[發明專利]一種航空發動機回流式滑油防冰支板內腔結構

有效

• 申請號: 202110302617.9
• 申請日: 2021-03-22
• 公開（公告）號: CN113047960B
• 公開（公告）日: 2022-06-10
• 發明（設計）人: 宣文韜;楊衛華;鄧創新;顧豪;李承陽
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: F02C7/04
• 分類號: F02C7/04;F02C7/047;F02C7/06
• 代理公司: 南京瑞弘專利商標事務所(普通合伙) 32249
• 代理人: 張寧馨

1.一種航空發動機回流式滑油防冰支板內腔結構，包括：呈內部中空的防冰支板本體，所述防冰支板本體一端側壁處的上部和下部均開有孔，上部的孔為滑油進口，下部的孔為第一滑油出口；其特征在于，所述防冰支板本體另一端側壁處的上部還開有孔，該孔為第二滑油出口；

在所述滑油進口和所述第一滑油出口之間處的側壁往所述防冰支板本體內部凹陷，形成勺狀凹陷，其中，

所述勺狀凹陷靠近所述第二滑油出口一側處的部分為勺頭，該勺頭的頂面呈半圓形，所述勺狀凹陷靠近所述第一滑油出口一側處的部分為勺柄，所述勺柄呈等寬的條狀，在所述勺頭和所述勺柄之間通過平滑的過渡段連接；

所述勺狀凹陷的內壁設有隔板；

所述勺狀凹陷將所述防冰支板本體的內腔分隔三個部分，其中，

所述勺狀凹陷的上部為第一通道，該第一通道連通所述滑油進口以及所述第二滑油出口；

所述勺狀凹陷的勺頭與鄰近的防冰支板側壁形成彎頭區；

所述勺狀凹陷的下部為第二通道，該第二通道連通所述彎頭區和所述第一滑油出口；

其中，定義w1為所述第一通道的寬度，定義d為所述第二滑油出口的寬度，定義w2為第二通道的寬度，定義所述第一通道的凈寬度w0為：w0＝w1-d，所述第一通道的凈寬度w0以及所述第二通道的寬度w2，滿足：w0:w2＝3/2。

2.根據權利要求1所述的一種航空發動機回流式滑油防冰支板內腔結構，其特征在于，所述勺狀凹陷的勺頭頂端至所述鄰近的防冰支板側壁距離L為(w1+w2)/4。

3.根據權利要求2所述的一種航空發動機回流式滑油防冰支板內腔結構，其特征在于，所述第一通道的寬度w1為106mm，所述第二通道的寬度w2為54mm，所述第二滑油出口的寬度d為25mm。

4.根據權利要求1所述的一種航空發動機回流式滑油防冰支板內腔結構，其特征在于，所述第二滑油出口緊貼所述第一通道處的防冰支板本體側壁。

5.根據權利要求1所述的一種航空發動機回流式滑油防冰支板內腔結構，其特征在于，所述滑油進口的高度、所述第一通道的高度、所述第一滑油出口的高度、所述第二滑油出口的高度以及所述彎頭區的高度均相等。

6.根據權利要求1所述的一種航空發動機回流式滑油防冰支板內腔結構，其特征在于，所述勺狀凹陷為對稱形狀，所述勺狀凹陷對稱軸與來流方向平行。

7.根據權利要求6所述的一種航空發動機回流式滑油防冰支板內腔結構，其特征在于，定義所述勺狀凹陷的勺頭半徑為R，所述勺狀凹陷的勺柄寬度G為2/5R，所述勺狀凹陷的過渡段，其倒角r為20R。

8.根據權利要求7所述的一種航空發動機回流式滑油防冰支板內腔結構，其特征在于，所述勺狀凹陷的勺頭半徑R為20mm。