[实用新型]一种无螺栓装配式整流帽罩系统

说明书

技术领域

本实用新型涉及整流帽罩结构领域，特别涉及了一种无螺栓装配式整流帽罩系统。

背景技术

整流帽罩位于航空发动机的最前端，具有整流、防冰的功能，通常由帽罩壳体、安装座、螺纹紧固件构成，内部为空腔结构，通过热气的对流换热实现防冰。传统的整流帽罩与机匣的连接均通过螺纹紧固件实现，一种是在帽罩最前端设置螺塞，用锁圈固定，螺塞与帽罩本体相接处为齿轮状，用以固定锁圈凸爪。另一种是在帽罩后端加工出安装边，然后通过螺栓固定在机匣上。这两类装配方式均能满足一般的使用需要，但是当航空发动机需要雷达隐身时，在没有遮挡的前提下，这些螺纹紧固件就成了强散射源，其自身复杂型面及其与帽罩本体之间的不规则缝隙都会对前向雷达波产生强烈的散射效应，制约了航空发动机隐身性能的实现。

实用新型内容

本实用新型的目的是为了克服现有整流帽罩连接件结构复杂的问题，特提供了一种无螺栓装配式整流帽罩系统。

本实用新型提供了一种无螺栓装配式整流帽罩系统，其特征在于：所述的无螺栓装配式整流帽罩系统，包括外壁1，内壁2，水平方向凸耳5，下翻凸耳6，尾端气流冲击孔7，尖端气流冲击孔8；

其中：外壁1为光滑圆锥体；内壁2为圆锥形结构，尖端和尾端分别开有尖端气流冲击孔8和尾端气流冲击孔7，内壁2的尾端对称分布四个凸耳，分别为水平方向凸耳5，下翻凸耳6；外壁1和内壁2焊接形成帽罩组合件3；帽罩组合件3的尾端与机匣4上端紧密配合。

所述的水平方向凸耳5和下翻凸耳6各为2个。

内、外壁分别加工成型之后，通过惰性气体保护焊连接成为整流帽罩组合件，内部自然形成防冰气通道。安装时将帽罩组合件尾端的凸耳穿过机匣上凹槽后，通过施加作用力使得帽罩组合件旋转90度，凸耳卡入凹槽中，通过机匣下部的环形槽周向固定，最终实现安装。

本实用新型的优点：

本实用新型所述的无螺栓装配式整流帽罩系统，结构简单，零件数目少且安装方便，未使用螺纹紧固件，避免螺纹紧固件自身复杂型面及其与帽罩本体之间的不规则缝隙成为雷达波的强散射源，有效提高了航空发动机前向的雷达隐身性能。另外，随着零件数目的减少，可同时降低生产成本及人工成本，因此，实用性较好，易于推广应用，具有较大实用价值。

附图说明

下面结合附图及实施方式对本实用新型作进一步详细的说明：

图1为无螺栓装配式整流帽罩系统结构示意图；

图2为无螺栓装配式整流帽罩系统安装结构示意图。

具体实施方式

实施例1

本实施例提供了一种无螺栓装配式整流帽罩系统，其特征在于：所述的无螺栓装配式整流帽罩系统，包括外壁1，内壁2，水平方向凸耳5，下翻凸耳6，尾端气流冲击孔7，尖端气流冲击孔8；

其中：外壁1为光滑圆锥体；内壁2为圆锥形结构，尖端和尾端分别开有尖端气流冲击孔8和尾端气流冲击孔7，内壁2的尾端对称分布四个凸耳，分别为水平方向凸耳5，下翻凸耳6；外壁1和内壁2焊接形成帽罩组合件3；帽罩组合件3的尾端与机匣4上端紧密配合。

所述的水平方向凸耳5和下翻凸耳6各为2个。

内、外壁分别加工成型之后，通过惰性气体保护焊连接成为整流帽罩组合件，内部自然形成防冰气通道。安装时将帽罩组合件尾端的凸耳穿过机匣上凹槽后，通过施加作用力使得帽罩组合件旋转90度，凸耳卡入凹槽中，通过机匣下部的环形槽周向固定，最终实现安装。

实施例2

本实施例提供了一种无螺栓装配式整流帽罩系统，其特征在于：所述的无螺栓装配式整流帽罩系统，包括外壁1，内壁2，水平方向凸耳5，下翻凸耳6，尾端气流冲击孔7，尖端气流冲击孔8；

其中：外壁1为光滑圆锥体；内壁2为圆锥形结构，尖端和尾端分别开有尖端气流冲击孔8和尾端气流冲击孔7，内壁2的尾端对称分布四个凸耳，分别为水平方向凸耳5，下翻凸耳6；外壁1和内壁2焊接形成帽罩组合件3；帽罩组合件3的尾端与机匣4上端紧密配合。

内、外壁分别加工成型之后，通过惰性气体保护焊连接成为整流帽罩组合件，内部自然形成防冰气通道。安装时将帽罩组合件尾端的凸耳穿过机匣上凹槽后，通过施加作用力使得帽罩组合件旋转90度，凸耳卡入凹槽中，通过机匣下部的环形槽周向固定，最终实现安装。