CN108071429A - 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转子(4)轴向设置的共同为转子(4)提供支承的支承壁(1)和部分熔断结构(2)，部分熔断结构(2)包括连接壁和弹性元件(23)，连接壁能够在发动机正常工作时对转子(4)提供支承，并在受到超过预设阈值的作用力时失效，转换为通过弹性元件(23)对转子(4)提供支承。本发明的可失效转子支承结构，在发动机受到超过预设阈值的作用力使连接壁失效后，弹性元件仍能对转子提供一定程度的支承，以减少低压转子的不平衡载荷和振动幅值，而且还能通过产生弹性和塑性变形进一步吸收能量，以尽量减小不平衡载荷和冲击载荷向后续轴承和中介机匣传递。

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

典型涡扇发动机的低压转子一般包括风扇、增压级、低压涡轮和转轴等，其中低压转子由多个轴承支承，将涡轮产生的力和力矩传递到增压级和风扇。正常情况下，风扇、增压级和低压涡轮等各部件的重心所在直线与转轴重合。为保证临界转速的裕度，低压转子系统一般由三个轴承支承，参考图1，第一轴承组件3和第二轴承组件5位于风扇转子附近，称为风扇轴承。风扇轴承通过支承结构将风扇转子连接到静子件中介机匣6上，因此正常工作时，风扇轴承及其支撑结构是风扇与中介机匣6等固定结构间的传力部件。

在飞机飞行过程中，航空发动机可能会受到飞鸟等外物撞击，导致一片或更多的风扇叶片断裂或脱落，即FBO(Fan Blade Out)，该叶片失效必须出现在盘上最外层的固定榫槽处，机匣能完全予以包容。FBO事件发生后，风扇的重心会偏离低压转子的中心线。然而，由于轴承的限制，风扇仍绕低压转子的中心线转动。风扇绕偏离其重心的轴转动会激励低压转子系统产生一个或多个振荡模态，从而产生不平衡载荷。对于目前飞机上常用的大涵道比涡扇发动机，其风扇叶片9半径长、质量大，FBO事件会导致风扇的重心线与发动机的中心线不对中，引起巨大的不平衡载荷。由于轴承沿径向约束风扇轴，故FBO不平衡载荷主要通过轴承及其支承结构传递到中介机匣6上，并进一步传递到安装节甚至飞机其它结构上。

由于FBO事件本身很难避免，因而要求航空发动机各关键零部件设计能够承受叶片脱落引起的转子不平衡载荷以及极限冲击载荷。传统的设计方法是通过提高传力路径上相关零部件的结构强度，使其能够承受FBO不平衡载荷，以满足安全性要求。然而，这种方法会导致航空发动机的质量和成本增加，燃油消耗率升高，工作效率降低。

另一种应对FBO事件的有效方法是进行结构失效/熔断设计(Fuse Design)。结构失效/熔断设计的概念为：通过有目的地将发动机中某些部件设计为牺牲单元，一方面减少FBO事件产生的不平衡能量，另一方面改变传力路径，使FBO载荷重新分布，减少传递到关键部件的不平衡载荷，保护航空发动机的安全。

由于FBO事件产生的不平衡载荷主要由风扇轴承、轴承支承结构和中介机匣6等承载。现有技术中常用的失效/熔断设计方法是对传力路径上的支承结构进行失效设计，例如在支承锥壁上设置厚度减薄结构，或在支承锥壁连接的位置设置可失效螺栓等，使其具有较小的强度安全系数，在FBO不平衡载荷下失效，能够减小中介机匣6、安装节和低压轴42等关键零部件所承受的FBO不平衡载荷，保证发动机的安全。但是在转子支承结构失效后，由于轴承的外环失去可靠的支承，可能导致转子4瞬时产生较大的振动幅值，从而造成转子4发生严重变形或与静子发生碰磨，对发动机的工作带来一定的危险性。

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，能够在航空发动机受到超过预设阈值的作用力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，包括沿发动机转子轴向设置的共同为所述转子提供支承的支承壁和部分熔断结构，所述部分熔断结构包括连接壁和弹性元件，所述连接壁能够在所述发动机正常工作时对所述转子提供支承，并在受到超过预设阈值的作用力时失效，转换为通过所述弹性元件对所述转子提供支承。

进一步地，所述连接壁的断裂强度小于所述弹性元件的断裂强度和所述支承壁的断裂强度，能够在受到超过预设阈值的作用力时发生断裂。

进一步地，所述连接壁和所述支承壁采用同种材料，且所述连接壁的厚度小于所述支承壁。

进一步地，所述连接壁包括至少一层环形壁，所述弹性元件设在所述环形壁沿所述转子径向的至少一侧或相邻的两个所述环形壁之间。

进一步地，所述连接壁包括沿所述转子的径向间隔设置的两层所述环形壁，所述弹性元件设在两层所述环形壁之间。

进一步地，两层所述环形壁的厚度之和小于所述支承壁。

进一步地，所述弹性元件为弹簧，所述弹簧整体环绕所述连接壁的周向设置。

进一步地，所述弹性元件设有多个，多个所述弹性元件沿所述连接壁的周向间隔设置。

进一步地，所述支承壁和所述部分熔断结构整体通过3D打印的方式加工形成。

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，设置部分熔断结构与支承壁一起通过轴承为转子提供支承，部分熔断结构包括连接壁和弹性元件，当发动机受到超过预设阈值的作用力使连接壁失效后，弹性元件仍能对转子提供一定程度的支承，使转子在受到冲击后再向发动机的中心线回归，以减少转子受到的不平衡载荷和振动幅值，尽量避免转子发生严重变形后与静子发生碰磨，而且弹性元件还能通过产生弹性和塑性变形进一步吸收能量，以尽量减小不平衡载荷和冲击载荷向后续的轴承和中介机匣传递，从而使发动机在短时期内满足性能和安全性要求。

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设置在发动机上的结构示意图；

图2为本发明可失效转子支承结构的一个实施例的局部剖面结构示意图；

图3为本发明可失效转子支承结构的一个实施例的示意图。

附图标记说明

1－支承壁；2－部分熔断结构；3－第一轴承组件；4－转子；41－风扇轴；42－低压轴；5－第二轴承组件；6－中介机匣；7－低压压气机叶片；8－风扇机匣；9－风扇叶片；10－进气锥；21－外壁；22－内壁；23－弹性元件。

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。

如图1所示的航空发动机包括：风扇轴41、低压轴42、风扇叶片9、进气锥10和风扇机匣8，风扇叶片9安装在进气锥10的外周且整体处于风扇机匣8的内部，风扇轴41用于带动风扇叶片9转动，低压轴42用于带动低压压气机叶片7转动，低压压气机叶片7设在中介机匣6内。风扇轴41和低压轴42同轴连接以共同构成转子4的一部分，转子4分别通过第一轴承组件3和第二轴承组件5进行支承，第一轴承组件3的外环主要通过支承壁1进行支承。图1中的箭头A示意性地给出了发动机的进气方向。

在支承壁1上设计有薄弱环节，在FBO情况下使支承壁1断开，虽然能够减小FBO载荷向后传递，但是支承壁1断开后轴承失去完整的支承，无法保证转子4与发动机轴线的对中性，从而影响发动机的安全。另外，发动机除了在FBO情况会受到不平衡载荷，也可能由于其它结构被破坏或受到外部冲击等因素而受到超出预设安全阈值的作用力。

为了提高航空发动机在上述各种情况下发动机工作的安全性，本发明提供了一种改进的可失效转子支承结构。在一个示意性的实施例中，如图1至图3所示，包括沿发动机转子4轴向设置的支承壁1和部分熔断结构2，支承壁1和部分熔断结构2共同形成支承结构(例如锥壁)以通过轴承对转子4提供支承。在发动机转子4的轴向上，既可按照图1将支承壁1设计为长度间断的结构，并使部分熔断结构2夹设在支承壁1之间，也可将支承壁1设计为长度连续的结构，并使部分熔断结构2设在支承壁1的一端，即部分熔断结构2位于轴承支座与支承壁1之间。

部分熔断结构2包括安装在支承壁1上的连接壁和弹性元件23，连接壁能够在发动机正常工作时对转子4提供支承，并在受到超过预设安全阈值的作用力时通过断裂等形式失效，在连接壁失效后将不能为转子4提供支承，此时弹性元件23仍与支承壁1连接，因而就转换为通过弹性元件23对转子4提供支承。在发动机正常工作时，弹性元件23处于自由状态，最好不受预应力。

在该实施例中，当发动机受到超过预设安全阈值的作用力时，例如发生FBO情况时，一方面，部分熔断结构2能通过连接壁的失效来削弱通过支承壁1和连接部向后传力的作用，使得转子支承连接结构分离失效，将风扇轴41与中介机匣6等固定支承结构解耦，以减小通过轴承及其支座等结构瞬态传递到中介机匣6的不平衡载荷，并改变力传递路径，使不平衡载荷重新分布，减少传递到关键部件的不平衡载荷，降低过载对发动机结构的破坏程度。而且，连接壁的失效可使风扇轴41在第一轴承组件3处的支承刚度减小，从而使低压轴42的临界转速降低，以减少不平衡载荷。

另一方面，在连接壁失效后，部分熔断结构2还能通过弹性元件23继续对转子4提供一定程度的支承，使转子4在受到冲击后再向发动机的中心线回归，以减少转子4受到的不平衡载荷和振动幅值，尽量不免转子4在径向瞬时产生严重变形而导致转子4发生径向振荡变形或与静子发生碰磨，同时还能保护第二轴承组件5中的密封圈不受严重损坏，防止部件的润滑和冷却油泄漏而导致轴承在转动过程中发生过热和卡死现象的发生，保证发动机正常运转。而且弹性元件23还能通过产生弹性和塑性变形进一步吸收能量，以尽量减小不平衡载荷和冲击载荷向后续的轴承和中介机匣6传递，从而使发动机在短时期内满足性能和安全性要求。

为了实现连接壁在承受超过预设安全阈值的作用力时首先发生失效，连接壁的断裂强度应同时小于弹性元件23的断裂强度和支承壁1的断裂强度，以在受到超过预设阈值的作用力时发生断裂而失效，预设阈值的作用力包括剪切力和拉伸力等复杂载荷工况。在一种实现方式中，通过材料的选取使连接壁具有较小的断裂强度。在另一种实现方式中，通过结构设计使连接壁具有较小的断裂强度，例如连接壁包括厚度减薄结构或者应力集中部。

优选地，连接壁和支承壁1采用同种材料(力学特性接近的材料)，且连接壁的厚度小于支承壁1。连接壁可以为等厚度结构或者厚度渐变结构。

采用等厚度的连接壁无需在连接壁上设置特定的结构，而且在采用同种材料的情况下，结构的强度与厚度基本呈线性关系，比较容易保证连接壁的断裂强度，不确定因素较少。通过对连接壁的厚度进行控制能够使部分熔断结构2得到不同的失效门槛值，以确保在承受超过预设安全阈值的作用力发生时，连接壁在预期的工况下失效。另外，厚度减薄的连接部还能使传力路径上的零部件具有较轻的重量，从而提高发动机的工作效率。

在具体的实现形式中，连接壁可包括至少一层环形壁，弹性元件23设在环形壁沿转子4径向的至少一侧或相邻的两个环形壁之间。本领域技术人员至少有如下几种可供选择。

在一种具体的结构中，如图2和图3所示，连接壁可包括两层沿转子4的径向间隔设置的环形壁，分别为外壁21和内壁22，弹性元件23设在外壁21和内壁22之间形成的腔体中。此种结构有利于保护弹性元件23在发动机正常工作时不受损伤，尽量保证弹性元件23在发动机受到超过预设安全阈值的作用力时能够可靠地发挥作用。

优选地，外壁21和内壁22可以分别与支承壁1的外表面和内表面平齐，以形成连续完整的支承结构。

优选地，外壁21和内壁22的厚度之和小于支承壁1的厚度，以使连接壁的断裂强度小于支承壁1。

在另一种具体的结构中，在图2所示结构的基础上，连接壁可只包括外壁21或者内壁22。在只设置外壁21时，将弹性元件23设在外壁21的内侧；在只设置内壁22时，将弹性元件23设在内壁22的外侧。

在再一种具体的结构中，连接壁可包括多层沿转子4的径向间隔设置的环形壁，弹性元件23可设在相邻的两层环形壁之间。

在上述各实施例中，弹性元件23也可按照不同的方式设置。优选地，如图2和图3所示，弹性元件23为弹簧，弹簧整体环绕连接壁的周向设置。

此种设置方式能够减少弹性元件23的数量，并简化连接方式，而且整体环绕式的弹簧容易实现较大的刚度，以在连接壁失效后为转子4提供有效的支承。当连接壁失效后，在剩余不平衡载荷传递的过程中，弹性元件23可能在轴向力的作用下沿着转子4的轴向发生拉伸或压缩，或者在弯矩的作用下偏离轴线产生弯曲，在不同侧分别产生拉伸或压缩，或者在轴向扭矩的作用下发生扭转变形。在弹性元件23变形的过程中，弹性元件23两侧的支承壁1之间可以发生相对运动。

其中，弹簧的刚度由弹簧半径、长度、圈数共同决定。在发动机发生FBO情况时，弹簧参数的计算方法为：首先，对整个发动机进行FBO载荷分析，确定第一轴承组件3对应处的支承壁1在FBO载荷下的受力(例如剪切力、拉伸力)和径向最大许可变形量；然后，根据FBO载荷下径向最大许可变形量，确定弹簧刚度。通过整机FBO载荷分析确定径向最大许可变形量的原则为：不会由于第一轴承组件3处支承壁1的径向变形量过大，引起风扇叶片9的叶尖与风扇机匣8之间的碰磨载荷大于FBO载荷。径向最大许可变形量的设置，可以增加第二轴承组件5对应的支承结构的安全性。

在连接壁失效后弹性元件23通过产生弹性和塑性变形吸收能量，并提供一定的支撑刚度，以降低第二轴承组件5处所承受的弯曲载荷，而且弯曲载荷可通过弹性元件23刚度设计进行调整。由此可以主动控制第二轴承组件5所承受的弯曲载荷，能够避免第二轴承组件5因弯曲应力集中导致失效的风险，同时起到控制低压轴42应力峰值的目的。

可替代地，弹性元件23设有多个，多个弹性元件23沿连接壁的周向间隔设置。在连接壁失效后，两侧的支承壁1通过多个弹性元件23相互连接，每个弹性元件23的变形情况各不相同。

此外，支承壁1和部分熔断结构2可整体通过3D打印的方式加工形成。对于图2所示的结构形式，由于弹性元件23位于外壁21和内壁22之间，而且还涉及到外壁21、内壁22和弹性元件23与支承壁1的连接，加工和装配难度较大，采用3D打印的方式可以通过一体快速成型的方式形成整体支承结构，能够降低加工和装配难度。

对于图2所示的结构形式，将支承壁1、外壁21、内壁22和弹性元件23通过3D打印的方式一体形成。采用3D打印的原理为：采用但不限于激光选区熔化技术，首先在计算机上利用三维造型软件设计出零件的三维实体模型，然后通过切片软件对三维模型进行分层，得到各截面的轮廓数据，由轮廓数据生成填充扫描路径，3D打印设备将按照这些填充扫描线，控制激光束选区熔化各层的金属粉末材料，逐步堆叠成图2所示的结构形式。本发明的可失效转子支承结构并不局限于3D打印的方式。

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。例如，该航空发动机为涡轮风扇发动机。

此种航空发动机当受到超过预设安全阈值的作用力时，例如发生FBO情况时，能够通过连接壁的失效释放部分不平衡载荷，降低过载对发动机结构的破坏程度，同时在连接壁失效后还能通过弹性元件23继续对转子4提供一定程度的支承，以减少转子的不平衡载荷和振动幅值，以降低转子4发生严重变形时与静子发生碰磨的危险。而且还能通过弹性元件23的弹性和塑性变形进一步吸收能量，以尽量减小不平衡载荷和冲击载荷向后续的轴承和中介机匣6传递，使航空发动机在受到较大的载荷冲击后能够安全渡过停车减速和风车转动阶段，并最终安全着陆，从而提高发动机短时工作的安全性。

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 (10)

1.一种可失效转子支承结构，其特征在于，包括沿发动机转子(4)轴向设置的共同为所述转子(4)提供支承的支承壁(1)和部分熔断结构(2)，所述部分熔断结构(2)包括连接壁和弹性元件(23)，所述连接壁能够在所述发动机正常工作时对所述转子(4)提供支承，并在受到超过预设阈值的作用力时失效，转换为通过所述弹性元件(23)对所述转子(4)提供支承。

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，所述连接壁的断裂强度小于所述弹性元件(23)的断裂强度和所述支承壁(1)的断裂强度，能够在受到超过预设阈值的作用力时发生断裂。

3.根据权利要求2所述的可失效转子支承结构，其特征在于，所述连接壁和所述支承壁(1)采用同种材料，且所述连接壁的厚度小于所述支承壁(1)。

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，所述连接壁包括至少一层环形壁，所述弹性元件(23)设在所述环形壁沿所述转子(4)径向的至少一侧或相邻的两个所述环形壁之间。

5.根据权利要求4所述的可失效转子支承结构，其特征在于，所述连接壁包括沿所述转子(4)的径向间隔设置的两层所述环形壁，所述弹性元件(23)设在两层所述环形壁之间。

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，两层所述环形壁的厚度之和小于所述支承壁(1)。

7.根据权利要求1所述的可失效转子支承结构，其特征在于，所述弹性元件(23)为弹簧，所述弹簧整体环绕所述连接壁的周向设置。

8.根据权利要求1所述的可失效转子支承结构，其特征在于，所述弹性元件(23)设有多个，多个所述弹性元件(23)沿所述连接壁的周向间隔设置。

9.根据权利要求1所述的可失效转子支承结构，其特征在于，所述支承壁(1)和所述部分熔断结构(2)整体通过3D打印的方式加工形成。

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