]3框、進氣道上蓋板、密封帶、前封嚴板、篩網組件、9框、上長桁、10框、蒙皮組件、斜梁、端框、后部唇口、鎖組件、發動機進氣道組件、滑油進氣道組件、滑油散熱器整流罩、冰雪分離通道組件、接頭加強件、連接接頭；
[0007]所述飛機發動機艙進氣道整流罩前端是后部唇口，后部唇口后部與3框、進氣道上蓋板和發動機進氣道組件鉚接連接；后部唇口后部外側與蒙皮組件搭接后用鉚釘連接；進氣道上蓋板和發動機進氣道組件組成一個進氣通道鉚接連接；前封嚴板位于進氣道上蓋板后端，與上蓋板是鉚接連接，前封嚴板外側與蒙皮組件鉚接連接；篩網組件安裝在發動機進氣道內部的后端，與發動機進氣道鉚接連接；同時篩網組件和其后部的冰雪分離通道組件通過連接帶板鉚接連接；9框分別與冰雪分離通道組件、滑油進氣道組件、蒙皮組件鉚接連接；上長桁位于發動機進氣道整流罩兩側外部，與蒙皮組件鉚接連接，從前部一直到后部，貫穿整個發動機進氣道整流罩；10框位于發動機進氣道整流罩后部，與滑油進氣道組件和蒙皮組件鉚接連接；斜梁、端框位于發動機進氣道整流罩的最后端，與蒙皮組件和上長桁鉚接連接；滑油散熱器整流罩、滑油進氣道組件位于發動機進氣道整流罩中部，通過鉚釘連接；冰雪分離通道組件前部與發動機進氣道鉚釘連接，后部與蒙皮組件鉚釘連接；發動機進氣道整流罩共有四個鎖組件，分別位于發動機進氣道整流罩的前部后中部左右兩側，通過螺栓連接在發動機進氣道整流罩上；接頭加強件、連接接頭位于發動機進氣道整流罩的后部與蒙皮組件用鉚釘和螺栓連接；密封帶安裝在發動機進氣道整流罩上邊界，鉚接連接。
[0008]進一步的，冰雪分離通道組件包括:冰雪分離通道上部、冰雪分離通道下部、法蘭、安裝口蓋；
[0009]冰雪分離通道上部為前部曲面后部平面的漸變結構，所述冰雪分離通道上部前端與發動機進氣道相連，后端與法蘭焊接，下部與冰雪分離通道下部焊接，上部的開口部分與安裝口蓋鉚接連接；法蘭前部與冰雪分離通道上部、冰雪分離通道下部焊接連接后部與蒙皮組件鉚接連接。
[0010]進一步的，滑油進氣道組件包括右側滑油進氣道前部、右側滑油進氣道后部、右連接帶板、左側滑油進氣道前部、左側滑油進氣道后部、左連接帶板六部分；
[0011]右側滑油進氣道前部、左側滑油進氣道前部位于9框前，是逐漸便寬的半開闊結構，右側滑油進氣道前部、左側滑油進氣道前部都是外側平行蒙皮的直邊，中心內凹，直邊部分與蒙皮組件鉚接連接，右側滑油進氣道前部與右側滑油進氣道后部通過右連接帶板鉚接連接，左側滑油進氣道前部與左側滑油進氣道后部通過左連接帶板鉚接連接，右側滑油進氣道后部、左側滑油進氣道后部在9框之后，是一個四周封閉的腔體，是由雙向曲面扭曲組成，其前部是圓形進氣口，逐步過渡到后端的方形結構，與10框鉚接連接。
[0012]本發明的有益效果:本發明飛機發動機艙進氣道整流罩采用了全新的結構設計形式，通過對后部唇口、發動機進氣道組件、遮流板后部、冰雪分離通道組件、滑油散熱器進氣道等組件的全新設計，有效的解決了進氣道整流罩與槳葉干涉，冰區飛行結冰、冰雪分離通道結構空間小、滑油散熱器進氣道外形復雜難以成行等技術難點，充分滿足了新飛機發動機安裝使用要求。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0013]圖1為本發明發動機艙進氣道整流罩結構示意圖。
[0014]圖2為本發明唇口分段結構示意圖。
[0015]圖3為本發明發動機進氣道組件結構示意圖。
[0016]圖4為本發明冰雪分離通道組件結構示意圖。
[0017]圖5為本發明滑油散熱器進氣道組件結構示意圖。
【具體實施方式】
[0018]YF飛機發動機艙進氣道整流罩采用新外形進行設計，新外形具更好的氣動性能。發動機艙進氣道整流罩具體結構見圖1。
[0019]發動機進氣道整流罩是發動機艙最大的活動口蓋，主要用于發動機的檢查和維護。主要結構包括3框1、進氣道上蓋板2、密封帶3、前封嚴板4、篩網組件5、9框6、上長桁7、10框8、蒙皮組件9、斜梁10、端框11、后部唇口 12、鎖組件13、發動機進氣道組件14、滑油進氣道組件15、滑油散熱器整流罩16、冰雪分離通道組件17、接頭加強件18、連接接頭19等部件。其中密封帶3設計為橡膠材料；前封嚴板4、篩網組件5、9框6、冰雪分離通道組件17、進氣道上蓋板2、前封嚴板4、9框6考慮發動機艙內火區高溫要求，采用不銹鋼0Crl8Ni9TH0.5材料，鎖組件13采用不銹鋼制造。后部唇口 12、滑油散熱器整流罩16，由于結構外形復雜，因此設計為復合材料件。發動機進氣道組件14結構外形復雜，采用LD2鋁合金材料焊接成型。滑油進氣道組件15前部采用2024T3鋁合金，后部高溫區內部分采用0Crl8Ni9TH0.5材料，這樣設計可以大大減輕組件的重量。接頭加強件18、連接接頭19用2024T351鋁合金材料。
[0020]發動機進氣道整流罩前端是后部唇口 12，后部與3框1、進氣道上蓋板2和發動機進氣道組件14鉚接連接。后部唇口 12后部外側與蒙皮組件9搭接后用鉚釘連接。進氣道上蓋板2和發動機進氣道組件14組成一個進氣通道鉚接連接。前封嚴板4位于進氣道上蓋板2后端，與其是鉚接連接，外側與蒙皮組件9鉚接連接。前封嚴板4用于分離發動機進氣道整流罩的高溫區和常溫區。篩網組件5安裝在發動機進氣道14內部的后端，與其鉚接連接。同時篩網組件5和其后部的冰雪分離通道組件17通過連接帶板鉚接連接。9框6是發動機進氣道整流罩后部的常溫區和高溫區隔離框，同時還是重要的支撐框，分別與冰雪分離通道組件17、滑油進氣道組件15、蒙皮組件9鉚接連接。上長桁7位于發動機進氣道整流罩兩側外部，從前部一直到后部，貫穿整個發動機進氣道整流罩。是發動機進氣道整流罩的重要部分。10框8位于發動機進氣道整流罩后部，與滑油進氣道組件15和蒙皮組件9鉚接連接。斜梁10、端框11位于發動機進氣道整流罩的最后端，與蒙皮組件9和上長桁7鉚接連接，主要用于維形作用。滑油散熱器整流罩16、滑油進氣道組件15位于發動機進氣道整流罩中部，通過鉚釘連接。冰雪分離通道組件17前部與發動機進氣道14鉚釘連接，后部與蒙皮組件9鉚釘連接。發動機進氣道整流罩共有四個鎖組件，分別位于發動機進氣道整流罩的前部后中部左右兩側。通過螺栓連接在發動機進氣道整流罩上。接頭加強件18、連接接頭19位于發動機進氣道整流罩的后部與蒙皮組件9用鉚釘和螺栓連接。密封帶3安裝在發動機進氣道整流罩上邊界，發動機進氣道整流罩關閉時用于與發房其它部分密封，鉚接連接。
[0021]這些零組件之間采用鉚接方式連接。進氣道整流罩通過長桁、框及腹板蒙皮組成穩定結構，這樣的結構具有足夠的安全性。
[0022]在發動機艙進氣道整流罩的設計中與過去相比主要創新體現在解決以下幾個技術難題上:
[0023]I)采用新的唇口結構和開啟方式解決發動機艙進氣道整流罩開啟與槳葉干涉問題。
[0024]由于YF飛機采用新型發動機，發動機槳葉數增加到了 5片。在飛機發動機進氣道進氣道整流罩設計時，發現其開啟過程中前部唇口外形與發動機槳葉干涉，影響發動機艙進氣道整流罩開啟，無法對發動機進行正常維護。因此設計發動機艙進氣道整流罩時將唇口設計為兩個分離的部分，前部分的唇口安裝在前罩上，后部分的唇口安裝在進氣道整流罩上，隨進氣道整流罩一起移動開啟。在進氣道整流罩和固定段之間的連接方式時，考慮到發動機艙進氣道整流罩重量，氣動性及工藝實施性要求，將連接方式設計為接頭叉耳結構連接。在接頭內安裝襯套防磨。在接頭與進氣道整流罩蒙皮、接頭與固定段之間安裝墊片調節，用于工藝補償，保證接頭的正確為之安裝。見圖2唇口分段結構。
[0025]唇口采用復合材料加工，此種結構更有利保證零件的表面光滑。唇口結構由原Y12系列機的一體結構改為前兩部分分體結構。前部唇口 20安裝在上罩上，后部唇口 12安裝在發動機艙進氣道整流罩上，前部唇口 20與后部唇口 12之間搭接方式連接。
[0026]發動機艙進氣道整流罩與發動機固定段21連接方式采用叉耳接頭連接。在進氣道整流罩的接頭內部安裝有加強件，用于連接接頭19的加強。在下部接頭上安裝有調節墊片，用于調節接頭的安裝位置。
[0027]發動機艙進氣道整流罩開啟時，前部唇口 20安裝在發動機前罩不動，后部唇口 12隨進氣道整流罩繞后部的叉耳連接接頭19旋轉運動。此時進氣道整流罩的運動軌跡可以完全避免與發動機槳葉干涉。
[0028]2)改進進氣道、進氣道遮流板結構解決發動機固定環冰區飛行結冰問題。
[0029]YF飛機發動機進氣道組件理論外形復雜，前部與后部唇口 12相連，是橢圓形截面，位于前封嚴板之前的火區。進氣道的上蓋板2采用0Crl8Ni9 (固溶)TH 0.5mm材料制造。其前部連接后部唇口 12是雙曲面結構，后部為與進氣道遮流板配合設計為平面館結構，兩側配合發動機進氣道設計為雙曲面下翻邊結構。發動機進氣道組件14由于曲度變化大，零件成型困難，因此在零件設計上采用分體結構，由發動機進氣道前部、發動機進氣道右側、發動機進氣道右側三個部分零件焊接成型，材料選用LD2TH0.8板材加工。發動機進氣道組件較原Y12系列飛機進行了結構上的延長，保證發動機固定環24位于進氣道進氣口前方，不影響了飛機冰區飛行。
[0030]這樣設計后進氣道內遮流板開關調節時后部引流部分與發動機固定環干涉。經過氣動分析，查閱相關資料，在設計時將遮流板設計為兩個獨立部分。前半部分按常規方案設計為活動可調節部分；遮流板后部23引流結構設計為固定結構，安裝在進氣道內。形狀設計兩側略尖，中間略寬的梭形架構。遮流板后部23考慮到重量及外形問題，設計為復合材料結構。遮流板后部外層是復合材料鋪層，內部是泡沫。這樣設計后，既保證零件的理論外形，又有效的減輕了飛機的結構重量。在飛機正常飛行時前部遮流板為水平位置。當飛機在冰區飛行時，遮流板下調，搭接在后部遮流快結構上，完成冰區飛行引流要求。進氣道的上蓋板2和遮流板后部23與發動機進氣道14通過鉚釘鉚接連接。此結構形式即保證了飛機冰區飛行安全，又保證了飛機發動機固定環的安裝，見圖3發動機進氣道。
[0031]3)設計新的冰雪分離通道組件17結構形式解決發動機進氣道旁通比更改后冰雪分離通道內部空間狹小問題。
[0032]冰雪分離通道組件17位于發動機進氣道后部，結構形狀復雜。主要用于分離、排出進氣道內部的冰雪，采用0Crl8Ni9TH0.5材料制造。主要包括冰雪分離通道上部25、冰雪分離通道下部26、法蘭27、安裝口蓋28四個部分。由于發動機艙內部空間狹小，冰雪分離通道組件17內部風門安裝位置要求平整。因此將冰雪分離通道上部25設計為前部曲面后部平面的漸變結構。前部開口較大，然后逐步收縮，在其中部設計一個凸起，后部逐漸收縮的結構。其凸起部分用于安裝冰雪分離通道的調節機構。冰雪分離通道上部25前端與發動機進氣道相連，后端與法蘭27焊接。下步與冰雪分離通道下部26焊接。上部的開口部分與安裝口蓋28鉚接連接。法蘭27前部與冰雪分離通道上部25、冰雪分離通道下部26焊接連接后部與蒙皮組件9鉚接連接。見圖4冰雪分離通道組件17。
[0033]4)設計滑油散熱器進氣道組件15結構形式，解決零件復雜成型難問題滑油進氣道組件15主要包括右側滑油進氣道前部29、右側滑油進氣道后部30、右連接帶板31、左側滑油進氣道前部32，左側滑油進氣道后部33、左連接帶板34六部分組成。滑油進氣道組件15連接滑油散熱器，用于滑油散熱器進氣。分左右兩個滑油進氣道。滑油進氣道組件15外形復雜的。右側滑油進氣道前部29、左側滑油進氣道前部32位于9框6前，是逐漸便寬的半開闊結構。外側平行蒙皮的直邊，中心內凹，用于氣流的引入。直邊部分與蒙皮組件9鉚接連接，與右側滑油進氣道后部30、左側滑油進氣道后部33通過右連接帶板31和左連接帶板32鉚接連接，鋁合金2024T42TH0.813材料制造。右側滑油進氣道后部30、左側滑油進氣道后部33在9框6之后，是一個四周封閉的腔體，是由雙向曲面扭曲組成，其前部是圓形進氣口，逐步過渡到后端的方形結構，與10框8鉚接連接。由于位于高溫區采用0Crl8Ni9TH0.5材料。右側滑油進氣道后部30、左側滑油進氣道后部33要求內部光滑無逆向接差，便于氣體流動。滑油進氣道后部外形曲面復雜，普通零件加工方法難以成形，而傳統的上下分段成形，搭接連接方法成形后的組件內部對氣流不光順，對進氣氣流影響很大。因此在此次設計時左、右滑油進氣道后部零件采用液力成型后中間對焊成型，將焊縫打平。這樣設計之后可以保證滑油進氣道組件內部光順，最大限度減少進氣道內部的焊縫數量，滿足滑油散熱器的進氣要求。見圖5滑油散熱器進氣道組件。
【權利要求】
1.一種飛機發動機艙進氣道整流罩，其特征在于，包括: 3框、進氣道上蓋板、密封帶、前封嚴板、篩網組件、9框、上長桁、10框、蒙皮組件、斜梁、端框、后部唇口、鎖組件、發動機進氣道組件、滑油進氣道組件、滑油散熱器整流罩、冰雪分離通道組件、接頭加強件、連接接頭； 所述飛機發動機艙進氣道整流罩前端是后部唇口，后部唇口后部與3框、進氣道上蓋板和發動機進氣道組件鉚接連接；后部唇口后部外側與蒙皮組件搭接后用鉚釘連接；進氣道上蓋板和發動機進氣道組件組成一個進氣通道鉚接連接；前封嚴板位于進氣道上蓋板后端，與上蓋板是鉚接連接，前封嚴板外側與蒙皮組件鉚接連接；篩網組件安裝在發動機進氣道內部的后端，與發動機進氣道鉚接連接；同時篩網組件和其后部的冰雪分離通道組件通過連接帶板鉚接連接；9框分別與冰雪分離通道組件、滑油進氣道組件、蒙皮組件鉚接連接；上長桁位于發動機進氣道整流罩兩側外部，與蒙皮組件鉚接連接，從前部一直到后部，貫穿整個發動機進氣道整流罩；10框位于發動機進氣道整流罩后部，與滑油進氣道組件和蒙皮組件鉚接連接；斜梁、端框位于發動機進氣道整流罩的最后端，與蒙皮組件和上長桁鉚接連接；滑油散熱器整流罩、滑油進氣道組件位于發動機進氣道整流罩中部，通過鉚釘連接；冰雪分離通道組件前部與發動機進氣道鉚釘連接，后部與蒙皮組件鉚釘連接；發動機進氣道整流罩共有四個鎖組件，分別位于發動機進氣道整流罩的前部后中部左右兩側，通過螺栓連接在發動機進氣道整流罩上；接頭加強件、連接接頭位于發動機進氣道整流罩的后部與蒙皮組件用鉚釘和螺栓連接；密封帶安裝在發動機進氣道整流罩上邊界，鉚接連接。
2.如權利要求1所述的飛機發動機艙進氣道整流罩，其特征在于，冰雪分離通道組件包括:冰雪分離通道上部、冰雪分離通道下部、法蘭、安裝口蓋； 冰雪分離通道上部為前部曲面后部平面的漸變結構，所述冰雪分離通道上部前端與發動機進氣道相連，后端與法蘭焊接，下部與冰雪分離通道下部焊接，上部的開口部分與安裝口蓋鉚接連接；法蘭前部與冰雪分離通道上部、冰雪分離通道下部焊接連接后部與蒙皮組件鉚接連接。
3.如權利要求1所述的飛機發動機艙進氣道整流罩，其特征在于，滑油進氣道組件包括右側滑油進氣道前部、右側滑油進氣道后部、右連接帶板、左側滑油進氣道前部、左側滑油進氣道后部、左連接帶板六部分； 右側滑油進氣道前部、左側滑油進氣道前部位于9框前，是逐漸便寬的半開闊結構，右側滑油進氣道前部、左側滑油進氣道前部都是外側平行蒙皮的直邊，中心內凹，直邊部分與蒙皮組件鉚接連接，右側滑油進氣道前部與右側滑油進氣道后部通過右連接帶板鉚接連接，左側滑油進氣道前部與左側滑油進氣道后部通過左連接帶板鉚接連接，右側滑油進氣道后部、左側滑油進氣道后部在9框之后，是一個四周封閉的腔體，是由雙向曲面扭曲組成，其前部是圓形進氣口，逐步過渡到后端的方形結構，與10框鉚接連接。
【文檔編號】B64D29/00GK103523235SQ201210233008
【公開日】2014年1月22日 申請日期:2012年7月6日 優先權日:2012年7月6日
【發明者】劉銳, 劉永勝, 高萬春, 張余 申請人:哈爾濱飛機工業集團有限責任公司