CN112049814B - 航空发动机的风扇转子支撑系统及可失效轴承支撑装置 - Google Patents

Abstract

本发明的目的是提供一种航空发动机的可失效轴承支撑装置，在发生FBO事件时，刚度可变且局部可失效，以降低风扇叶片脱落时传递到承力结构的载荷。本发明的另一目的在于提供一种航空发动机的风扇转子支撑系统，其包括前述支撑装置。为实现前述目的的航空发动机的可失效轴承支撑装置包括环形壁体，环形壁体包括第一锥壁、波形结构以及第二锥壁；其中波形结构具有波峰部、波谷部以及在波峰部和波谷部之间延伸的坡，该波形结构的刚性低于第一锥壁和第二锥壁，并在FBO事件发生时可容许有变形；在相邻的坡之间设置有加强筋，加强筋设置有薄弱环节，在FBO事件发生时可失效断裂。

Description

航空发动机的风扇转子支撑系统及可失效轴承支撑装置

技术领域

本发明涉及航空发动机的风扇转子支撑系统及可失效轴承支撑装置。

背景技术

大涵道比航空发动机的风扇叶片在长期运转或外物损伤时，有发生风扇叶片脱落的危险，风扇叶片脱落(FBO)所产生的不平衡载荷是发动机所有转子叶片脱落中载荷最大，也是最危险的，为保证飞机飞行安全，航空发动机适航标准CCAR33.94条款-“叶片包容和转子不平衡试验”要求FBO时，安装节所受到的FBO载荷不致使发动机从安装节脱落，为达到这一目的，现代新型发动机均采用不同形式的降载结构设计(Load Reduce Design)，其主要原理是在FBO发生时，使得某一支点的传力路径失效，从而改变发动机承力结构的载荷传递路径，同时改变转子系统的临界转速，以达到降载目的。

成熟的航空发动机厂家，如GE、P&W、SNECMA等申请了大量的降载结构设计的专利，并在发动机中得到了应用。GE的CF34-10在靠近风扇轴的轴承支承锥壁与中介机匣的连接螺栓，采用了颈缩螺栓的设计，FBO时颈缩螺栓失效(专利号：US6240719，GE，2001)，这种方式下轴承支承锥壁结构上分离并完全失去承载能力，螺栓断裂后会形成多余物，且轴承支承锥壁成为活动部件，可能发动机内部其他部件发生碰撞；GE90-115B有主、次两处失效保护结构，在1号轴承支承锥壁上设计有减薄段(专利号：US6447248，GE，2002)，FBO时减薄段首先失效，且2支点位置处转子上设计球铰、销钉结构，1号支承锥壁失效后，二支点销钉失效、释放风扇轴角向自由度(专利号：US6783319，GE，2004)，这种失效保护形式同样会使得1号锥壁完全失去承载能力，且锥壁前端成为活动部件，有碰撞风险。GE公司的上述专利设计具有较好的降载效果，并GE的一系列机型上得到了实际应用。

联合技术(UTC)在专利US6428269B1(2002)中，将1号支承锥壁分为两段，两段之间用颈缩螺栓连接，通过螺栓剪断来使得1号轴承支承锥壁支承失效，这种方案也能起到很好的降载效果，但锥壁完全失去承载能力，且同样会产生多余物和活动部件。

SNECMA在US5974782(1999)中提出一种双层锥壁的1号轴承支承结构，正常工作时，其中一层承载，突遇大的不平衡的时候，两层锥壁间的连接结构失效，变成另一层锥壁承载，这种结构的在局部失效后仍然具有承载能力，但要额外增加一层锥壁结构。

R&R公司在专利US6109022提出一种复杂的可失效支承结构，基本理念是风扇支点轴承支承有两条传力路径，其中一条在路径在大不平衡载荷下，连接处相对滑移，允许1支点有较大的径向位移。这种形式在结构上过于复杂。

发明内容

本发明的目的是提供一种航空发动机的可失效轴承支撑装置，在发生FBO事件时，刚度可变且局部可失效，以降低风扇叶片脱落时传递到承力结构的载荷。

本发明的另一目的在于提供一种航空发动机的风扇转子支撑系统，其包括前述支撑装置。

为实现前述目的的航空发动机的可失效轴承支撑装置，用于将风扇转子的前轴承连接到机匣以进行支撑，包括支撑壁，所述支撑壁为环形结构，具有直径较大的大端和直径较小的小端以及在所述大端和所述小端之间的环形壁体，所述小端用于连接前轴承，所述大端用于连接机匣；

所述环形壁体包括第一锥壁、波形结构以及第二锥壁；

所述波形结构为回转体结构，连接在所述第一锥壁和所述第二锥壁之间，所述波形结构具有波峰部、波谷部以及在所述波峰部和所述波谷部之间延伸的坡，该波形结构的刚性低于所述第一锥壁和所述第二锥壁，并在FBO事件发生时可容许有变形；

在相邻的所述坡之间设置有加强筋，所述加强筋也为回转体结构，所述加强筋设置有薄弱环节，在FBO事件发生时可失效断裂。

在一个或多个实施方式中，所述波形结构是变壁厚的，在所述波形结构中，在成角形的过渡部位的厚度要大于平直部位的厚度。

在一个或多个实施方式中，所述加强筋的薄弱部位与所述波形结构之间预留有间隙。

在一个或多个实施方式中，所述加强筋在所述第一锥壁限定的锥形面的向所述大端方向延展的延展方向上。

在一个或多个实施方式中，所述波形结构具有可变高度以及可变波数，所述可变高度与所述可变波数根据该波形结构的设计的最大变形量来确定。

在一个或多个实施方式中，所述波形结构的所述波峰部、波谷部分别为锥壁。

在一个或多个实施方式中，所述波形结构的所述波峰部、波谷部分别为平行于所述第一锥壁或所述第二锥壁的锥壁。

在一个或多个实施方式中，所述坡垂直于所述锥壁。

在一个或多个实施方式中，所述波形结构的波谷部和波峰部在所述第一锥壁限定的锥形面的向所述大端方向延展的延展方向的内外侧分别延展。

在一个或多个实施方式中，所述波形结构的纵截面为余弦函数或正弦函数的波形。

为实现前述另一目的的风扇转子支撑系统，包括前轴承、后轴承，所述前轴承与所述轴承分别通过支撑装置连接到机匣上，其中，前轴承的支撑装置为如前所述的可失效轴承支撑装置。

本发明的增益效果在于：通过在可失效轴承支撑装置中设置波形结构以及带薄弱环节的加强筋结构，使得在加强筋断裂实效后，波形结构刚度可变且仍能够保留一定的支撑能力。在能够降低风扇叶片脱落时传递到承力结构的载荷的同时，保证第一锥壁和第二锥壁的结构完整，避免了因可失效轴承支撑装置对发动机内部构件造成的二次破坏。同时，本可失效轴承支撑装置在加强筋断裂实效后仍能保证轴承腔的封闭，避免异物进入轴承腔。

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示出了航空发动机风扇轴及其可失效轴承支撑装置的结构示意图；

图2为图1中环形壁体一个实施方式的示意图；

图3示出了环形壁体另一实施方式的示意图；

图4示出了发动机风扇转子-机匣结构一个实施方式的示意图。

具体实施方式

下述公开了多种不同的实施所述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，在使用到的情况下，如下描述中的上、下、左、右、前、后、顶、底、正、反、顺时针和逆时针仅仅是出于方便的目的所使用的，而并不暗示任何具体的固定方向。事实上，它们被用于反映对象的各个部分之间的相对位置和/或方向。

如图1示出了航空发动机风扇轴及其可失效轴承支撑装置的结构示意图，其中风扇轴及其可失效轴承支撑装置为回转体，图1为回转体的一个剖视图，以下叙述均为对图1中所示剖面的描述。其中，风扇轴3的前后两端分别由前轴承2以及后轴承4支撑。前轴承2是本领域内业界所称的1号轴承、后轴承4是本领域内业界所称的2号轴承。航空发动机的可失效轴承支撑装置1用于将风扇转子的前轴承2连接到机匣6以进行支撑。可失效轴承支撑装置1包括环形结构的支撑壁，支撑壁具有直径较大的大端11和直径较小的小端12以及在大端11和小端12之间的环形壁体10，其中小端12用于连接前轴承2、大端11用于连接机匣6。

图2为图1中环形壁体一个实施方式的示意图，可以理解的是，图2为图1所示剖面中环形壁体10所在部分的示意图，即图2所示内容为前述回转体环形壁体10所在部分的剖视图。环形壁体10包括第一锥壁101、波形结构100以及第二锥壁102。其中，波形结构100为连接在第一锥壁101和第二锥壁102之间的回转体结构，其具有波峰部103、波谷部104以及在波峰部103和波谷部104之间延伸的坡105，该波形结构100的刚性低于第一锥壁101和第二锥壁102，并在风扇叶片脱落(FBO)事件发生时刚度较低并可容许有变形，以允许风扇转子有一定的径向位移。

在相邻的两个坡105之间还设置有加强筋106，该加强筋106也为回转体结构，并设置有薄弱环节107，该薄弱环节107在FBO事件发生时可失效断裂。

发动机正常工作时，前轴承2的载荷由环形壁体10承载，载荷在通过波形结构100所在处时，是由加强筋106传递至机匣6，波形结构100不传递载荷，同时波形结构100还能够起到结构阻尼的作用。在发生类似FBO事件等大不平衡冲击载荷条件下，薄弱环节107失效断裂，以降低支撑刚度以降低风扇转子的临界转速，从而降低转子的不平衡载荷，以降低传递到承力结构机匣6的载荷。薄弱环节107失效断裂的同时，波形结构100仍具有一定的支撑能力，同时能够允许发生变形。通过波形结构100的变形能够消耗掉一部分转子的不平衡载荷，从而降低传递到发动机承力结构机匣6以及后方安装系统的载荷。进而在局部结构实效后，能够保持支撑结构的完整性，同时不产生因结构碎裂而产生的多余杂物，降低对发动机内部构件相互碰撞等二次风险。

通过在可失效轴承支撑装置1中设置波形结构100以及带薄弱环节107的加强筋106结构，使得在加强筋106断裂实效后，波形结构100刚度可变且仍能够保留一定的支撑能力。在能够降低风扇叶片脱落时传递到承力结构的载荷的同时，保证第一锥壁101和第二锥壁102的结构完整，避免了因可失效轴承支撑装置1对发动机内部构件造成的二次破坏。同时，本可失效轴承支撑装置在加强筋106断裂实效后仍能保证轴承腔的封闭，避免异物进入轴承腔。

虽然本可失效轴承支撑装置的一个实施例如上所述，但是在本可失效轴承支撑装置的其他实施例中，可失效轴承支撑装置及其结构相对于上述实施例在许多方面都可以具有更多的细节，并且这些细节的至少一部分可以具有多样的变化。下面以一些实施例对这细节和些变化中的至少一部分进行说明。

请继续参见图2，在可失效轴承支撑装置的一个实施方式中，波形结构100是为变壁厚的结构，具体地，在波形结构100中，成角形的过渡部位100a的厚度要大于平直部位100b的厚度，以使得波形结构100在大的径向变形下仍然能够保持较低的应力水平，从而使得波形结构100有足够的疲劳寿命。其中，过渡部位100a可以是坡105与波峰部103或波谷部104的连接处，平直部位100b位于坡105与波峰部103和波谷部104的连接处之间。

在可失效轴承支撑装置的一个实施方式中，加强筋106的薄弱部位107与波形结构100之间预留有间隙108，以使得在发生类似FBO事件、薄弱部位107实效断裂时，裂纹不会传递扩散至波形结构100上。

在可失效轴承支撑装置的一个实施方式中，加强筋106在第一锥壁101所限定的锥形面的向大端11方向延展的延展方向a上，以在发动机正常工作时传递载荷。

在可失效轴承支撑装置的一个实施方式中，波形结构100具有与最大变形量关联的参数，所述参数包括可变高度以及可变波数，可变高度以及可变波数根据该波形结构100设计的最大变形量来确定，可通过调整波峰部103、波谷部104之间的距离h或者波形结构100的波数来满足结构所需的变形量。

在可失效轴承支撑装置的一个实施方式中，波形结构100的波峰部103以及波谷部104如剖面中所示、分别为锥壁。在一个实施方式中，波形结构100的波峰部103以及波谷部104可以是如剖面中所示、分别平行于第一锥壁101或第二锥壁102的锥壁。在如前所述的实施方式中，坡105是垂直于波峰部103以及波谷部104所在的锥壁。

在可失效轴承支撑装置的一个实施方式中，波形结构100的波峰部103以及波谷部104在第一锥壁101所限定的锥形面的向大端11方向延展的延展方向a上的内外侧分别延展。

图3示出了环形壁体另一实施方式的示意图，波形结构100的纵截面也可以设置成如图所示的、具有余弦函数或正弦函数的波形。

在可失效轴承支撑装置的一个实施方式中，薄弱环节107可以是如图所示、具有应力集中效应的局部开口，也可以是与图示不同的、具有剪切销钉或连接螺栓。

图4示出了发动机风扇转子-机匣结构一个实施方式的示意图，请结合参见图1以及图4，可失效轴承支撑装置1应用于航空发动机的风扇转子支撑系统中，包括有如图所示的前轴承2、后轴承4，前轴承2、后轴承4分别通过支撑装置连接到机匣6上，其中前轴承2的支撑装置为如前所述的一个或多个实施方式中的可失效轴承支撑装置1。在受到如鸟撞时等外物撞击时，风扇叶片8可能断裂并飞出，风扇转子上会产生很大的不平衡冲击力。此时，可失效轴承支撑装置1在大的径向载荷下，波形结构100之间的加强筋106薄弱部位107断裂、失效，可失效轴承支撑装置1的刚度下降、风扇转子的临界转速下降，风扇转子工作转速的状态由熔断前的低于临界转速，变为熔断后的高于临界转速，不平衡相位也发生变化，此时风扇盘产生自定心效果，降低了不平衡载荷。此外，由于波形结构100允许转子产生较大的径向位移的同时，仍然具有一定的支承刚性，风扇转子的径向振动能量，被波纹管的弹性变形消耗一部分，而没有传到至机匣6，即叶片飞脱所产生的不平衡载荷，被波形结构100的弹性变形所消耗，从而降低了传递到承力机匣的载荷。另外，剩余的风扇叶片与风扇机匣9产生接触、碰摩，风扇机匣9对风扇转子形成一定的支承、限位作用、并使的风扇机匣9变形，进一步耗散了叶片飞脱后产生的能量，且降低了通过可失效轴承支撑装置1传递至承力机匣6的载荷。由于上述三个方面的效果，使得传递至机匣6、发动机安装系统的载荷显著下降。

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。因此，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 (11)

1.航空发动机的可失效轴承支撑装置，用于将风扇转子的前轴承连接到机匣以进行支撑，包括支撑壁，所述支撑壁为环形结构，具有直径较大的大端和直径较小的小端以及在所述大端和所述小端之间的环形壁体，所述小端用于连接前轴承，所述大端用于连接机匣；

其特征在于，

所述环形壁体包括第一锥壁、波形结构以及第二锥壁；

所述波形结构为回转体结构，连接在所述第一锥壁和所述第二锥壁之间，所述波形结构具有波峰部、波谷部以及在所述波峰部和所述波谷部之间延伸的坡，该波形结构的刚性低于所述第一锥壁和所述第二锥壁，并在风扇叶片脱落事件发生时可容许有变形；

在相邻的所述坡之间均设置有加强筋，所述加强筋也为回转体结构，每段所述加强筋上均设置有薄弱环节，在风扇叶片脱落事件发生时可失效断裂。

2.如权利要求1所述的可失效轴承支撑装置，其特征在于，所述波形结构是变壁厚的，在所述波形结构中，在成角形的过渡部位的厚度要大于平直部位的厚度。

3.如权利要求1所述的可失效轴承支撑装置，其特征在于，所述加强筋的薄弱部位与所述波形结构之间预留有间隙。

4.如权利要求1所述的可失效轴承支撑装置，其特征在于，所述加强筋在所述第一锥壁限定的锥形面的向所述大端方向延展的延展方向上。

5.如权利要求1所述的可失效轴承支撑装置，其特征在于，所述波形结构具有与最大变形量关联的参数，所述参数包括可变高度以及可变波数，所述可变高度与所述可变波数根据该波形结构的设计的最大变形量来确定。

6.如权利要求1所述的可失效轴承支撑装置，其特征在于，所述波形结构的所述波峰部、波谷部分别为锥壁。

7.如权利要求1所述的可失效轴承支撑装置，其特征在于，所述波形结构的所述波峰部、波谷部分别为平行于所述第一锥壁或所述第二锥壁的锥壁。

8.如权利要求6或7所述的可失效轴承支撑装置，其特征在于，所述坡垂直于所述锥壁。

9.如权利要求1所述的可失效轴承支撑装置，其特征在于，所述波形结构的波谷部和波峰部在所述第一锥壁限定的锥形面的向所述大端方向延展的延展方向的内外侧分别延展。

10.如权利要求1所述的可失效轴承支撑装置，其特征在于，所述波形结构的纵截面为余弦函数或正弦函数的波形。

11.一种航空发动机的风扇转子支撑系统，包括前轴承、后轴承，所述前轴承与所述后轴承分别通过支撑装置连接到机匣上，其特征在于，所述前轴承的支撑装置为如权利要求1到10中任一项所述的可失效轴承支撑装置。

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