[发明专利]航空发动机加力燃烧室中分流环内锥体间支板连接结构

说明书

本申请具体涉及一种航空发动机加力燃烧室中分流环内锥体间支板连接结构，包括：多个支板，为中空结构，上端、下端敞开；多对盖板，连接在各个支板的上端、下端，封堵支板的上端、下端；每个盖板上具有多对插孔、位于各对插孔中两个插孔之间的连接孔，外壁面各个连接孔两侧具有连通插孔的沉槽；多组托板螺母，在各个支板内设置；多组转接板，在各个支板内设置，两端向外翘起自各对插孔伸出，并相向弯折沉入到各对沉槽中，且两端的中间部位向内弯折形成挂钩，夹住各组托板螺母的托板边缘；多组螺栓，通过各个连接孔与各组托板螺母连接，将位于各个支板上端的盖板紧固在分流环上，以及将位于各个支板下端的盖板紧固在内锥体上。

技术领域

本申请属于航空发动机加力燃烧室中分流环内锥体间支板设计技术领域，具体涉及一种航空发动机加力燃烧室中分流环内锥体间支板连接结构。

背景技术

航空发动机加力燃烧室主要包括环形外壁1、在环形外壁1内设置的分流环2、在分流环2内设置的内锥体3，以及多个沿周向支撑在分流环2、内锥体3之间的支板4，其中，环形外壁1、分流环2之间构成外涵到，分流环1、内锥体3之间构成内涵道，如图1所示。

加力燃烧室中内涵道气流具有极高的温度，为了避免分流环2、内锥体3、支板4被烧蚀，在分流环2、内锥体3、支板4上开设冷却孔，以及将内锥体3、各个支板4设计为中空结构，各个支板4内部连通外涵道、内锥体3内，以此，利用外涵道气流通过分流环2、内锥体3、支板4上冷却孔流出，在分流环2、内锥体3、支板4外表面形成气膜，保护分流环2、内锥体3、支板4不被内涵道高温气流烧蚀。

为了保证加力燃烧室工作的可靠性以及可维修性，多是在各个支板4的上下两端设计翻边，利用沉头螺钉、自锁螺母可拆卸的连接在分流环2、内锥体3之间，在某些情形下，也将分流环2、内锥体3设计为周向分段结构，该种技术方案存在以下缺陷：

1)沉头螺钉处于内涵道中，会受到内涵道高温气流的冲刷，螺纹易烧蚀，导致拆装困难；

2)沉头螺钉占用分流环2、内锥体3处于内涵流道的表面，影响分流环2、内锥体3上冷却孔的排布；

3)沉头螺钉位于相邻支板之间，受空间限制，不便于进行拆装。

鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

发明内容

本申请的目的是提供一种航空发动机加力燃烧室中分流环内锥体间支板连接结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

本申请的技术方案是：

一种航空发动机加力燃烧室中分流环内锥体间支板连接结构，包括：

多个支板，为中空结构，上端、下端敞开；

多对盖板，连接在各个支板的上端、下端，封堵支板的上端、下端；每个盖板上具有多对插孔、位于各对插孔中两个插孔之间的连接孔，外壁面各个连接孔两侧具有连通插孔的沉槽；

多组托板螺母，在各个支板内设置；

多组转接板，在各个支板内设置，两端向外翘起自各对插孔伸出，并相向弯折沉入到各对沉槽中，且两端的中间部位向内弯折形成挂钩，

夹住各组托板螺母的托板边缘；

多组螺栓，通过各个连接孔与各组托板螺母连接，将位于各个支板上端的盖板紧固在分流环上，以及将位于各个支板下端的盖板紧固在内锥体上，以此使各个支板沿周向支撑在分流环、内锥体之间。