航空发动机火焰筒外壳结构

摘要

本发明一种航空发动机火焰筒外壳结构，包括：火焰筒外壳加强环、固定环、固定钩、前进气锥、火焰筒外壳前段、进气斗、火焰筒外壳后段及火焰筒后安装边；火焰筒外壳前段和火焰筒外壳后段通过焊接连接为一体形成火焰筒外壳，在火焰筒外壳前段前端焊接着火焰筒外壳加强环以形成安装前进气锥的内安装边。在火焰筒外壳后段的后端焊接着火焰筒后安装边；在火焰筒外壳前段冲出的长圆形孔中焊接着进气斗；固定钩焊在前进气锥；所述的固定钩宽度由原先的11mm改为4.5mm，固定钩厚度由1.8mm改为3mm，固定钩安放角度改为顺气流方向摆放，与火焰筒径向轴线夹角为30°。本发明有效降低火焰筒外壳的壁面温度；切除进气斗迎燃气侧面多余材料，解决了进气斗出现裂纹的问题。

主权项

一种航空发动机火焰筒外壳结构，其包括：火焰筒外壳加强环、固定环、固定钩、前进气锥、火焰筒外壳前段、进气斗、火焰筒外壳后段及火焰筒后安装边；火焰筒外壳前段和火焰筒外壳后段通过焊接连接为一体形成火焰筒外壳，在火焰筒外壳前段前端焊接着火焰筒外壳加强环以形成安装前进气锥的内安装边。在火焰筒外壳后段的后端焊接着火焰筒后安装边；在火焰筒外壳前段冲出的长圆形孔中焊接着进气斗；固定钩焊在前进气锥；其特征在于：所述的固定钩宽度由原先的11mm改为4.5mm，固定钩厚度由1.8mm改为3mm，固定钩安放角度改为顺气流方向摆放，与火焰筒径向轴线夹角为30°。