一種薄壁高強斜支板承力框架結構制造技術

本申請屬于航空發動機和燃氣輪機的設計領域；為一種薄壁高強斜支板承力框架結構，包括框架內環、框架外環和承力支板；框架外環包括前外安裝板、后外安裝板、吊耳和外殼體，外殼體為多邊形整環結構，外殼體包括若干個第一邊板和第二邊板，第一邊板與第二邊板交錯設置；將與承力支板相連的第二邊板設計為加厚殼體來有效承力，將第二邊板之間的第一邊板設計為薄壁殼體來有效減重；采用一體化、變壁厚、變截面、多種加強筋的設計結構，實現重量降低、強度提升的綜合設計要求。一體化結構避免了焊接性能下降和裝配增重等問題，變壁厚、變截面設計實現薄壁減重，局部加強筋結構用于提高強度、降低結構變形量，同時有利于重量控制。同時有利于重量控制。同時有利于重量控制。

【技術實現步驟摘要】
一種薄壁高強斜支板承力框架結構


[0001]本申請屬于航空發動機和燃氣輪機的設計領域，特別涉及一種薄壁高強斜支板承力框架結構。

技術介紹

[0002]如圖1所示，在現代航空發動機和燃氣輪機的斜支板承力框架的設計中，一般采用圓形內、外環或多邊形外環結構，周向厚度基本一致，支板通常為等截面筒型結構，支板斜置，沿切向連接在內環上，支板與內外環采用裝配、焊接和整體鑄造連接。當支板受熱膨脹時，由于內環沿周向轉動阻力小，會帶動內環轉動，支板沿其剛度較弱方向受彎，以保證徑向方向支板與內外環變形的協調，使每個支板對承力框架不產生大的徑向載荷，降低內環、支板和外環之間的溫度差異所導致的熱變形不協調。
[0003]現有技術方案中有的承力框架采用分體焊接或裝配結構，存在焊接性能下降，焊接位置為應力集中部位等問題，裝配結構增加零組件數量，形式復雜，需要空間更大，容易影響性能和重量。
[0004]現有技術方案中有的承力框架采用一體設計，其內外環周向等壁厚，支板為等截面筒型，由于支板與內外環轉接位置傳遞載荷應力水平高，且支板各位置溫度不同，載荷在支板徑向方向是變化的，采用等截面筒形和等壁厚設計，會出現壁厚太薄導致應力高的部位不滿足要求且無法實現一體生產，出現大量缺陷；而壁厚設計太厚，會導致重量增加過多，特別是大直徑承力框架壁厚增加，會嚴重影響發動機推重比。
[0005]因此，如何減少承力框架復雜度和重量、提升支撐穩定性是一個需要解決的問題。

技術實現思路

[0006]本申請的目的是提供了一種薄壁高強斜支板承力框架結構，以解決現有的承力框架結構無法兼顧重量、穩定性和零件數量復雜度的問題。
[0007]本申請的技術方案是：一種薄壁高強斜支板承力框架結構，包括框架內環、框架外環和承力支板，所述承力支板為斜支板，所述框架外環包括前外安裝板、后外安裝板、吊耳和外殼體，所述前外安裝板、后外安裝板、吊耳和外殼體一體設置；所述前外安裝板、后外安裝板和殼體同軸設置，所述前外安裝板和后外安裝板均為圓形整環薄壁結構，所述吊耳設于殼體的外壁面上；所述外殼體為多邊形整環結構，所述外殼體包括若干個第一邊板和第二邊板，所述第一邊板與第二邊板交錯設置，所述第一邊板為薄壁殼體，所述第二邊板與承力支板相連并且第二邊板為加厚殼體；所述吊耳安裝于第二邊板上。
[0008]優選地，所述承力支板的寬度從外至內逐漸增大，所述承力支板的前端沿著航空發動機的徑向設置，所述承力支板的后端傾斜于航空發動機的徑向設置。
[0009]優選地，所述承力支板的橫截面為跑道形、橢圓形、葉型或多段圓弧直線型。
[0010]優選地，所述框架內環包括同軸設置的前內安裝板、內殼體和后內安裝板；內殼體連接于前內安裝邊和后內安裝板之間，所述內殼體為圓柱形殼體，所述承力支板的前端與
前內安裝板對應設置、后端與后內安裝板對應設置，并且承力支板的前端與前內安裝板的角度相同、后端與后內安裝板的角度相同。
[0011]優選地，所述框架內環還包括異型面加強筋，所述異型面加強筋一體連接于內殼體上，所述異型面加強筋為整環中空結構，所述異型面加強筋的橫截面與承力支板內部一端的橫截面相同并且異型面加強筋與承力支板對應連通設置。
[0012]優選地，所述承力支板與吊耳軸向對應設置，所述第一邊板上沿自身長度方向一體設置至少一組長條加強筋。
[0013]優選地，所述第一邊板的長度大于第二邊板的長度。
[0014]優選地，所述第一邊板的長度小于第二邊板的長度。
[0015]本申請的一種薄壁高強斜支板承力框架結構，包括框架內環、框架外環和承力支板；框架外環包括前外安裝板、后外安裝板、吊耳和外殼體，外殼體為多邊形整環結構，外殼體包括若干個第一邊板和第二邊板，第一邊板與第二邊板交錯設置；將與承力支板相連的第二邊板設計為加厚殼體來有效承力，將第二邊板之間的第一邊板設計為薄壁殼體來有效減重；采用一體化、變壁厚、變截面、多種加強筋的設計結構，實現重量降低、強度提升的綜合設計要求。一體化結構避免了焊接性能下降和裝配增重等問題，變壁厚、變截面設計實現薄壁減重，局部加強筋結構用于提高強度、降低結構變形量，同時有利于重量控制。
附圖說明
[0016]為了更清楚地說明本申請提供的技術方案，下面將對附圖作簡單地介紹。顯而易見地，下面描述的附圖僅僅是本申請的一些實施例。
[0017]圖1為
技術介紹
結構示意圖；圖2為本申請整體結構示意圖；圖3為本申請框架外環截面結構示意圖；圖4為本申請凸顯吊耳與外殼體的框架外環正視結構示意圖；圖5為本申請框架內環整體結構示意圖；圖6為本申請凸顯內殼體內部結構的內殼體軸測圖。
[0018]1、框架內環；2、框架外環；3、承力支板；4、前外安裝板；5、后外安裝板；6、吊耳；7、外殼體；8、第一邊板；9、第二邊板；10、前內安裝板；11、內殼體；12、后內安裝板；13、異型面加強筋；14、長條加強筋。
具體實施方式
[0019]為使本申請實施的目的、技術方案和優點更加清楚，下面將結合本申請實施例中的附圖，對本申請實施例中的技術方案進行更加詳細的描述。
[0020]一種薄壁高強斜支板承力框架結構，如圖2、圖3所示，包括框架內環1、框架外環2和承力支板3。
[0021]承力支板3為斜支板，承力支板3連接于框架內環1和框架外環2之間，框架外環2包括前外安裝板4、后外安裝板5、吊耳6和外殼體7，前外安裝板4、后外安裝板5、吊耳6和外殼體7一體設置。斜支板式的框架結構能夠降低徑向載荷，降低內外環與支板件所導致的熱變形不協調的問題；外安裝板、后外安裝板5、吊耳6和外殼體7一體設置，能夠降低零件數量，
減少空間占用，并且具有性能高、重量低的特點。
[0022]前外安裝板4、后外安裝板5和殼體同軸設置，前外安裝板4和后外安裝板5均為圓形整環薄壁結構，吊耳6設于殼體的外壁面上。
[0023]結合圖4，外殼體7為多邊形整環結構，外殼體7包括若干個第一邊板8和第二邊板9，第一邊板8與第二邊板9交錯設置，第一邊板8為薄壁殼體，第二邊板9與承力支板3相連并且第二邊板9為加厚殼體；吊耳6安裝于第二邊板9上。第一邊板8和第二邊板9的總數量為承力支板3的2倍或2倍以上。
[0024]由于在承力框架結構中，靠近承力支板3的位置或與承力支板3連接的位置直接承受承力支板3的彎曲載荷，而遠離承力支板3的位置不直接承受彎曲載荷，因此可以設計薄壁結構來減重，而如果某些部分薄壁結構過多，又容易導致變形、承力不穩定。
[0025]因此本申請采用變壁厚設計的同時，采用薄厚交錯設計的形式來平均受力，由于與承力支板3連接的位置需要承受彎曲載荷，因此將與承力支板3相連的第二邊板9設計為加厚殼體來有效承力，其承力能力甚至大于現有設計，將第二邊板9之間的第一邊板8設計為薄壁殼體來有效減重，這樣既不會出現受力不均，各個邊板的承力也均能夠在自身承力的范圍內，工作性能穩定。
[0026]如果設計為圓環結構，圓環與支本文檔來自技高網...

【技術保護點】

【技術特征摘要】
1.一種薄壁高強斜支板承力框架結構，包括框架內環(1)、框架外環(2)和承力支板(3)，其特征在于：所述承力支板(3)為斜支板，所述框架外環(2)包括前外安裝板(4)、后外安裝板(5)、吊耳(6)和外殼體(7)，所述前外安裝板(4)、后外安裝板(5)、吊耳(6)和外殼體(7)一體設置；所述前外安裝板(4)、后外安裝板(5)和殼體同軸設置，所述前外安裝板(4)和后外安裝板(5)均為圓形整環薄壁結構，所述吊耳(6)設于殼體的外壁面上；所述外殼體(7)為多邊形整環結構，所述外殼體(7)包括若干個第一邊板(8)和第二邊板(9)，所述第一邊板(8)與第二邊板(9)交錯設置，所述第一邊板(8)為薄壁殼體，所述第二邊板(9)與承力支板(3)相連并且第二邊板(9)為加厚殼體；所述吊耳(6)安裝于第二邊板(9)上。2.如權利要求1所述的薄壁高強斜支板承力框架結構，其特征在于：所述承力支板(3)的寬度從外至內逐漸增大，所述承力支板(3)的前端沿著航空發動機的徑向設置，所述承力支板(3)的后端傾斜于航空發動機的徑向設置。3.如權利要求2所述的薄壁高強斜支板承力框架結構，其特征在于：所述承力支板(3)的橫截面為跑道形、橢圓形、葉型或多段圓弧直線型。4.如權利要求2所述的薄壁高強斜支板承力框架結構，其特征...

【專利技術屬性】
技術研發人員：劉美，曹茂國，孫國志，劉云龍，崔，
申請(專利權)人：中國航發沈陽發動機研究所，
類型：發明
國別省市：