专利汇可以提供航空发动机整流罩及其方法专利检索,专利查询,专利分析的服务。并且本 发明 涉及一种用于航空 发动机 (10)的整流罩(136),以及用于将整流罩(136)制造成具有分层式结构和高温性能的方法。整流罩(136)的分层式结构包括核心部件(144)以及第一表层(140)和第二表层(142),该核心部件(144)具有包括内部中空单元(148)的单元式结构,该第一表层(140)和第二表层(142)在核心部件(144)的对立表面处钎焊到单元(148)的边缘(152)上。第一表层(140)和第二表层(142)以及核心部件(144)由 钛 合金 形成,第一表层(140)和第二表层(142)钎焊到核心部件(144)上,并且整流罩(136)的分层式结构不具备能够热保护第二表层(142)和在核心部件(144)的第二表面处将第二表层(142)附接到单元壁边缘(152)上的钎 焊接 合部(150)的隔 热层 。,下面是航空发动机整流罩及其方法专利的具体信息内容。
1.一种航空发动机(10)的整流罩(136),所述整流罩(136)具有分层式结构,所述分层式结构包括具有对立地布置的第一表面和第二表面的核心部件(144)以及第一表层(140)和第二表层(142),所述第一表层(140)和第二表层(142)分别附接到所述核心部件(144)的第一表面和第二表面上,使得所述核心部件(144)在所述第一表层(140)和第二表层(142)之间,所述核心部件(144)具有包括在所述第一表面和第二表面处限定单元壁边缘(152)的内部中空单元(148)的单元式结构,所述第一表层(140)和第二表层(142)分别在所述核心部件(144)的第一表面和第二表面处附接到所述单元壁边缘(152)上,所述第一表层(140)是声学表层(140),其经过声学处理以具有适合于通过将与声音相关的压力波引入所述核心部件(144)内的内部中空单元(148)内而抑制噪音的通孔(146),其特征在于:
所述第一表层(140)和第二表层(142)以及所述核心部件(144)由钛合金形成,所述第一表层(140)和第二表层(142)被钎焊到所述核心部件(144)上,以限定在所述核心部件(144)的第一表面和第二表面处将所述第一表层(140)和第二表层(142)附接到所述单元壁边缘(152)上的钎焊接合部(150),并且所述整流罩(136)的分层式结构不具备能够热保护所述第二表层(142)和在所述核心部件(144)的第二表面处将所述第二表层(142)附接到所述单元壁边缘(152)上的钎焊接合部(150)的隔热层。
2.根据权利要求1所述的整流罩(136),其特征在于,所述第一表层(140)具有约0.30至约1.8毫米的厚度,并且所述第一表层(140)通过热成型或超塑成型而定制形状并通过加工铣削或化学铣削工艺而定制厚度。
3.根据权利要求1或2所述的整流罩(136),其特征在于,所述第二表层(142)具有约
0.30至约1.8毫米的厚度,并且所述第二表层(142)通过热成型或超塑成型而定制形状并通过加工铣削或化学铣削工艺而定制厚度。
4.根据权利要求1至3中的任一项所述的整流罩(136),其特征在于,所述核心部件(144)是蜂巢状结构并且所述内部中空单元(148)具有六边形截面。
5.根据权利要求1至4中的任一项所述的整流罩(136),其特征在于,所述航空发动机(10)是高旁通燃气涡轮发动机(10),并且所述整流罩(136)安装在所述航空发动机(10)的核心模块(14)上并包围所述核心模块(14)的压缩器(22)、燃烧器(24)和/或涡轮区段(26,28)。
6.根据权利要求5所述的整流罩(136),其特征在于,所述整流罩(136)被安装成使得所述第一表层(140)限定所述航空发动机(10)的旁通管道(30)的边界。
7.根据权利要求5或6所述的整流罩(136),其特征在于,所述核心发动机(14)不具备在所述第二表层(142)与所述核心发动机(14)的燃烧器(24)和涡轮区段(26,28)之间的隔热层。
8.根据权利要求5至7中的任一项所述的整流罩(136),其特征在于,所述第二表层(142)在所述核心发动机(14)的操作期间暴露于至少175°C的温度。
9.根据权利要求5至8中的任一项所述的整流罩(136),其特征在于,所述第二表层(142)在所述核心发动机(14)的操作期间暴露于高达约650°C的温度。
10.一种将航空发动机(10)的整流罩(136)制作成具有分层式结构的方法,其特征在于:
提供核心部件(144),所述核心部件(144)由钛合金形成为具有对立地布置的第一表面和第二表面以及包括在所述第一表面和第二表面处限定单元壁边缘(152)的内部中空单元(148)的单元式结构;
分别在所述核心部件(144)的第一表面和第二表面处将第一表层(140)和第二表层(142)钎焊到所述单元壁边缘(152)上,使得所述核心部件(144)在所述第一表层(140)和第二表层(142)之间,所述第一表层(140)是声学表层(140),其经过声学处理以具有适合于通过将与声音相关的压力波引入所述核心内的内部中空单元(148)内而抑制噪音的通孔(146),所述第一表层(140)和第二表层(142)由钛合金形成并且利用钎焊合金钎焊到所述核心部件(144)上;并且
将所述整流罩(136)安装在所述航空发动机(10)的核心发动机(14)上,使得所述整流罩(136)的分层式结构不具备能够热保护所述第二表层(142)和在所述核心部件(144)的第二表面处将所述第二表层(142)附接到所述单元壁边缘(152)上的钎焊接合部(150)的隔热层,所述第一表层(140)限定所述航空发动机(10)的旁通管道(30)的边界,并且所述第二表层(142)在所述核心发动机(14)的操作期间暴露于至少175°C的温度。
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