一种用于航空发动机的自适应吸波导流体装置的制作方法

1.本发明涉及航空发动机设计技术领域，尤其涉及一种用于航空发动机的自适应吸波导流体装置。


背景技术：

2.航空发动机的进口处一般设有用于调节气流的导流叶片，同时，为了降低雷达散射截面，保证飞机的隐身性能，通常在进气道后部、发动机进口前一段距离，设置有用于吸收雷达电磁波的吸波导流体。然而，吸波导流体的安装，增加了航空发动机系统的复杂性，降低了发动机系统的工作可靠性。此外，吸波导流体的工作状态被动不可调节，无法调节吸波效能。


技术实现要素：

3.本发明所要解决的技术问题在于提供一种用于航空发动机的自适应吸波导流体装置，可以实现航空发动机进口气流的调节和吸波效能调节的双重功能。
4.为解决上述技术问题，本发明采用如下所述的技术方案：
5.一种用于航空发动机的自适应吸波导流体装置，其包括有一采用吸波复材制作的机匣、一与所述机匣同心设置的吸波内环、多个沿机匣的周向分布的可调吸波叶片以及一设置于吸波内环前缘的圆锥形整流罩，所述可调吸波叶片包括有采用金属材料制作的可调吸波叶片前缘和采用吸波复材制作的可调吸波叶片后部，可调吸波叶片前缘固定设置于机匣与吸波内环之间，可调吸波叶片后部活动设置于机匣与吸波内环之间，所述用于航空发动机的自适应吸波导流体装置还包括有用于调节可调吸波叶片后部与来流的角度的作动机构。
6.优选的，所述可调吸波叶片后部与吸波内环连接的一端设有转轴，所述吸波内环的外侧设有多个沿周向分布的转轴插孔，所述作动机构驱动转轴转动以调节可调吸波叶片后部与来流的角度。
7.优选的，所述圆锥形整流罩头部设置有多个除冰缝隙。
8.优选的，所述可调吸波叶片前缘设置有多个除冰缝隙。
9.本发明的有益技术效果在于：上述的用于航空发动机的自适应吸波导流体装置，通过作动机构可以调节所述可调吸波叶片后部与来流的角度，实现了航空发动机进口气流的调节和吸波效能调节的双重功能，该自适应吸波导流体装置可以替代现有技术中用于调节气流的导流叶片和用于吸收雷达电磁波的吸波导流体，减少了航空发动机系统的部件，降低了航空发动机系统的复杂性，进而提高了航空发动机系统的工作可靠性。
附图说明
10.图1为本发明的自适应吸波导流体装置的结构示意图；
11.图2为本发明的可调吸波叶片的结构示意图；
12.图3为本发明的圆锥形整流罩的结构示意图；
13.图4为本发明的自适应吸波导流体装置在航空发动机上的装配示意图。
具体实施方式
14.为使本领域的普通技术人员更加清楚地理解本发明的目的、技术方案和优点，以下结合附图和实施例对本发明做进一步的阐述。
15.如图1-2所示，在本发明一个实施例中，自适应吸波导流体装置包括有一机匣10、一与所述机匣10同心设置的吸波内环20、多个沿机匣10的周向分布的可调吸波叶片30、一设置于吸波内环20前缘的圆锥形整流罩40以及作动机构。
16.所述圆锥形整流罩40采用金属材料制作，金属材质的圆锥形整流罩40可防鸟撞或沙粒打伤等。所述可调吸波叶片30包括有可调吸波叶片前缘31和可调吸波叶片后部32；可调吸波叶片前缘31通过焊接或者螺栓连接等方式固定设置于机匣10与吸波内环20之间，可调吸波叶片前缘31采用金属材料制作，金属材质的可调吸波叶片前缘31可防鸟撞或沙粒打伤等；可调吸波叶片后部32活动设置于机匣10与吸波内环20之间，可调吸波叶片后部32位于可调吸波叶片前缘31后侧，可调吸波叶片后部32采用吸波复材制作，可吸收入射至航空发动机进气道的电磁波。可调吸波叶片后部32在作动机构驱动下可调节与来流的角度，一方面实现航空发动机进口气流的调节，另一方面根据计划需要可实现吸波效能的自适应调节。
17.如图4所示，自适应吸波导流体装置安装在航空发动机50的最前端，气流经所述自适应吸波导流体装置流入航空发动机压气机，入射的电磁波被可调吸波叶片后部32吸收衰减，降低了电磁散射强度，当需要调节更好的降低电磁散射强度时，通过调节可调吸波叶片后部32与来流的角度，能够更好地吸收衰减电磁波，同时，通过调节可调吸波叶片后部32与来流的角度，可以实现航空发动机进口气流的调节。
18.如图2所示，在本发明一个优选实施例中，所述可调吸波叶片后部32与吸波内环20连接的一端设有转轴33，所述吸波内环20的外侧设有多个沿周向分布的转轴插孔，转轴33插入所述转轴插孔，从而实现可调吸波叶片后部32与吸波内环20的连接。所述作动机构驱动转轴33转动，从而带动可调吸波叶片后部32绕转轴33转动，以调节可调吸波叶片后部32与来流的角度。
19.如图2所示，在本发明一个优选实施例中，所述可调吸波叶片前缘31设置有多个除冰缝隙34，引自航空发动机压气机的高温气流从除冰缝隙34流出，可防止可调吸波叶片30结冰。
20.如图3所示，在本发明一个优选实施例中，所述圆锥形整流罩40头部设置有多个除冰缝隙41，引自航空发动机压气机的高温气流从除冰缝隙41流出，可防止圆锥形整流罩40结冰。
21.在本发明一个优选实施例中，所述机匣10采用吸波复材制作，可进一步降低来自进气道的电磁波散射。
22.以上所述仅为本发明的优选实施例，而非对本发明做任何形式上的限制。本领域的技术人员可在上述实施例的基础上施以各种等同的更改和改进，凡在权利要求范围内所做的等同变化或修饰，均应落入本发明的保护范围之内。


技术特征：
1.一种用于航空发动机的自适应吸波导流体装置，其特征在于：所述用于航空发动机的自适应吸波导流体装置包括有一采用吸波复材制作的机匣、一与所述机匣同心设置的吸波内环、多个沿机匣的周向分布的可调吸波叶片以及一设置于吸波内环前缘的圆锥形整流罩，所述可调吸波叶片包括有采用金属材料制作的可调吸波叶片前缘和采用吸波复材制作的可调吸波叶片后部，可调吸波叶片前缘固定设置于机匣与吸波内环之间，可调吸波叶片后部活动设置于机匣与吸波内环之间，所述用于航空发动机的自适应吸波导流体装置还包括有用于调节可调吸波叶片后部与来流的角度的作动机构。2.如权利要求1所述的用于航空发动机的自适应吸波导流体装置，其特征在于：所述可调吸波叶片后部与吸波内环连接的一端设有转轴，所述吸波内环的外侧设有多个沿周向分布的转轴插孔，所述作动机构驱动转轴转动以调节可调吸波叶片后部与来流的角度。3.如权利要求2所述的用于航空发动机的自适应吸波导流体装置，其特征在于：所述圆锥形整流罩头部设置有多个除冰缝隙。4.如权利要求3所述的用于航空发动机的自适应吸波导流体装置，其特征在于：所述可调吸波叶片前缘设置有多个除冰缝隙。

技术总结
本发明公开了一种用于航空发动机的自适应吸波导流体装置，包括有一采用吸波复材制作的机匣、一与机匣同心设置的吸波内环、多个沿机匣的周向分布的可调吸波叶片、一设置于吸波内环前缘的圆锥形整流罩以及作动机构，可调吸波叶片包括有采用金属材料制作的可调吸波叶片前缘和采用吸波复材制作的可调吸波叶片后部，可调吸波叶片前缘固定设置于机匣与吸波内环之间，可调吸波叶片后部活动设置于机匣与吸波内环之间，作动机构用于调节可调吸波叶片后部与来流的角度。本发明的用于航空发动机的自适应吸波导流体装置，实现了航空发动机进口气流的调节和吸波效能调节的双重功能，降低了航空发动机系统的复杂性，进而提高了航空发动机系统的工作可靠性。系统的工作可靠性。系统的工作可靠性。


技术研发人员：胡金海 李明 张婷
受保护的技术使用者：西安智造人企业管理合伙企业（有限合伙）
技术研发日：2022.12.13
技术公布日：2023/9/23