CN113357201B - 一种航空发动机低压转子本机平衡结构及配平方法 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种航空发动机低压转子本机平衡结构，包括：由风扇转子、低压涡轮轴和低压涡轮转子构成的低压转子和由高压压气机转子和高压涡轮转子构成的高压转子，所述低压转子与所述高压转子之间不布置轴间轴承；在所述风扇转子的前端设有进气机匣，在高压涡轮转子与低压涡轮转子之间设有涡轮间机匣，所述涡轮间机匣同时支撑所述高压涡轮转子和低压涡轮转子的后支点，使所述低压涡轮转子的后端形成无轴承腔结构；其中，风扇转子的前端通过螺钉固定有帽罩，平衡钉装配在风扇转子的前缘靠近主流道的位置，低压涡轮转子的后端通过螺钉固定有尾锥，后平衡块装配在低压涡轮转子后锥壁上，通过前平衡钉和平衡块对低压转子进行平衡调节。

Description

一种航空发动机低压转子本机平衡结构及配平方法

技术领域

本申请属于航空发动机平衡技术领域，特别涉及一种航空发动机低压转子本机平衡结构。

背景技术

在大涵道比航空发动机中，因风扇重量较大，从低速平衡条件下开展的转子平衡工作到整机试车的高转速条件下，往往需要进一步开展本机平衡，因大涵道比航空发动机不会在风扇前布置进气机匣，故而其配置平衡块或平衡钉的操作容易开展。而在中、小涵道比航空发动机中，在因风扇需要应对进气畸变的背景需求前提下，往往需要在风扇转子前端布置带有可调导叶的进气机匣，进气机匣的存在，导致中、小涵道比航空发动机在整机高转速试车情况下，即使测得振动不平衡位置，却难以开展效果良好的本机平衡，可以在低压转子前缘径向高度很低的位置配置平衡块或平衡钉，却难以在低压转子后端配置平衡块或平衡钉，在转子径向较低位置处配置平衡块或平衡钉，虽可暂时抑制有害振动，但无法支持航空发动机长期运行，本机平衡收益的持久性有限，仍需航空发动机下台分解及再装配操作。

暂无在有进气机匣条件下的中、小涵道比航空发动机良好的本机平衡手段。

现有技术的在布置有进气机匣的航空发动机中，仅在低压转子的风扇前轴颈内环的相关零组件上布置平衡块或平衡钉，其所具有的缺点如下：

1)技术方面：在布置有进气机匣的航空发动机中，现有技术仅可在低压转子的风扇前轴颈内环相关零组件上布置平衡块或平衡钉，其配置位置的径向尺寸小，平衡效果差，需要航空发动机下台后进行大的分解和再装配操作；同时，现有技术无法在整机状态下具备快速在低压涡轮后缘较高径向位置处布置平衡块或平衡钉的技术能力。

2)成本方面：现有技术需要航空发动机多次试车，以及需要试车后返回装配车间进行分解，以便在径向较高位置处装配平衡块或平衡钉的操作，这两方面均耗费成本巨大；

3)效率方面：现有技术需要航空发动机多次试车以及大的分解和再装配操作，均耗时颇多，本机平衡效率较为低下。

发明内容

本申请的目的是提供了一种航空发动机低压转子本机平衡结构及，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。

本申请的技术方案是：一种航空发动机低压转子本机平衡结构，包括：

由风扇转子、低压涡轮轴和低压涡轮转子构成的低压转子和由高压压气机转子和高压涡轮转子构成的高压转子，所述低压转子与所述高压转子之间不布置轴间轴承；

在所述风扇转子的前端设有进气机匣，在高压涡轮转子与低压涡轮转子之间设有涡轮间机匣，所述涡轮间机匣同时支撑所述高压涡轮转子和低压涡轮转子的后支点，使所述低压涡轮转子的后端形成无轴承腔结构；

其中，风扇转子的前端通过螺钉固定有帽罩，平衡钉装配在风扇转子的前缘靠近主流道的位置，低压涡轮转子的后端通过螺钉固定有尾锥，后平衡块装配在低压涡轮转子后锥壁上，通过前平衡钉和平衡块对低压转子进行平衡调节。

进一步的，在风扇转子和高压压气机转子之间具有中介机匣，所述中介机匣上设有低压转子测速传感器，在适配于低压转子测速传感器的低压涡轮轴上设有测速音轮，通过检测到低压转子振动时测速音轮的周向相位，从而判断出低压转子需开展平衡的相位。

进一步的，所述低压转子测速传感器的延伸方向与所述航空发动机垂直于轴线的截面具有预定角度。

进一步的，所述预定角度为10度～30度。

进一步的，所述风扇转子的前端设有装配通道孔，通过所述装配通道孔能够向所述风扇转子的前缘靠近主流道的位置装配所述平衡钉。

另一方面，本申请提供的技术方案是：一种如上任一所述的航空发动机低压转子本机平衡结构的配平方法，包括：

松开用于固定帽罩的螺钉，分解帽罩后，在所述低压转子前端的风扇转子前缘径向位置处装配或分解所述平衡钉，之后通过螺钉固定所述帽罩；

松开用于固定尾锥的螺钉，分解拆下所述尾椎后，在所述低压涡轮转子后锥壁上装配或分解平衡块，之后通过螺钉固定所述尾锥，完成航空发动机低压转子的本机平衡配平。

与现有技术相比，本申请所提供的航空发动机本机平衡结构及平衡配平方法具有如下优点和有益效果：

1)本申请中可以在布置有进气机匣的航空发动机中，实现风扇转子较高径向位置处配置平衡钉，平衡一次到位，无需将航空发动机从试验台取下再进行分解和装配操作，实用性高；

2)本申请可具备在低压转子的低压涡轮后端较高径向位置处配置平衡块，从而具备了整个低压转子前、后端协同开展本机平衡的技术手段；

3)本申请可以使其仅需航空发动机一次整机试车即可判断振动不平衡的周向相位，从而开展本机平衡操作，效率高，且成本大幅度降低；

4)本申请适用于其他类似航空发动机、燃气轮机、核心机试验机状态下的高压转子等在高转速条件下开展本机平衡工作，适用范围广，易于推广。

附图说明

为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。

图1为本申请的航空发动机低压转子本机平衡结构布局示意图。

图2为本申请的低压转子本机平衡核心结构布局示意图。

附图标记

1-帽罩；

2-螺钉；

3-装配通道孔；

4-平衡钉；

5-进气机匣；

6-风扇转子；

7-测速音轮；

8-中介机匣；

9-低压转子测速传感器；

10-高压压气机转子；

11-低压涡轮轴；

12-高压涡轮转子；

13-涡轮间机匣；

14-低压涡轮转子；

15-低压涡轮转子后锥壁；

16-螺钉；

17-平衡块；

18-尾锥。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

本发明的目的是提出一种航空发动机低压转子本机平衡结构，该方法解决了航空发动机低压转子前缘较高径向位置处配置平衡块/钉的技术问题，并增加了在低压转子后缘配置平衡块/钉的技术手段，结合振动相位的判断方法，解决了带进气机匣的航空发动机多次试车才可判断振动不平衡处的相位，以及无法在径向较高位置处配置平衡块/钉等技术问题。

如图1和图2所示，本申请提供的航空发动机低压转子本机平衡结构主要包括：

风扇转子6、低压涡轮轴11、低压涡轮转子14以及高压压气机转子10、高压涡轮转子12，风扇转子6、低压涡轮轴11和低压涡轮转子14组成低压转子，高压压气机转子10和高压涡轮转子12组成高压转子，其中，低压转子与高压转子之间不再布置轴间轴承，该结构布局可更好的杜绝高、低压转子各自不平衡造成的耦合振动；

在航空发动机的风扇转子6前端(前端指发动机进气一端，后端指发动机出气一端)具有进气机匣5的情况下，仅通过高压涡轮转子12与低压涡轮转子14之间设置的涡轮间机匣13同时支撑高压涡轮转子12和低压涡轮转子14的后支点，实现低压涡轮转子14的后端形成无轴承腔的结构布局；

其中，风扇转子6的前端通过螺钉固定有帽罩1，平衡钉4装配在风扇转子6的前缘靠近主流道的位置，低压涡轮转子14的后端通过螺钉固定有尾锥18，后平衡块17装配在低压涡轮转子后锥壁15上，通过前平衡钉4和平衡块17对低压转子进行平衡调节。

在风扇转子6的前端设有装配通道孔3，通过所述装配通道孔3能够向所述风扇转子6的前缘靠近主流道的位置装配所述平衡钉4。

通过在低压转子后端不再布置轴承腔，也因此也无需布置涡轮后机匣，实现了仅拆分固定尾锥的一组螺钉，即可在低压转子后端的低压涡轮后缘较高径向位置处装配或分解平衡块。

另外，本申请所提供的本机平衡结构中，在风扇转子6和高压压气机转子10之间具有中介机匣8上，中介机匣8上布置有低压转子测速传感器9，在低压涡轮轴11上布置适配于低压转子测速传感器9的测速音轮7，低压转子测速传感器9在记录航空发动机低压转子转速的同时，测速音轮7检测着低压转子的振动，当测速音轮7检测到低压转子振动时，通过低压转子测速传感器9测得测速音轮7的周向相位，并与低压转子振动发生时刻进行对比，即可以判断出振动时的相位，进而得到低压转子需开展平衡的相位。

在本申请一优选实施例中，设置在中介机匣8上的低压转子测速传感器9的延伸方向与航空发动机垂直于轴线的截面具有预定角度，该预定角度介于为10度～30度之间。

本申请的上述结构布局结合上述振动相位判断和低压转子前、后端平衡钉或平衡块在整机试车时具备的装配及分解可达性，从而实现了航空发动机低压转子本机平衡的目标。

此外，本申请中还提供了一种依据上述航空发动机低压转子本机平衡结构的平衡配平方法，该方法包括如下步骤：

首先，仅需拆开固定帽罩1的一组螺钉2，待分解帽罩1后，无需触动其他零组件的装配状态，通过装配通道孔3，即可在低压转子前端的风扇转子6前缘较高径向位置处装配或分解平衡钉4，之后再通过螺钉2将帽罩1进行固定；

之后，拆开用于固定尾锥18的螺钉16，即可将平衡块17装配在低压涡轮转子后锥壁15上，之后再通过螺钉18将尾锥18进行固定，即完成了航空发动机低压转子的本机平衡配平。

本申请的上述平衡配平方法可以在最少的装配及分解步骤下，实现在低压转子的前端和后端快速装配或分解平衡钉4或平衡块17。

与现有技术相比，本申请所提供的航空发动机本机平衡结构及平衡配平方法具有如下优点和有益效果：

1)本申请中可以在布置有进气机匣的航空发动机中，实现风扇转子较高径向位置处配置平衡钉，平衡一次到位，无需将航空发动机从试验台取下再进行分解和装配操作，实用性高；

2)本申请可具备在低压转子的低压涡轮后端较高径向位置处配置平衡块，从而具备了整个低压转子前、后端协同开展本机平衡的技术手段；

3)本申请可以使其仅需航空发动机一次整机试车即可判断振动不平衡的周向相位，从而开展本机平衡操作，效率高，且成本大幅度降低；

4)本申请适用于其他类似航空发动机、燃气轮机、核心机试验机状态下的高压转子等在高转速条件下开展本机平衡工作，适用范围广，易于推广。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (5)

1.一种航空发动机低压转子本机平衡结构，其特征在于，包括：

由风扇转子（6）、低压涡轮轴（11）和低压涡轮转子（14）构成的低压转子和由高压压气机转子（10）和高压涡轮转子（12）构成的高压转子，所述低压转子与所述高压转子之间不布置轴间轴承；

在所述风扇转子（6）的前端设有进气机匣（5），在高压涡轮转子（12）与低压涡轮转子（14）之间设有涡轮间机匣（13），所述涡轮间机匣（13）同时支撑所述高压涡轮转子（12）和低压涡轮转子（14）的后支点，使所述低压涡轮转子（14）的后端形成无轴承腔结构；

其中，在风扇转子（6）和高压压气机转子（10）之间具有中介机匣（8），所述中介机匣（8）上设有低压转子测速传感器（9），在适配于低压转子测速传感器（9）的低压涡轮轴（11）上设有测速音轮（7），通过检测到低压转子振动时测速音轮（7）的周向相位，从而判断出低压转子需开展平衡的相位；

风扇转子（6）的前端通过螺钉固定有帽罩（1），平衡钉（4）装配在风扇转子（6）的前缘靠近主流道的位置，低压涡轮转子（14）的后端通过螺钉固定有尾锥（18），平衡块（17）装配在低压涡轮转子后锥壁（15）上，通过平衡钉（4）和平衡块（17）对低压转子进行平衡调节。

2.如权利要求1所述的航空发动机低压转子本机平衡结构，其特征在于，所述低压转子测速传感器（9）的延伸方向与所述航空发动机垂直于轴线的截面具有预定角度。

3.如权利要求2所述的航空发动机低压转子本机平衡结构，其特征在于，所述预定角度为10度~30度。

4.如权利要求1所述的航空发动机低压转子本机平衡结构，其特征在于，所述风扇转子（6）的前端设有装配通道孔（3），通过所述装配通道孔（3）能够向所述风扇转子（6）的前缘靠近主流道的位置装配所述平衡钉（4）。

5.一种如权利要求1至4任一所述的航空发动机低压转子本机平衡结构的配平方法，其特征在于，包括：

松开用于固定帽罩（1）的螺钉，分解帽罩（1）后，在所述低压转子前端的风扇转子（6）前缘径向位置处装配或分解所述平衡钉（4），之后通过螺钉固定所述帽罩（1）；

松开用于固定尾锥（18）的螺钉，分解拆下所述尾锥（18）后，在所述低压涡轮转子后锥壁（15）上装配或分解平衡块（17），之后通过螺钉固定所述尾锥（18），完成航空发动机低压转子的本机平衡配平。

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