CN111980958B - 一种熔断系统和航空发动机 - Google Patents

一种熔断系统和航空发动机 Download PDF

Info

Publication number
CN111980958B
CN111980958B CN201910421793.7A CN201910421793A CN111980958B CN 111980958 B CN111980958 B CN 111980958B CN 201910421793 A CN201910421793 A CN 201910421793A CN 111980958 B CN111980958 B CN 111980958B
Authority
CN
China
Prior art keywords
mounting edge
hole
conical wall
main body
upper mounting
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201910421793.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111980958A (zh
Inventor
王少辉
柴象海
唐振南
赵芝梅
宋会英
郑李鹏
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Commercial Aircraft Engine Co Ltd
Original Assignee
AECC Commercial Aircraft Engine Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AECC Commercial Aircraft Engine Co Ltd filed Critical AECC Commercial Aircraft Engine Co Ltd
Priority to CN201910421793.7A priority Critical patent/CN111980958B/zh
Publication of CN111980958A publication Critical patent/CN111980958A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111980958B publication Critical patent/CN111980958B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/05—Shafts or bearings, or assemblies thereof, specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/056—Bearings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/60—Mounting; Assembling; Disassembling
    • F04D29/64—Mounting; Assembling; Disassembling of axial pumps
    • F04D29/644—Mounting; Assembling; Disassembling of axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/646—Mounting or removal of fans
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/661—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/668—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps damping or preventing mechanical vibrations

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)

Abstract

本发明的目的是提供一种熔断系统和航空发动机。熔断系统包括用于支撑第一轴承的第一支撑锥壁，第一支撑锥壁包括上锥壁和下锥壁；上锥壁包括上锥壁主体和上安装边；下锥壁包括下锥壁主体和下安装边；上安装边与下安装边可熔断地连接；熔断系统还包括连接组件，连接组件包括连接结构、第一弹性件和第二弹性件；连接结构具有杆部、第一端部和第二端部；上安装边具有第一连接通孔，下安装边具有第二连接通孔；其中，杆部穿设在第一连接通孔和第二连接通孔中，第一端部和第二端部分别连接在杆部的两端，以防止杆部从第一连接通孔和第二连接通孔中掉出；第一弹性件的两端分别抵顶上安装边和第一端部，第二弹性件的两端分别抵顶下安装边和第二端部。

Description

一种熔断系统和航空发动机
技术领域
本发明涉及航空发动机领域，更具体地，涉及一种熔断系统和航空发动机。
背景技术
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 Off)。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。对于当前商用飞机上常用的大涵道比涡扇发动机，其风扇叶片半径长、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转子，故FBO不平衡载荷主要通过轴承及其支撑结构传递到中介机匣上，并进一步传递到安装节甚至飞机上。
专利文件CN107237655A公开了一种航空发动机风扇叶片飞脱载荷下熔断结构和方法，其中航空发动机包括风扇转子、静子件中介机匣、支撑风扇转子的第一轴承和第二轴承、将第一轴承支撑在静子件中介机匣上的第一支撑锥壁以及将第二轴承支撑在静子件中介机匣上的第二支撑壁，第一支撑锥壁为薄壁环形结构，包括上锥壁和下锥壁，上锥壁具有上结合面，下锥壁具有下结合面，上结合面和下结合面中的一方为凹球面，另一方为凸球面，上结合面和下结合面彼此互补并焊接成强度小于母体材料强度的熔断结构，熔断结构的球面中心位于风扇转子的轴心。
上述专利文件的技术方案中，熔断发生后凹球面与凸球面仍然保持贴合状态，导致缓冲效果不理想。
发明内容
本发明的目的在于提供一种熔断系统，该熔断系统具有缓冲效果较好的优点。
本发明的目的还在于提供一种航空发动机，该航空发动机包括上述熔断系统。
为实现所述目的的熔断系统，包括用于支撑第一轴承的第一支撑锥壁，所述第一支撑锥壁包括上锥壁和下锥壁；所述上锥壁包括上锥壁主体和上安装边，所述上安装边连接于所述上锥壁主体；所述下锥壁包括下锥壁主体和下安装边，所述下安装边连接于所述下锥壁主体；所述上安装边与所述下安装边可熔断地连接；
所述熔断系统还包括连接组件，所述连接组件包括连接结构、第一弹性件和第二弹性件；
所述连接结构具有杆部、第一端部和第二端部；所述上安装边具有第一连接通孔，所述下安装边具有第二连接通孔；
其中，所述杆部穿设在所述第一连接通孔和所述第二连接通孔中，所述第一端部和所述第二端部分别连接在所述杆部的两端，以防止所述杆部从所述第一连接通孔和所述第二连接通孔中掉出；
所述第一弹性件的两端分别抵顶所述上安装边和所述第一端部，所述第二弹性件的两端分别抵顶所述下安装边和所述第二端部。
在一个实施例中，所述第一弹性件和所述第二弹性件分别套设在所述杆部上。
在一个实施例中，所述第一弹性件和所述第二弹性件为弹簧。
在一个实施例中，所述杆部与所述第一连接通孔和所述第二连接通孔中的至少一个为间隙配合。
在一个实施例中，所述杆部的一端与所述第一端部和所述第二端部的其中一个一体成型，所述杆部的另一端与所述第一端部和所述第二端部的另外一个螺纹配合连接。
在一个实施例中，所述熔断系统还包括熔断组件，所述熔断组件用于将所述上安装边与所述下安装边可熔断地连接。
在一个实施例中，所述熔断组件包括失效螺栓和螺母，所述失效螺栓具有薄弱部；所述上安装边还具有第一安装通孔，所述下安装边还具有第二安装通孔；
所述失效螺栓穿设在所述第一安装通孔和所述第二安装通孔中，所述螺母与所述失效螺栓螺纹配合连接，以锁紧所述上安装边和所述下安装边。
在一个实施例中，所述上安装边为环形结构，并与所述上锥壁主体共中心线设置；所述下安装边为环形结构，并与所述下锥壁主体共中心线设置。
在一个实施例中，所述上安装边沿所述上锥壁主体的径向延伸；所述下安装边沿所述下锥壁主体的径向延伸。
为实现所述目的的熔断系统航空发动机，包括如上所述的熔断系统。
本发明的积极进步效果在于：本发明提供的熔断系统，包括用于支撑第一轴承的第一支撑锥壁，第一支撑锥壁包括上锥壁和下锥壁；上锥壁包括上锥壁主体和上安装边，上安装边连接于上锥壁主体；下锥壁包括下锥壁主体和下安装边，下安装边连接于下锥壁主体；上安装边与下安装边可熔断地连接；熔断系统还包括连接组件，连接组件包括连接结构、第一弹性件和第二弹性件；连接结构具有杆部、第一端部和第二端部；上安装边具有第一连接通孔，下安装边具有第二连接通孔；其中，杆部穿设在第一连接通孔和第二连接通孔中，第一端部和第二端部分别连接在杆部的两端，以防止杆部从第一连接通孔和第二连接通孔中掉出；第一弹性件的两端分别抵顶上安装边和第一端部，第二弹性件的两端分别抵顶下安装边和第二端部。
由于连接结构、第一弹性件和第二弹性件的设置，使得熔断发生后，上安装边与下安装边不会完全脱离，使得第一支撑锥壁不完全失效，并且通过第一弹性件和第二弹性件的不同变形可以提供不同的支承刚度，从而具有较好的缓冲效果。
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为航空发动机的示意图；
图2为第一支撑锥壁的示意图；
图3为下锥壁的正视图；
图4为连接组件的示意图，其中熔断还未发生；
图5为连接组件的示意图，其中熔断已经发生；
图6为熔断组件的示意图，其中薄弱部还未断裂。
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。
下述公开了多种不同的实施的主题技术方案的实施方式或者实施例。为简化公开内容，下面描述了各元件和排列的具体实例，当然，这些仅仅为例子而已，并非是对本发明的保护范围进行限制。例如在说明书中随后记载的第一特征在第二特征上方或者上面形成，可以包括第一和第二特征通过直接联系的方式形成的实施方式，也可包括在第一和第二特征之间形成附加特征的实施方式，从而第一和第二特征之间可以不直接联系。另外，这些公开内容中可能会在不同的例子中重复附图标记和/或字母。该重复是为了简要和清楚，其本身不表示要讨论的各实施方式和/或结构间的关系。进一步地，当第一元件是用与第二元件相连或结合的方式描述的，该说明包括第一和第二元件直接相连或彼此结合的实施方式，也包括采用一个或多个其他介入元件加入使第一和第二元件间接地相连或彼此结合。
需要注意的是，图1至图6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。
图1示出了本发明的一个实施例中的航空发动机900，包括风扇转子700、静子件中介机匣600、支撑风扇转子700的第一轴承1又叫做1号轴承和第二轴承2又叫做2号轴承、将第一轴承1支撑在静子件中介机匣600上的熔断系统800以及将第二轴承2支撑在静子件中介机匣600上的第二支撑壁4。
如图2、3、4、5、6所示，熔断系统800包括用于支撑第一轴承1的第一支撑锥壁3，第一支撑锥壁3包括上锥壁31和下锥壁32；上锥壁31包括上锥壁主体310和上安装边311，上安装边311连接于上锥壁主体310；下锥壁32包括下锥壁主体320和下安装边321，下安装边321连接于下锥壁主体320；上安装边311与下安装边321可熔断地连接。
可熔断地连接可以是焊接，例如通过焊料将上安装边311与下安装边321焊接成一体，但使焊料凝固形成的结构的强度小于上安装边311与下安装边321自身的结构强度。可熔断地连接的其它实施方式将在后文进行详细描述。
然而上述焊接的结构在熔断发生后，会使得第一结合端31a与第二结合端32a完全脱离。
为提高熔断系统800的缓冲效果，继续参考图3、5，熔断系统800还包括连接组件5，连接组件5包括连接结构50、第一弹性件51和第二弹性件52；连接结构50具有杆部500、第一端部501和第二端部502；上安装边311具有第一连接通孔311a，下安装边321具有第二连接通孔321a；其中，杆部500穿设在第一连接通孔311a和第二连接通孔321a中，第一端部501和第二端部502分别连接在杆部500的两端，以防止杆部500从第一连接通孔311a和第二连接通孔321a中掉出；第一弹性件51的两端分别抵顶上安装边311和第一端部501，第二弹性件52的两端分别抵顶下安装边321和第二端部502。
由于连接结构50、第一弹性件51和第二弹性件52的设置，使得熔断发生后，上安装边311与下安装边321不会完全脱离，第一支撑锥壁3不完全失效，并且通过第一弹性件51和第二弹性件52的不同变形可以提供不同的支承刚度，从而具有较好的缓冲效果。
在一个更具体的实施例中，如图4、5所示，第一弹性件51和第二弹性件52分别套设在杆部500上。在这个实施例中，第一弹性件51和第二弹性件52可以是橡胶套。
更具体地，如图4、5所示，第一弹性件51和第二弹性件52为弹簧。
如图4所示，杆部500与第一连接通孔311a和第二连接通孔321a中的至少一个为间隙配合。在图4中，杆部500与第一连接通孔311a和第二连接通孔321a均为间隙配合。
杆部500的一端与第一端部501和第二端部502的其中一个一体成型，杆部500的另一端与第一端部501和第二端部502的另外一个螺纹配合连接。在图4、5所示的实施例中，杆部500的一端与第二端部502一体成型，为螺栓件，第一端部501为螺母件。通过拧动第一端部501，可调整第一弹性件51和第二弹性件52的变形量。
如图2、3、6所示，熔断系统还包括熔断组件6，熔断组件6用于将上安装边311与下安装边321可熔断地连接。相较于焊接的熔断连接方式，采用单独的熔断组件6的方式有助于降低制造成本，简化制造工艺。
继续参考图2、3、6，熔断组件6包括失效螺栓61和螺母62，失效螺栓61具有薄弱部61a；上安装边311还具有第一安装通孔311b，下安装边321还具有第二安装通孔321b；失效螺栓61穿设在第一安装通孔311b和第二安装通孔321b中，螺母62与失效螺栓61螺纹配合连接，以锁紧上安装边311和下安装边321。第一安装通孔311b和第二安装通孔321b的数量可以均为多个且分别沿上安装边311和下安装边321的周向分布。
在发动机正常工作的情况下，熔断组件6连接上安装边311和下安装边321，起到正常的传递载荷的作用，而连接组件5不起传递载荷的作用。
第一连接通孔311a和第一安装通孔311b的数量均为多个，且沿上安装边311的周向间隔分布。
第二连接通孔321a和第二安装通孔321b的数量均为多个，且沿下安装边321的周向间隔分布。
上安装边311为环形结构，并与上锥壁主体310共中心线设置；下安装边321为环形结构，并与下锥壁主体320共中心线设置。
上安装边311沿上锥壁主体310的径向延伸；下安装边321沿下锥壁主体320的径向延伸。
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)

1.一种熔断系统，包括用于支撑第一轴承(1)的第一支撑锥壁(3)，所述第一支撑锥壁(3)包括上锥壁(31)和下锥壁(32)；所述上锥壁(31)包括上锥壁主体(310)和上安装边(311)，所述上安装边(311)连接于所述上锥壁主体(310)；所述下锥壁(32)包括下锥壁主体(320)和下安装边(321)，所述下安装边(321)连接于所述下锥壁主体(320)；所述上安装边(311)与所述下安装边(321)可熔断地连接；
其特征在于，所述熔断系统(800)还包括连接组件(5)，所述连接组件(5)包括连接结构(50)、第一弹性件(51)和第二弹性件(52)；
所述连接结构(50)具有杆部(500)、第一端部(501)和第二端部(502)；所述上安装边(311)具有第一连接通孔(311a)，所述下安装边(321)具有第二连接通孔(321a)；
其中，所述杆部(500)穿设在所述第一连接通孔(311a)和所述第二连接通孔(321a)中，所述第一端部(501)和所述第二端部(502)分别连接在所述杆部(500)的两端，以防止所述杆部(500)从所述第一连接通孔(311a)和所述第二连接通孔(321a)中掉出；
所述第一弹性件(51)的两端分别抵顶所述上安装边(311)和所述第一端部(501)，所述第二弹性件(52)的两端分别抵顶所述下安装边(321)和所述第二端部(502)。
2.如权利要求1所述的熔断系统，其特征在于，所述第一弹性件(51)和所述第二弹性件(52)分别套设在所述杆部(500)上。
3.如权利要求2所述的熔断系统，其特征在于，所述第一弹性件(51)和所述第二弹性件(52)为弹簧。
4.如权利要求1所述的熔断系统，其特征在于，所述杆部(500)与所述第一连接通孔(311a)和所述第二连接通孔(321a)中的至少一个为间隙配合。
5.如权利要求1所述的熔断系统，其特征在于，所述杆部(500)的一端与所述第一端部(501)和所述第二端部(502)的其中一个一体成型，所述杆部(500)的另一端与所述第一端部(501)和所述第二端部(502)的另外一个螺纹配合连接。
6.如权利要求1所述的熔断系统，其特征在于，所述熔断系统还包括熔断组件(6)，所述熔断组件(6)用于将所述上安装边(311)与所述下安装边(321)可熔断地连接。
7.如权利要求6所述的熔断系统，其特征在于，所述熔断组件(6)包括失效螺栓(61)和螺母(62)，所述失效螺栓(61)具有薄弱部(61a)；所述上安装边(311)还具有第一安装通孔(311b)，所述下安装边(321)还具有第二安装通孔(321b)；
所述失效螺栓(61)穿设在所述第一安装通孔(311b)和所述第二安装通孔(321b)中，所述螺母(62)与所述失效螺栓(61)螺纹配合连接，以锁紧所述上安装边(311)和所述下安装边(321)。
8.如权利要求1所述的熔断系统，其特征在于，所述上安装边(311)为环形结构，并与所述上锥壁主体(310)共中心线设置；所述下安装边(321)为环形结构，并与所述下锥壁主体(320)共中心线设置。
9.如权利要求1所述的熔断系统，其特征在于，所述上安装边(311)沿所述上锥壁主体(310)的径向延伸；所述下安装边(321)沿所述下锥壁主体(320)的径向延伸。
10.一种航空发动机，其特征在于，包括如权利要求1至9中任意一项权利要求所述的熔断系统(800)。
CN201910421793.7A 2019-05-21 2019-05-21 一种熔断系统和航空发动机 Active CN111980958B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910421793.7A CN111980958B (zh) 2019-05-21 2019-05-21 一种熔断系统和航空发动机

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910421793.7A CN111980958B (zh) 2019-05-21 2019-05-21 一种熔断系统和航空发动机

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111980958A CN111980958A (zh) 2020-11-24
CN111980958B true CN111980958B (zh) 2021-09-10

Family

ID=73435850

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910421793.7A Active CN111980958B (zh) 2019-05-21 2019-05-21 一种熔断系统和航空发动机

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111980958B (zh)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN206256938U (zh) * 2016-11-16 2017-06-16 中航商用航空发动机有限责任公司 轴承支承结构及航空发动机
CN206256937U (zh) * 2016-11-16 2017-06-16 中航商用航空发动机有限责任公司 轴承支承结构及航空发动机
CN107061017A (zh) * 2016-02-11 2017-08-18 通用电气公司 燃气涡轮发动机的具有形状记忆合金构件的转子支撑系统
CN107237655A (zh) * 2016-03-28 2017-10-10 中国航发商用航空发动机有限责任公司 航空发动机及其风扇叶片飞脱载荷下熔断方法
CN107795384A (zh) * 2016-08-31 2018-03-13 中国航发商用航空发动机有限责任公司 断开装置及航空发动机
CN107975425A (zh) * 2016-10-21 2018-05-01 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的负载减小组件

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2832195B1 (fr) * 2001-10-31 2004-01-30 Snecma Moteurs Systeme decoupleur pour l'arbre d'une soufflante de turboreacteur
FR2845126B1 (fr) * 2002-09-26 2004-12-03 Snecma Moteurs Dispositif decoupleur en traction
GB201419859D0 (en) * 2014-11-07 2014-12-24 Rolls Royce Plc No title listed
US20190055991A1 (en) * 2017-08-18 2019-02-21 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Mechanical fuse device and method for operating a mechanical fuse device

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107061017A (zh) * 2016-02-11 2017-08-18 通用电气公司 燃气涡轮发动机的具有形状记忆合金构件的转子支撑系统
CN107237655A (zh) * 2016-03-28 2017-10-10 中国航发商用航空发动机有限责任公司 航空发动机及其风扇叶片飞脱载荷下熔断方法
CN107795384A (zh) * 2016-08-31 2018-03-13 中国航发商用航空发动机有限责任公司 断开装置及航空发动机
CN107975425A (zh) * 2016-10-21 2018-05-01 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的负载减小组件
CN206256938U (zh) * 2016-11-16 2017-06-16 中航商用航空发动机有限责任公司 轴承支承结构及航空发动机
CN206256937U (zh) * 2016-11-16 2017-06-16 中航商用航空发动机有限责任公司 轴承支承结构及航空发动机

Also Published As

Publication number Publication date
CN111980958A (zh) 2020-11-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4648645B2 (ja) ガスタービン・エンジンを装着するための方法及び装置
US10215100B2 (en) One degree-of-constraint semi-fusible gearbox mounting link
US7267301B2 (en) Aircraft engine with means of suspension from the structure of an aircraft
JP6077842B2 (ja) 動的荷重低減システム
US10012149B2 (en) Two degree-of-constraint semi-fusible gearbox mounting link
US10006373B2 (en) Two degree-of-constraint semi-fusible gearbox mounting link
US11655766B2 (en) Auxiliary component mounting system for gas turbine engines
JPH0783237A (ja) 回転シャフトの軸受け機構
CN101446235A (zh) 用于转子组件的分离器系统
EP2462363B1 (en) Isolator useful for in-line mounting with a strut
EP2155555B1 (en) A mounting element for a gas turbine engine, and a structure and an aircraft with such a mounting element
CN111894737B (zh) 转子支承结构以及燃气轮机
CN111980958B (zh) 一种熔断系统和航空发动机
US10132245B2 (en) Fusible link with coulomb damping
US20070056292A1 (en) Auxiliary power unit case flange to cone bolt adapter
CN204140138U (zh) 一种发动机转子支承结构及航空发动机
CN112049814B (zh) 航空发动机的风扇转子支撑系统及可失效轴承支撑装置
CN110206646B (zh) 一种航空发动机轴承支承组件及航空发动机
CN209942947U (zh) 航空发动机的风扇转子支撑系统及可失效轴承支撑装置
CN110206647B (zh) 一种航空发动机轴承支承组件及航空发动机
CN111894889B (zh) 一种熔断系统和航空发动机
EP3981957B1 (en) Gas turbine engine bearing housing
CN116181426A (zh) 燃气涡轮发动机轴承外壳

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant