CN110206647A - 一种航空发动机轴承支承组件及航空发动机 - Google Patents

Abstract

本发明的目的是提供一种航空发动机轴承支承组件及航空发动机。航空发动机轴承支承组件包括安装座、刚性支承结构和吸震组件；吸震组件包括第一连接环、第二连接环和由阻尼吸能材料构成的吸震体；第一连接环和第二连接环分别密封固定连接在安装座上，并用于与轴承分别密封连接，以支承轴承，并在安装座和轴承之间形成密闭的环形腔体；阻尼吸能材料用于充满环形腔体，以形成吸震体。由于密闭的环形腔体的存在，吸震体在承受各个方向的冲击而反复变形的过程中能够始终被密闭的环形腔体容纳，进而使得吸震体的吸震能力能够保持较长时间，从而使得吸震组件具有较长的使用时间。航空发动机包括上述航空发动机轴承支承组件，因此其具有的吸震组件具有较长的使用时间。

Description

一种航空发动机轴承支承组件及航空发动机

技术领域

本发明涉及一种航空发动机轴承支承组件及航空发动机。

背景技术

根据适航条例(FAR33.74、FAR33.94)的要求，商用航空发动机必须保证FBO事件(风扇叶片飞出)的发生不会导致灾难性后果。FBO事件会产生极大的不平衡载荷，可能导致发动机安装节、轴承等关键部件破坏，造成发动机脱落、断叶击穿机舱等灾难性事故。发生FBO事件后，应立即对受损的发动机进行停车操作，使发动机从较高的工作转速缓慢下降至风车转动，并在风车转动阶段持续一段时间(有时多达180分钟)，直到具备降落条件时减速安全着陆。

为保证发动机在FBO事件发生后能安全着陆，一般采用减载设计来减小发动机各部件(主要为安装系统、低压转轴等部件)所承受的FBO极限载荷，保证发动机的安全。常用的减载设计也称为熔断设计，是指在轴承支承结构上设置一个机械性能薄弱的部件，如减薄段(见专利US6447248)、径缩螺栓(见专利US7318685)等，使其在预定载荷(门槛值)作用下失效，一方面降低转子的临界转速，使转子处于超临界转速状态，降低不平衡载荷；另一方面改变FBO载荷向静子机匣的传递路径，使FBO载荷重新分布，从而有效保护发动机的安全。目前常见的熔断设计一般位于1号轴承座或支承锥壁上，在FBO载荷下，局部薄弱部件断裂，以改变传递路径，降低支承刚度，减少传递到关键部件的FBO载荷，但仍存在以下问题：

1、熔断部件失效后，1号轴承对风扇轴没有任何支撑作用，低压转子完全失去了在1号轴承处的约束，导致风扇摆动很大，可能造成1号轴承润滑冷却系统的失效，引发轴承的失效。此外，风扇摆动过大会对临近的2号轴承产生巨大的不平衡力矩。这会导致风扇轴在2号轴承处产生较大的局部弯曲变形和应力集中，可能使风扇轴断裂，风扇转子飞脱，引发灾难性后果。2、对于在1号轴承支承锥壁上采用局部薄弱部件(如专利US6447248等)的熔断设计方案，在FBO载荷作用下局部薄弱部件断裂失效后，支承锥壁前半段完全失去约束，会绕风扇轴任意运动，与风扇轴发生碰摩和刮蹭，造成风扇轴的损伤。由于FBO事件发生后，发动机还需要在风车转动阶段持续很久(可能长达180分钟)，风扇轴的损伤可能会影响发动机在持续转动下的安全。

如图4所示，美国专利US20160097301A1公开了一种用于应对FBO事件的航空发动机的吸震组件，包括连接轴承外圈39的连接件40，连接件40上设置有预断裂点33，还包括吸震元件34。当发生FBO事件时，连接件40的预断裂点33发生断裂，以使得吸震元件34在径向上于风扇轴承结构37和轴承外圈39之间提供缓冲。由于FBO事件发生后，发动机还需要在风扇转动阶段持续很久(可能长达180分钟)，这对吸震元件34能够持续使用的时间具有较高要求。

本领域需要一种能够在发生FBO事件后，吸震组件具有较长使用时间的航空发动机轴承支承组件及航空发动机。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航空发动机轴承支承组件，其具有的吸震组件具有较长的使用时间。

本发明的目的还在于提供一种航空发动机，包括上述航空发动机轴承支承组件，因此其具有的吸震组件具有较长的使用时间。

为实现所述目的的航空发动机轴承支承组件，用于对轴承进行支承，包括安装座、刚性支承结构和吸震组件，所述刚性支承结构固定连接在所述安装座上，并用于与所述轴承连接，以支承所述轴承；

所述吸震组件包括第一连接环、第二连接环和由阻尼吸能材料构成的吸震体；

所述第一连接环和所述第二连接环分别密封固定连接在所述安装座上，并用于与所述轴承分别密封连接，并与所述安装座、所述轴承的外圈共同限定形成密闭的环形腔体；所述阻尼吸能材料用于充满所述环形腔体，以形成所述吸震体；

所述第一连接环、所述第二连接环和所述吸震体用于承受所述安装座和所述轴承之间的载荷而产生变形，从而吸收冲击能量。

所述的航空发动机轴承支承组件，其进一步的特点是，所述航空发动机还包括中介机匣和风扇轴，所述轴承包括内圈、滚子和外圈，所述滚子夹设在所述内圈和所述外圈之间；

所述内圈与所述风扇轴固定连接，所述安装座固定连接在所述中介机匣上；所述安装座环绕所述外圈并与所述轴承共中心轴线。

所述的航空发动机轴承支承组件，其进一步的特点是，所述第一连接环与所述第二连接环均为以所述中心轴线为中心的环形板，且沿轴向间隔设置，以形成环形的所述环形腔体；环形的所述环形腔体以所述中心轴线为中心。

所述的航空发动机轴承支承组件，其进一步的特点是，所述轴承为所述航空发动机的1号轴承。

所述的航空发动机轴承支承组件，其进一步的特点是，以径向为参照，所述第一连接环的内缘与所述外圈密封连接，所述第一连接环的外缘与所述安装座密封连接；以径向为参照，所述第二连接环的内缘与所述外圈密封连接，所述第二连接环的外缘与所述安装座密封连接。

为实现所述目的的航空发动机，包括轴承，所述航空发动机还包括如上要求所述的航空发动机轴承支承组件，所述航空发动机轴承支承组件包括安装座、刚性支承结构和吸震组件，所述刚性支承结构固定连接在所述安装座上，并与所述轴承连接，以支承所述轴承；

所述吸震组件包括第一连接环、第二连接环和由阻尼吸能材料构成的吸震体；

所述第一连接环和所述第二连接环分别密封固定连接在所述安装座上，并与所述轴承分别密封连接，以支承所述轴承，并与所述安装座、所述轴承的外圈共同限定形成密闭的环形腔体；所述阻尼吸能材料充满所述环形腔体，以形成所述吸震体；

在所述刚性支承结构失效前，所述刚性支承结构与所述吸震组件共同支承所述轴承的外圈，当所述刚性支承结构失效后，所述吸震组件单独支承所述外圈，所述第一连接环、所述第二连接环和所述吸震体用于承受所述安装座和所述轴承之间的载荷而产生变形，从而吸收冲击能量。

所述的航空发动机，其进一步的特点是，所述航空发动机还包括中介机匣和风扇轴，所述轴承包括内圈、滚子和外圈，所述滚子夹设在所述内圈和所述外圈之间；

所述内圈与所述风扇轴固定连接，所述安装座固定连接在所述中介机匣上；所述安装座环绕所述外圈并与所述轴承共中心轴线，所述刚性支承结构与所述外圈连接，所述第一连接环和所述第二连接环与所述外圈分别密封连接。

所述的航空发动机，其进一步的特点是，所述第一连接环与所述第二连接环均为以所述中心轴线为中心的环形板，且沿轴向间隔设置，以形成环形的所述环形腔体；环形的所述环形腔体以所述中心轴线为中心。

所述的航空发动机，其进一步的特点是，所述轴承为所述航空发动机的1号轴承。

所述的航空发动机，其进一步的特点是，以径向为参照，所述第一连接环的内缘与所述外圈密封连接，所述第一连接环的外缘与所述安装座密封连接；以径向为参照，所述第二连接环的内缘与所述外圈密封连接，所述第二连接环的外缘与所述安装座密封连接。

本发明的积极进步效果在于：本发明提供的航空发动机轴承支承组件，用于对轴承进行支承，包括安装座、刚性支承结构和吸震组件，刚性支承结构固定连接在安装座上，并用于与轴承连接，以支承轴承；吸震组件包括第一连接环、第二连接环和由阻尼吸能材料构成的吸震体；第一连接环和第二连接环分别密封固定连接在安装座上，并用于与轴承分别密封连接，以支承轴承，并在安装座和轴承之间形成密闭的环形腔体；阻尼吸能材料用于充满环形腔体，以形成吸震体；第一连接环、第二连接环和吸震体用于承受安装座和轴承之间的载荷而产生变形，从而吸收冲击能量。

由于密闭的环形腔体的存在，吸震体在承受各个方向的冲击而反复变形的过程中能够始终被密闭的环形腔体容纳，因而构成吸震体的阻尼吸能材料不会分散和掉落，而是始终保持在密闭的环形腔体内，进而使得吸震体的吸震能力能够保持较长时间，从而使得吸震组件具有较长的使用时间。

附图说明

本发明的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：

图1为本发明中航空发动机的剖视图；

图2为图1中B处的放大图，显示了轴承及航空发动机轴承支承组件；

图3为图2中C处的放大图；

图4为现有技术中航空发动机的吸震组件的示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本发明，但是本发明显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本发明的保护范围。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“长度”、“宽度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”和“外”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和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件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的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

需要注意的是，图1至图4均仅作为示例，其并非是按照等比例的条件绘制的，并且不应该以此作为对本发明实际要求的保护范围构成限制。本发明中“轴向”、“径向”和周向与以航空发动机100的方位为参考。

图1示出了本发明中航空发动机100的一个实施例，航空发动机100具有中心轴线A-A，图面只显示了航空发动机100的剖视图的一半，未显示完全的部分与显示出来的部分关于中心轴线A-A对称。本发明中的“环形”所环绕的轴线为中心轴线A-A。

继续参考图1，航空发动机100包括风扇转子3、中介机匣4、轴承1和航空发动机轴承支承组件2、风扇轴5和延伸轴6。轴承1在图1所示的实施例中为航空发动机100的前支承轴承，也就是1号轴承。在另外的实施例中，航空发动机轴承支承组件2也可以用来支承其他位置的轴承，比如后支撑轴承7，即2号轴承。

下面以航空发动机轴承支承组件2在1号轴承上的应用为例，来详细介绍本发明的实施例。

结合图1、2、3所示，在这个实施例中，轴承1，也就是1号轴承，包括内圈10、滚子11和外圈12，内圈10与风扇轴5固定连接，外圈12通过航空发动机轴承支承组件2与中介机匣4可熔断地连接。

在一个实施例中，风扇轴5的前端由1号轴承支承，支承锥壁8将1号轴承连接到中介机匣4上，支承锥壁8是风扇转子载荷向中介机匣传递的重要路径。

在上述实施例中，风扇轴5由1号轴承和2号轴承7共同支承，其中1号轴承为滚棒轴承，对风扇轴5提供径向约束；2号轴承7为滚珠轴承，对风扇轴5的延伸轴6同时提供轴向和径向约束。

为降低FBO事件发生后，为了降低1号轴承的支承刚度，减少从风扇转子3传递至中介机匣4的载荷，本发明的一个实施例中的航空发动机轴承支承组件2的结构描述如下。

结合图1、2、3，航空发动机轴承支承组件2包括安装座20、刚性支承结构21和吸震组件22，刚性支承结构21固定连接在安装座20上，并用于与轴承1连接，以支承轴承1。

在一个实施例中，刚性支承结构21具有薄弱部21a，薄弱部21a用于承受过载力而断裂，从而使吸震组件22单独支承轴承1。薄弱部21a可以为图3所示沿周向离散分布的沟槽，也可以是其他任意局部强度薄弱的结构形式，沿周向可以为连续分布也可以为非连续分布，只要满足使刚性支承结构21在FBO载荷作用下失效的条件即可。

在刚性支承结构21失效前，刚性支承结构21与吸震组件22共同支承轴承1的外圈12，当刚性支承结构21失效后，吸震组件22单独支承外圈12，并起到吸震的效果。

继续参考图1、2、3，吸震组件22包括第一连接环221、第二连接环222和由阻尼吸能材料构成的吸震体220；第一连接环221和第二连接环222分别密封固定连接在安装座20上，并用于与轴承1分别密封连接，以支承轴承1，并与安装座20、轴承1的外圈12共同限定形成密闭的环形腔体2a；阻尼吸能材料用于充满环形腔体2a，以形成吸震体220；第一连接环221、第二连接环222和吸震体220用于承受安装座20和轴承1之间的载荷而产生变形，从而吸收冲击能量。在一个实施例中，第一连接环221和第二连接环222为薄壁金属板，例如铝合金板。阻尼吸能材料为金属橡胶或者泡沫铝。

由于密闭的环形腔体2a的存在，吸震体220在承受各个方向的冲击而反复变形的过程中能够始终被密闭的环形腔体2a容纳，因而构成吸震体220的阻尼吸能材料不会分散和掉落，而是始终保持在密闭的环形腔体2a内，进而使得吸震体220的吸震能力能够保持较长时间，从而使得吸震组件22具有较长的使用时间。

继续参考图3，在一个实施例中，第一连接环221具有波浪形的第一弯曲结构221a，第二连接环222具有波浪形的第二弯曲结构222a，吸震体220与第一弯曲结构221a和第二弯曲结构222a分别互相咬紧嵌合。第一弯曲结构221a和第二弯曲结构222a能够使第一连接环221和第二连接环222具有较易发生变形的受力方向。

在一个更加具体的实施例中，安装座20环绕外圈12并与轴承1共中心轴线A-A，刚性支承结构21与外圈12连接，第一连接环221和第二连接环222与外圈12分别密封连接。第一连接环221与第二连接环222均为以中心轴线A-A为中心的环形板，且沿轴向间隔设置，以形成环形腔体2a；环形的环形腔体2a以中心轴线A-A为中心。

为保证环形的环形腔体2a的密封性，第一连接环221的内缘与外圈12密封连接，第一连接环221的外缘与安装座20密封连接；以径向为参照，第二连接环222的内缘与外圈12密封连接，第二连接环222的外缘与安装座20密封连接。

FBO事件发生后，风扇转子3产生巨大的冲击和不平衡载荷，刚性支承结构21上预设的薄弱部21a失效。此时，轴承1的外圈12与安装座20间只存在吸震组件22连接。在FBO载荷作用下，吸震组件22按预设变形发生变形，一方面吸收从轴承1及支承锥壁8传递到中介机匣4的能量；另一方面允许1号轴承座与支承锥壁8在限制范围内沿径向发生相对位移，从而部分解耦1号轴承与中介机匣4间的连接，降低风扇转子3在1号轴承处的支承刚度。1号轴承处支承刚度的降低能够减小风扇转子3的临界转速，使其低于工作转速，高于风扇转速，发挥转子自定心效应，减少传递到中介机匣4的FBO载荷。

本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本发明权利要求所界定的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种航空发动机轴承支承组件，用于对轴承(1)进行支承，包括安装座(20)、刚性支承结构(21)和吸震组件(22)，所述刚性支承结构(21)固定连接在所述安装座(20)上，并用于与所述轴承(1)连接，以支承所述轴承(1)；

其特征在于，所述吸震组件(22)包括第一连接环(221)、第二连接环(222)和由阻尼吸能材料构成的吸震体(220)；

所述第一连接环(221)和所述第二连接环(222)分别密封固定连接在所述安装座(20)上，并用于与所述轴承(1)分别密封连接，以支承所述轴承(1)，并与所述安装座(20)、所述轴承(1)的外圈(12)共同限定形成密闭的环形腔体(2a)；所述阻尼吸能材料用于充满所述环形腔体(2a)，以形成所述吸震体(220)；

所述第一连接环(221)、所述第二连接环(222)和所述吸震体(220)用于承受所述安装座(20)和所述轴承(1)之间的载荷而产生变形，从而吸收冲击能量。

2.如权利要求1所述的航空发动机轴承支承组件，其特征在于，所述第一连接环(221)和所述第二连接环(222)为薄壁金属板。

3.如权利要求1所述的航空发动机轴承支承组件，其特征在于，所述第一连接环(221)具有波浪形的第一弯曲结构(221a)，所述第二连接环(222)具有波浪形的第二弯曲结构(222a)，所述吸震体(220)与所述第一弯曲结构(221a)和所述第二弯曲结构(222a)分别互相咬紧嵌合。

4.如权利要求1所述的航空发动机轴承支承组件，其特征在于，所述刚性支承结构(21)具有薄弱部(21a)，所述薄弱部(21a)用于承受过载力而断裂，从而使所述吸震组件(22)单独支承所述轴承(1)。

5.如权利要求1所述的航空发动机轴承支承组件，其特征在于，所述阻尼吸能材料为金属橡胶或者泡沫铝。

6.一种航空发动机，包括轴承(1)，其特征在于，所述航空发动机(100)还包括如权利要求1至5中任意一项权利要求所述的航空发动机轴承支承组件(2)，所述航空发动机轴承支承组件(2)包括安装座(20)、刚性支承结构(21)和吸震组件(22)，所述刚性支承结构(21)固定连接在所述安装座(20)上，并与所述轴承(1)连接，以支承所述轴承(1)；

所述吸震组件(22)包括第一连接环(221)、第二连接环(222)和由阻尼吸能材料构成的吸震体(220)；

所述第一连接环(221)和所述第二连接环(222)分别密封固定连接在所述安装座(20)上，并与所述轴承(1)分别密封连接，以支承所述轴承(1)，并与所述安装座(20)、所述轴承(1)的外圈(12)共同限定形成密闭的环形腔体(2a)；所述阻尼吸能材料充满所述环形腔体(2a)，以形成所述吸震体(220)；

在所述刚性支承结构(21)失效前，所述刚性支承结构(21)与所述吸震组件(22)共同支承所述轴承(1)的外圈(12)，当所述刚性支承结构(21)失效后，所述吸震组件(22)单独支承所述外圈(12)，所述第一连接环(221)、所述第二连接环(222)和所述吸震体(220)用于承受所述安装座(20)和所述轴承(1)之间的载荷而产生变形，从而吸收冲击能量。

7.如权利要求6所述的航空发动机，其特征在于，所述航空发动机(100)还包括中介机匣(4)和风扇轴(5)，所述轴承(1)包括内圈(10)、滚子(11)和外圈(12)；

所述内圈(10)与所述风扇轴(5)固定连接，所述安装座(20)固定连接在所述中介机匣(4)上；所述安装座(20)环绕所述外圈(12)并与所述轴承(1)共中心轴线(A-A)，所述刚性支承结构(21)与所述外圈(12)连接，所述第一连接环(221)和所述第二连接环(222)与所述外圈(12)分别密封连接。

8.如权利要求7所述的航空发动机，其特征在于，所述第一连接环(221)与所述第二连接环(222)均为以所述中心轴线(A-A)为中心的环形板，且沿轴向间隔设置，以形成环形的所述环形腔体(2a)；环形的所述环形腔体(2a)以所述中心轴线(A-A)为中心。

9.如权利要求6所述的航空发动机，其特征在于，所述轴承(1)为所述航空发动机的风扇轴(5)的前支承轴承。

10.如权利要求8所述的航空发动机，其特征在于，以径向为参照，所述第一连接环(221)的内缘与所述外圈(12)密封连接，所述第一连接环(221)的外缘与所述安装座(20)密封连接；以径向为参照，所述第二连接环(222)的内缘与所述外圈(12)密封连接，所述第二连接环(222)的外缘与所述安装座(20)密封连接。