CN107780984B - 可失效转子支承结构及航空发动机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种可失效转子支承结构及航空发动机，其中，可失效转子支承结构包括沿发动机的转子(4)径向设置的主支承壁(1)和副支承壁(2)，转子支承结构能够在发动机正常工作时通过主支承壁(1)对转子(4)提供支承，并在风扇叶片(9)脱落情况下切断通过主支承壁(1)传递力的路径，并由副支承壁(2)对转子(4)提供支承。此种转子支承结构在主支承壁失效后，副支承壁继续对转子提供一定程度的支承，以免机匣严重变形导致转子与静子碰磨，在短时期内满足发动机的性能和安全性要求。

Description

可失效转子支承结构及航空发动机

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种可失效转子支承结构及航空发动机。

背景技术

在航空发动机的设计当中，必须通过适航的包容性规定，最严苛的条件是在发生风扇叶片脱落时，发动机能够包容住破损叶片，且关闭发动机后仍需要以风车转速持续运作一定时间。风扇叶片脱落(FBO，Fan Blade Out)时，发动机运转在较高的转速，产生的径向不平衡载荷(FBO载荷)很大，达到几十吨，径向不平衡载荷通过轴承传递给轴承支承结构，之后传递到中介机匣，再通过安装节系统传递给飞机，若要求发动机完全承受FBO载荷，则对发动机的结构强度提出很高的要求，会大大增加发动机的重量。

传统应对FBO载荷的方法一方面是加强发动机的强度，如加强风扇轴承、轴承支承、中介机匣、安装节及推力拉杆等强度，而这样设计在发动机正常运转时，安全裕度较大，使得发动机的重量大大增加，特别是现代民用航空中将影响发动机的燃油经济性，在市场竞争中处于不利地位。

另一方面是通过改变局部单个零件结构，仅实现降低单个零件强度，使其能够产生断裂失效，实现降载，但此类结构功能单一，会增加后续产品结构复杂性和制造维护成本。

发明内容

本发明的目的是提出一种可失效转子支承结构及航空发动机，转子支承结构在FBO情况下发生失效后仍能对转子起到支承作用。

为实现上述目的，本发明第一方面提供了一种可失效转子支承结构，包括沿发动机的转子径向设置的主支承壁和副支承壁，所述转子支承结构能够在所述发动机正常工作时通过所述主支承壁对所述转子提供支承，并在风扇叶片脱落情况下切断通过所述主支承壁传递力的路径，并由所述副支承壁对所述转子提供支承。

进一步地，所述副支承壁的刚度小于所述主支承壁。

进一步地，所述主支承壁设在所述副支承壁的内侧。

进一步地，所述主支承壁和所述副支承壁之间形成腔体，所述腔体与设在所述转子前支点处的第一轴承组件的轴承腔连通，所述腔体内能够引入风扇增压级后的气体，以对所述第一轴承组件进行封严。

进一步地，所述副支承壁采用弹性材料或记忆材料，能够在风扇叶片脱落情况下发生弹性变形。

进一步地，所述副支承壁上设有弯折部，所述弯折部能够使所述副支承壁在风扇叶片脱落情况下发生弹性变形。

进一步地，通过所述主支承壁传递力的路径上设有可失效结构。

进一步地，所述可失效结构为设在所述主支承壁上的强度减弱结构，能够在风扇叶片脱落情况下使所述主支承壁断开。

进一步地，所述强度减弱结构为局部厚度减薄结构和/或由强度减弱材料形成的结构。

进一步地，所述可失效结构为设在所述主支承壁与中介机匣之间的连接件。

为实现上述目的，本发明第二方面提供了一种航空发动机，包括上述实施例所述的可失效转子支承结构。

基于上述技术方案，本发明的可失效转子支承结构，同时设有主支承壁和副支承壁，在发动机正常工作时通过主支承壁对转子提供支承，并在风扇叶片脱落情况下切断通过主支承壁传递力的路径，使得转子支承连接结构分离失效，以减小瞬态传递的不平衡载荷，降低FBO载荷对发动机结构的破坏程度。在主支承壁失效后，副支承壁继续对转子提供一定程度的支承，以免机匣发生严重变形时导致转子与静子碰磨，在短时期内满足发动机的性能和安全性要求。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明的可失效转子支承结构在发动机正常工作时的结构示意图；

图2为主支承壁采用局部厚度减薄结构的状态示意图；

图3为主支承壁采用刚度减弱材料时的结构示意图；

图4为主支承壁采用可失效螺栓进行连接的结构示意图；

图5为本发明航空发动机在转子支承发生失效后的结构示意图。

附图标记说明

1－副支承壁；2－主支承壁；3－第一轴承组件；4－转子；5－第二轴承组件；6－第一轴承支座；7－第二轴承支座；8－风扇盘；9－风扇叶片；10－风扇机匣；11－中介机匣；12－紧固件；13－止口；A－弯折部；B－局部厚度减薄结构；C－由刚度减弱材料形成的结构。

具体实施方式

以下详细说明本发明。在以下段落中，更为详细地限定了实施例的不同方面。如此限定的各方面可与任何其他的一个方面或多个方面组合，除非明确指出不可组合。尤其是，被认为是优选的或有利的任何特征可与其他一个或多个被认为是优选的或有利的特征组合。

本发明中出现的“第一”、“第二”等用语仅是为了方便描述，以区分具有相同名称的不同组成部件，并不表示先后或主次关系。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“前”、“后”、“周向”、“轴向”和“径向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明，而不是指示或暗示所指的装置必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

现有的航空发动机包括：转子4、风扇盘8、风扇叶片9、风扇机匣10和中介机匣11，风扇叶片9安装在风扇盘8的外周且整体处于风扇机匣10的内部，转子4(例如转轴)用于带动风扇盘8转动，转子4的两端分别通过第一轴承组件3和第二轴承组件5进行支承，支承壁的前端与第一轴承组件3的轴承支座连接，后端与第二轴承组件5的轴承支座以及中介机匣11连接，前端是指靠近发动机进气方向的一端。支承壁上设计有薄弱环节，在FBO情况下支承壁断开，虽然能够减小FBO载荷向中介机匣11传递，但是支承壁断开后轴承失去完整的支承，无法保证转子4与发动机的轴线的对中性，从而影响发动机的安全。

为了提高航空发动机在FBO情况工作的安全性，本发明提供了一种改进的可失效转子支承结构，如图1至图5所示，包括沿发动机的转子4径向设置的主支承壁1和副支承壁2，转子支承结构能够在发动机正常工作时通过主支承壁1对转子4提供支承，并在风扇叶片9脱落情况下切断通过主支承壁1传递力的路径，并由副支承壁2对转子4提供支承。其中，主支承壁1和副支承壁2的设置数量和沿转子4的径向排布方式不受限制。一般情况下，主支承壁1和副支承壁2可设计为锥壁，更优地，尽量保持主支承壁1和副支承壁2的锥度相同。

在一种较优的设置形式中，主支承壁1设在副支承壁2的内侧。主支承壁1在FBO情况下断裂后，位于外侧的副支承壁2仍然能够保持转子支承结构的完整性，断裂后的主支承壁1不会对机匣内的其它零部件产生影响。

本发明该实施例的可失效转子支承结构对转子4的支承壁进行了优化设计，使主支承壁1和副支承壁2在不同工况下所起的作用不同。

在发动机正常工作时，通过主支承壁1对转子4提供支承，副支承壁2仅作为附加结构件连接在第一轴承组件3的轴承支座和中介机匣11之间。

在FBO情况下，FBO载荷启动转子支承结构的熔断条件，切断通过主支承壁1传递力的路径，使得转子支承连接结构分离失效，以减小瞬态传递的不平衡载荷，降低FBO载荷对发动机结构的破坏程度。在主支承壁1失效后，转变为副支承壁2继续对转子4提供一定程度的支承，促使转子4与发动机的轴线保持对中，使风扇转子临界转速高于风车转速，减少转子4受到的不平衡载荷，极大地降低FBO载荷对中介机匣11及安装系统的影响，以免中介机匣11发生严重变形时导致较大程度的转子与静子碰磨。

优选地，副支承壁2的刚度小于主支承壁1，这样主支承壁1受到FBO载荷失效后，副支承壁2由于具有较小的刚度而具有较高的塑性和柔韧性，能够通过发生变形而保持结构的完整性，以继续对转子4提供支承。

优选地，主支承壁1与副支承壁2之间存在间隙。间隙的设置一方面可以为主支承壁1的失效变形提供空间，并使主支承壁1与副支承壁2的受力保持相对独立，在主支承壁1失效时不至于对副支承壁2产生附加影响；另一方面也可以为副支承壁2的弹性或塑性变形提供空间，在副支承壁2变形时不至于对主支承壁1产生附加影响。

下面给出一个具体的实施例，如图1至图3所示，主支承壁1和副支承壁2之间形成环形的腔体，腔体与设在转子4前支点处的第一轴承组件3的轴承腔连通，腔体内能够引入风扇增压级后的气体，以对第一轴承组件3进行封严。该腔体代替了现有技术发动机中的引气管。

该实施例在已有的转子支承结构基础上，通过局部结构一体化改动，集成了轴承引气封严功能和轴承支承连接功能于一体，能够简化发动机的结构，减轻发动机重量，提高燃油经济性。该转子支承结构在发动机正常运转时可对轴承腔进行引气封严，在FBO载荷下可分离失效，以降低瞬态传递的不平衡载荷。同时外层的副支承壁2不发生断裂，能保证轴承腔完整性，避免滑油大量泄漏，提高发动机的防火安全性。

对于具体的安装结构，转子4的前后端分别通过第一轴承组件3和第二轴承组件5进行支承，位于内侧的主支承壁1的前端与第一轴承组件3的轴承支座一体铸造，后端与中介机匣11通过螺栓连接。位于外侧的副支承壁2的两端与第一轴承组件3的轴承支座和中介机匣11采用止口13定心，并通过螺栓连接，这样可使副支承壁2的安装和拆卸更容易。进一步地，通过第一轴承支座6和第二轴承支座7的组合对进行支承，第一轴承支座6对转子4连接，第二轴承支座7与第二轴承组件5的内环连接。

在上述实施例中，为了在FBO载荷下保持副支承壁2的完整性，至少可采取以下两类方式。

其一，通过材料的性质来实现。副支承壁2采用弹性材料或记忆材料，这类材料在外力作用下容易变形且可恢复原状，能够在风扇叶片9脱落情况下发生弹性变形。副支承壁2的整体刚度较弱，变形时能够吸收冲击载荷。如图3所示，双实线所示位置为发动机在正常状态下副支承壁2所处的状态，双点划线所示位置为在FBO载荷下副支承壁2的中部位置向外拱起，发生弹性变形的状态，在外载荷消失后，副支承壁2在外力作用下仍可恢复为初始状态。

其二，通过结构优化来实线。如图2所示，副支承壁2上设有弯折部A，弯折部A能够使副支承壁2在风扇叶片9脱落情况下发生弹性变形。例如，弯折部A是将副支承壁2局部长度段向外凸出的结构。由于弯折部A所在位置弹性较大，因而当受到FBO载荷时，弯折部A所在位置容易发生变形。

进一步地，在FBO情况下，为了能够断开通过主支承壁1传递力的路径，在通过主支承壁1传递力的路径上设有可失效结构。可失效结构可通过自身结构的破坏来断开从风扇叶片9传递到中介机匣11的载荷。可失效结构至少可采取以下两类方式。

其一，可失效结构为设在主支承壁上1的强度减弱结构，能够在风扇叶片9脱落情况下使主支承壁1发生断裂。例如，如图2所示，强度减弱结构为局部厚度减薄结构B，或者也可以是如图3所示的由强度减弱材料形成的结构C，或者是这两种结构同时设置。

其二，如图4所示，可失效结构为设在主支承壁1与中介机匣11之间的连接件12。该实施例的断裂位置位于主支承壁1与承力框架法兰的连接处，连接件12为局部削弱可失效螺栓。

对于图1所示的具体实施例，在发动机正常工作状态下，位于内层的主支承壁1对第一轴承组件3和第二轴承组件5起到支承作用，位于外侧的副支承壁2只起连接作用。在FBO情况下，如图5所示，副支承壁2具有一定弹性，不会产生断裂，能够继续连接第一轴承组件3及中介机匣11，对第一轴承组件3仍具有支承作用，同时还能通过变形吸收部分冲击载荷，避免不平衡载荷从副支承壁2过多地向中介机匣11传递。而且，副支承壁2仍可保持轴承腔的完整性，避免出现滑油大量泄漏引气的发动机着火等问题。

另外，本发明还提供了一种航空发动机，包括上述实施例所述的可失效转子支承结构。

此种航空发动机通过将支承功能和轴承封严结构集成在一起，能够降低发动机结构的复杂性，便于加工和维护；减少发动机轴承、支承结构、承力框架等重量，有效提高发动机燃油经济性及安全性。而且在FBO情况下，转子支承结构分离失效，能够减小瞬态传递的不平衡载荷，以降低FBO载荷对发动机结构的破坏程度，此时还能依靠外层的副支承壁2对转子4提供支承，从而提高发动机工作的安全性。

本文中应用了具体的实施例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以对本发明进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本发明权利要求的保护范围内。

Claims (9)

1.一种可失效转子支承结构，其特征在于，包括沿发动机的转子(4)径向设置的主支承壁(1)和副支承壁(2)，所述转子支承结构能够在所述发动机正常工作时通过所述主支承壁(1)对所述转子(4)提供支承，并在风扇叶片(9)脱落情况下切断通过所述主支承壁(1)传递力的路径，并由所述副支承壁(2)对所述转子(4)提供支承；

其中，所述主支承壁(1)设在所述副支承壁(2)的内侧，所述主支承壁(1)和所述副支承壁(2)之间形成腔体，所述腔体与设在所述转子(4)前支点处的第一轴承组件(3)的轴承腔连通，所述腔体内能够引入风扇增压级后的气体，以对所述第一轴承组件(3)进行封严。

2.根据权利要求1所述的可失效转子支承结构，其特征在于，所述副支承壁(2)的刚度小于所述主支承壁(1)。

3.根据权利要求1所述的可失效转子支承结构，其特征在于，所述副支承壁(2)采用弹性材料或记忆材料，能够在风扇叶片(9)脱落情况下发生弹性变形。

4.根据权利要求1所述的可失效转子支承结构，其特征在于，所述副支承壁(2)上设有弯折部(A)，所述弯折部(A)能够使所述副支承壁(2)在风扇叶片(9)脱落情况下发生弹性变形。

5.根据权利要求1所述的可失效转子支承结构，其特征在于，通过所述主支承壁(1)传递力的路径上设有可失效结构。

6.根据权利要求5所述的可失效转子支承结构，其特征在于，所述可失效结构为设在所述主支承壁(1)上的强度减弱结构，能够在风扇叶片(9)脱落情况下使所述主支承壁(1)断开。

7.根据权利要求6所述的可失效转子支承结构，其特征在于，所述强度减弱结构为局部厚度减薄结构(B)和/或由强度减弱材料形成的结构(C)。

8.根据权利要求5所述的可失效转子支承结构，其特征在于，所述可失效结构为设在所述主支承壁(1)与中介机匣(11)之间的连接件(12)。

9.一种航空发动机，其特征在于，包括权利要求1～8任一所述的可失效转子支承结构。