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一种具有与防冰壁面共形的航空发动机热气防冰腔装置，所述航空发动机热气防冰腔是指航空发动机进气道处设置的热气防冰腔，该热气防冰腔包括有防冰腔外壁(2)与防冰腔内壁(3)，其特征在于：在防冰腔外壁(2)与防冰腔内壁(3)之间设置有整流隔板(7)，整流隔板(7)上套接有支撑件(5)，防冰腔外壁(2)与防冰腔内壁(3)的一端安装有密封件(4)，另一端安装有防冰腔端盖(6)，防冰腔外壁(2)上设有热气入口(21)，热气入口(21)上安装有防冰腔接口件(1)；整流隔板(7)与支撑件(5)将防冰腔外壁(2)与防冰腔内壁(3)分离为第一腔室(2A)、第二腔室(2B)和第三腔室(2C)；防冰腔接口件(1)包括有圆形接头(11)和喇叭形接头(12)，圆形接头(11)与喇叭形接头(12)为铆接，喇叭形接头(12)与防冰腔外壁(2)上的热气入口(21)为铆接；密封件(4)的一端为平面板，密封件(4)的另一端上设有第一凸台(4A)、第二凸台(4B)和凹槽(4C)，凹槽(4C)设置在第一凸台(4A)与第二凸台(4B)之间。所述凹槽(4C)用于安装整流隔板(7)的后端(72)；支撑件(5)上设有D气流通孔(5A)，D气流通孔(5A)用于将热气从第一腔室(2A)进入第二腔室(2B)中；防冰腔端盖(6)上均匀阵列开设有A气流通孔(6A)和B气流通孔(6B)，A气流通孔(6A)和B气流通孔(6B)用于热气排出；防冰腔端盖(6)的一端设有凸圆台(6C)，凸圆台(6C)与整流隔板(7)的前端(71)连接；整流隔板(7)上均匀阵列开设有安装孔(7A)和C气流通孔(7B)，所述的C气流通孔(7B)位于整流隔板(7)的后端(72)；安装孔(7A)上安装有整流钉(8)；整流钉(8)包括有T形圆柱(81)、锥形卡圈(82)和垫片(83)，T形圆柱(81)上套接锥形卡圈(82)和垫片(83)，锥形卡圈(82)与垫片(83)之间是整流隔板(7)。 |
