涡桨飞机及其发动机进气道与进气口之间的柔性密封连接结构的制作方法

本技术涉及飞机发动机短舱结构设计，具体而言，涉及一种涡桨飞机及其发动机进气道与进气口之间的柔性密封连接结构。

背景技术：

1、一般涡桨发动机工作时通过减速齿轮箱驱动螺旋桨高速运转，由于螺旋桨桨叶的剧烈振动叠加发动机自身的振动特性，导致涡桨发动机在短舱内的振动问题相对比较突出，所以涡桨飞机的发动机一般通过发动机减振系统(evis)与发动机框架连接以较大幅度地减少传递给短舱结构的振动，进而降低对机体的振动传递。涡桨发动机的进气口一般位于发动机前侧下部位置，为其提供进气气流的进气道结构一般会占用短舱的下部前段空间，并与短舱结构的支撑接头进行刚性连接，由于短舱结构与发动机之间存在较大的振动差异，因而发动机进气道结构与发动机进气口之间需采用柔性连接以补偿两者间的相对运动，同时该柔性连接作为发动机进气通道的一部分，需满足气流密封的功能，并且一般发动机舱作为指定火区，该柔性连接结构处在火区中还需满足短舱结构的防火设计要求。

2、现有技术中，部分涡桨飞机将发动机进气道与发动机直接行进刚性连接，导致短舱进气道唇口与进气道之间的运动补偿及气动密封结构型式复杂，进气道跟发动机的同步振动会对进气道结构的刚度设计提出较高要求，且进气道与周边短舱结构需设计较大间隙以避免发生碰撞，进而对短舱外形包络提出扩大需求，此类连接形式会导致发动机及进气道结构的拆装维护比较复杂，提高了维修成本。部分涡桨飞机基本都是在进气道结构与发动机进气口之间采用柔性连接形式，具体而言是在发动机进气道与发动机进气口结构之间安装一整圈橡胶密封件，以补偿两者之间的相对运动同时满足密封、防火要求，该密封件结构形式一般为p形截面，密封件与发动机进气道或者发动机进气口结构之间采用紧固件进行连接，这种安装形式带来的问题是连接密封件的紧固件位于发动机进气流道内，在舱内恶劣的振动和大气环境下，长期使用时无法避免紧固件松脱、断裂后被吸入并损伤发动机的问题，并且紧固件自身的存在也会对进气通道内的流场产生不利的影响。此外，这种连接形式整体重量较大，对密封件的拆装维护周期较长、成本较高。

3、因此，现在需要解决的问题是在进气道结构与发动机进气口之间设计一种新型柔性连接形式，在符合相关设计要求的条件下，取消在发动机进气流道内使用紧固件连接方式，能够有效地降低结构重量和制造成本，提高结构效率。

技术实现思路

1、为解决现有技术中存在的问题，本实用新型的目的在于提供涡桨飞机及其发动机进气道与进气口之间的柔性密封连接结构，本实用新型在符合相关设计要求的条件下，取消了现有发动机进气流道内使用紧固件连接方式，本实用新型能够有效地降低结构重量和制造成本，提高结构效率。

2、本实用新型的技术方案如下：

3、涡桨飞机发动机进气道与进气口之间的柔性密封连接结构，包括进气道、防火墙、防火密封件和发动机进气口连接法兰，防火密封件采用弹性结构，发动机进气口连接法兰的外侧面设有翻边，翻边朝向防火墙一侧的表面与防火密封件的一端密封连接，防火密封件靠近防火墙的一端与防火墙朝向翻边一侧的表面之间密封，进气道的末端与发动机进气口连接法兰之间留有活动间隙。

4、优选的，防火墙朝向翻边一侧的表面设有一圈立筋，立筋与防火墙内缘之间留有预设距离，防火密封件与防火墙上位于立筋与防火墙内缘之间的表面密封，防火密封件的外缘与立筋内侧表面相接处。

5、优选的，防火密封件与防火墙上位于立筋与防火墙内缘之间的表面接触密封。

6、优选的，防火密封件的内缘与发动机进气口连接法兰上位于翻边下方的外表面之间接触。

7、优选的，翻边朝向防火墙一侧的表面设有卡槽，卡槽朝向防火墙一侧设置有开口，所述开口的宽度小于卡槽的宽度，防火密封件与翻边密封连接的部位设有与所述卡槽内腔适配的卡头，卡头设置于所述卡槽中并与卡槽之间挤压密封。

8、优选的，卡头与卡槽的密封面位于卡槽的底面，卡槽的底面为与防火墙相对的面。

9、优选的，发动机进气口连接法兰上在翻边远离防火墙的一侧的设有减重凹槽。

10、优选的，发动机进气口连接法兰与发动机的进气口连接的一端设置为上侧法兰，上侧法兰与发动机的进气口之间通过卡箍固定连接。

11、优选的，防火密封件的内部设置为中空结构。

12、本实用新型还提供了一种涡桨飞机，该涡桨飞机的发动机进气道与进气口之间通过本实用新型如上所述的涡桨飞机发动机进气道与进气口之间的柔性密封连接结构连接。

13、本实用新型具有如下有益效果：

14、本实用新型所提供的涡桨飞机发动机进气道与进气口之间的柔性密封连接结构在现有发动机进气口连接法兰的外侧面增设了翻边，将弹性的防火密封件与翻边密封连接，防火密封件还与防火墙密封，这样就能够保证涡桨飞机发动机进气通道的密封性，进气道的末端与发动机进气口连接法兰之间留有活动间隙，该间隙能防止进气道与发动机进气口连接法兰之间的硬碰硬，避免了发动机的振动传递给进气道。可以看出，本实用新型在涡桨飞机发动机整个进气通道保证密封的情况下，使得进气通道内避免使用对密封件固定而采用的紧固件，因此本实用新型有效消除了因在发动机进气通道内使用紧固件而可能损伤发动机的风险，避免了紧固件对进气流道内壁表面质量的影响，并且整体密封结构形式简单紧凑、重量较轻，结构效率较高、维护方便、安全可靠。

技术特征：

1.涡桨飞机发动机进气道与进气口之间的柔性密封连接结构，其特征在于，包括进气道(1)、防火墙(2)、防火密封件(3)和发动机进气口连接法兰(4)，防火密封件(3)采用弹性结构，发动机进气口连接法兰(4)的外侧面设有翻边(4-1)，翻边(4-1)朝向防火墙(2)一侧的表面与防火密封件(3)的一端密封连接，防火密封件(3)靠近防火墙(2)的一端与防火墙(2)朝向翻边(4-1)一侧的表面之间密封，进气道(1)的末端与发动机进气口连接法兰(4)之间留有活动间隙。

2.根据权利要求1所述的涡桨飞机发动机进气道与进气口之间的柔性密封连接结构，其特征在于，防火墙(2)朝向翻边(4-1)一侧的表面设有一圈立筋(2-1)，立筋(2-1)与防火墙(2)内缘之间留有预设距离，防火密封件(3)与防火墙(2)上位于立筋(2-1)与防火墙(2)内缘之间的表面密封，防火密封件(3)的外缘与立筋(2-1)内侧表面相接处。

3.根据权利要求2所述的涡桨飞机发动机进气道与进气口之间的柔性密封连接结构，其特征在于，防火密封件(3)与防火墙(2)上位于立筋(2-1)与防火墙(2)内缘之间的表面接触密封。

4.根据权利要求1所述的涡桨飞机发动机进气道与进气口之间的柔性密封连接结构，其特征在于，防火密封件(3)的内缘与发动机进气口连接法兰(4)上位于翻边(4-1)下方的外表面之间接触。

5.根据权利要求1所述的涡桨飞机发动机进气道与进气口之间的柔性密封连接结构，其特征在于，翻边(4-1)朝向防火墙(2)一侧的表面设有卡槽(4-2)，卡槽(4-2)朝向防火墙(2)一侧设置有开口，所述开口的宽度小于卡槽(4-2)的宽度，防火密封件(3)与翻边(4-1)密封连接的部位设有与所述卡槽(4-2)内腔适配的卡头(3-1)，卡头(3-1)设置于所述卡槽(4-2)中并与卡槽(4-2)之间挤压密封。

6.根据权利要求5所述的涡桨飞机发动机进气道与进气口之间的柔性密封连接结构，其特征在于，卡头(3-1)与卡槽(4-2)的密封面位于卡槽(4-2)的底面，卡槽(4-2)的底面为与防火墙(2)相对的面。

7.根据权利要求1所述的涡桨飞机发动机进气道与进气口之间的柔性密封连接结构，其特征在于，发动机进气口连接法兰(4)上在翻边(4-1)远离防火墙(2)的一侧的设有减重凹槽(4-4)。

8.根据权利要求1所述的涡桨飞机发动机进气道与进气口之间的柔性密封连接结构，其特征在于，发动机进气口连接法兰(4)与发动机(5)的进气口连接的一端设置为上侧法兰(4-3)，上侧法兰(4-3)与发动机(5)的进气口之间通过卡箍(6)固定连接。

9.根据权利要求1所述的涡桨飞机发动机进气道与进气口之间的柔性密封连接结构，其特征在于，防火密封件(3)的内部设置为中空结构。

10.涡桨飞机，其特征在于，该涡桨飞机的发动机进气道与进气口之间通过权利要求1-9任意一项所述的涡桨飞机发动机进气道与进气口之间的柔性密封连接结构连接。

技术总结本技术公开了一种涡桨飞机及其发动机进气道与进气口之间的柔性密封连接结构，包括进气道、防火墙、防火密封件和发动机进气口连接法兰，防火密封件采用弹性结构，发动机进气口连接法兰的外侧面设有翻边，翻边朝向防火墙一侧的表面与防火密封件的一端密封连接，防火密封件靠近防火墙的一端与防火墙朝向翻边一侧的表面之间密封，进气道的末端与发动机进气口连接法兰之间留有活动间隙。本技术在符合相关设计要求的条件下，取消了现有发动机进气流道内使用紧固件连接方式，本技术能够有效地降低结构重量和制造成本，提高结构效率。技术研发人员：李森,韩琳琳,薛佼,李洪波受保护的技术使用者：中航西飞民用飞机有限责任公司技术研发日：20231206技术公布日：2024/6/20