[發明專利]一種進氣機匣

有效

• 申請號: 201811538285.9
• 申請日: 2018-12-16
• 公開（公告）號: CN109681327B
• 公開（公告）日: 2021-11-19
• 發明（設計）人: 邵珠蕾;楊治中;段文龍;王繼業;劉公博
• 申請（專利權）人: 中國航發沈陽發動機研究所
• 主分類號: F02C7/04
• 分類號: F02C7/04
• 代理公司: 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙) 11526
• 代理人: 高原

本申請公開了一種進氣機匣，包括：由第一固定支板和第二固定支板焊接而成的固定支板，第一固定支板與第二固定支板的結構以過整流葉片長度方向中心線的平面為對稱面左右對稱，第一固定支板和第二固定支板均包括一體成型的整流葉片部和支板頭部；長條形的防冰孔，貫穿開設在所述整流葉片表面；內環前段，焊接設置在固定支板的遠離支板頭的一端；機匣殼體，與支板頭焊接。本申請的進氣機匣，可消除超塑成型固定支板表面鼓包、防冰孔裂紋、焊接三角區問題；另外，由于固定支板和支板頭采取一體化設計，取消了兩者之間的氬弧焊焊縫，因而從根本上消除了此處的焊縫裂紋問題。

技術領域

本申請屬于航空發動機結構設計領域，特別涉及一種進氣機匣。

背景技術

小涵道比航空發動機的進氣機匣位于發動機的最前端，由整流罩組合件、進氣機匣裝配組合件等組成，機匣內部裝配軸承，承受低壓轉子前支點載荷和振動載荷等，是發動機主承力框架之一。為防止發動機前端部件在低溫環境下結冰，進氣機匣還需具備防冰功能。

進氣機匣常用的結構有裝配結構和焊接結構，其中焊接式進氣機匣結構簡單、不需要采用緊固件連接，降低裝配難度，整體重量較小，加工效率也較高。焊接式進氣機匣由環形鍛件機匣、固定支板和內環前段焊接后形成進氣機匣主體。環形鍛件機匣設計為薄壁結構，前后各帶安裝邊，前安裝邊與進氣前段連接，以實現與飛機轉接；后安裝邊與風扇機匣連接。機匣上設計有2道加強筋，加強筋上焊接蓋板形成防冰集氣腔。

針對進氣機匣內部軸承的進、回油，通氣和引線的需求，同時保證防冰熱空氣的流通，固定支板一般設計為空心支板。

目前在產品結構、制造加工水平方面比較成熟的進氣機匣焊接組件，其固定支板由整流葉片組件和支板頭通過氬弧焊焊接而成，其中空心整流葉片組件由四層鈦合金板材采用超塑成形/擴散連接方法加工，支板頭采用鑄造工藝。內環前段同樣采用鑄造工藝，固定支板與內環前段通過氬弧焊焊接，支板頭與機匣殼體采用電子束焊接。另外，為實現固定支板表面防冰，在固定支板表面開有長條形防冰孔。

首先，采用四層鈦合金板材，通過超塑成形/擴散連接工藝加工的空心整流葉片組件，由于成型工藝限制，存在焊合率差、層與層之間存在三角區等焊接問題，且通過現有的無損檢測方法，無法對焊接缺陷進行有效排查，導致在三角區部位、葉片后端面等部位會出現鼓包和裂紋等問題。

其次，目前整流葉片上的防冰孔采用電加工，由于結構及成型工藝限制，去除電加工表面重熔層時需要手工拋修，受操作人員技術水平和穩定性限制，重熔層會出現厚度不均的現象，而重熔層厚度超標會帶來裂紋隱患。同時，受成型工藝限制，無法對支板內腔的防冰孔邊緣進行倒圓，在孔邊存在應力集中現象。在以上兩種因素影響下，固定支板在多種載荷作用下，容易在防冰孔尖邊處產生裂紋。

第三，進氣機匣內環前段和外環支板頭均采用鑄件，受目前國內鑄造水平的限制，鑄件的幾何尺寸和形位公差精度經常無法滿足組件裝配、焊接要求。葉型錯移偏擺、葉型厚度超差、壁板壁厚超差會導致焊后錯位嚴重、焊接一致性差、焊接變形及殘余應力大，隨后的缺陷補焊進一步增大了焊接變形和殘余應力水平。同時鑄件組織疏松、砂眼等缺陷降低了整個機匣的承載能力，在疊加了較高的殘余應力作用下，在固定支板上、下端氬弧焊焊縫及支板頭轉接圓角處容易產生裂紋。

因此，希望有一種技術方案來克服或至少減輕現有技術的至少一個上述缺陷。

發明內容

為了解決上述技術問題至少之一，本申請提供了一種進氣機匣。

本申請公開了一種進氣機匣，包括：

固定支板，所述固定支板包括整流葉片和支板頭，所述固定支板由第一固定支板和第二固定支板焊接而成，所述第一固定支板與第二固定支板的結構以過所述整流葉片長度方向中心線的平面為對稱面左右對稱，所述第一固定支板和第二固定支板均包括一體成型的整流葉片部和支板頭部，其中，兩個所述整流葉片部構成所述整流葉片，兩個所述支板頭部構成所述支板頭；