CN113833749A - 偏心环、航空发动机以及航空发动机转子偏心量调节方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种偏心环、航空发动机以及航空发动机转子偏心量调节方法，涉及航空发动机领域，用以改善航空发动机挤压油膜阻尼器的偏心现象。该偏心环包括楔形部和定位部。楔形部具有第一通孔，楔形部具有朝向机匣的第一表面以及朝向弹性支承的第二表面；其中，沿着楔形部的轴向方向，第一表面的两端距离偏心环的中轴线的距离是变化的，第二表面为圆柱面。沿着楔形部的周向方向，第一表面不同位置对应的壁厚是变换的。定位部具有第二通孔，且与楔形部固定连接或者为一体的；定位部位于楔形部轴向的端部。上述技术方案，降低甚至消除了因重力作用导致挤压油膜阻尼器的偏心现象，使得挤压油膜阻尼器获得最佳的减振效果。

Description

偏心环、航空发动机以及航空发动机转子偏心量调节方法

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，具体涉及一种偏心环、航空发动机以及航空发动机转子偏心量调节方法。

背景技术

现代航空发动机的工作转速越来越高，航空发动机转子主要采用弹性支承，转子系统一般都工作在刚体模态甚至弯曲模态临界转速以上，转子在接近或通过临界转速时，转子及支承系统会产生较大的振动，因此，需要增加外阻尼来进行减振。挤压油膜阻尼器减振技术是目前应用最广泛的航空发动机转子-支承系统的减振技术。该减振技术通过以下方式实现：将弹性支承的外环或轴承外环以一定间隙装入机匣上固定轴承的套筒中，在间隙中通以润滑系统中的压力滑油形成油膜，轴承的外传载荷通过油膜后再外传至机匣。

发明人发现，现有技术中至少存在下述问题：在重力作用下，转子系统在弹性支承位置处下沉，相对于挤压油膜阻尼器外环存在偏移，这使得挤压油膜阻尼器间隙分布不均匀，一侧的垂向间隙比设计的要小，与之对应的180度一侧间隙比设计的要大，该偏心结构使得挤压油膜阻尼器的减振功能不满足要求。

发明内容

本发明提出一种偏心环、航空发动机以及航空发动机转子偏心量调节方法，用以改善航空发动机挤压油膜阻尼器的偏心现象。

本发明一些实施例提供了一种偏心环，包括：

楔形部，具有第一通孔，所述楔形部具有朝向机匣的第一表面以及朝向弹性支承的第二表面；其中，沿着所述楔形部的轴向方向，所述第一表面的两端距离所述偏心环的中轴线的距离是变化的，所述第二表面为圆柱面；沿着所述楔形部的周向方向，所述第一表面不同位置对应的壁厚是变换的；以及

定位部，具有与所述第一通孔同轴且贯通的第二通孔，且与所述楔形部固定连接或者为一体的；所述定位部位于所述楔形部轴向的端部。

在一些实施例中，在同一剖面图上，所述第一表面包括顶线和底线，其中，沿着所述楔形部的轴向方向，所述顶线对应的壁厚是线性变化的，所述底线对应的壁厚也是线性变化的。

在一些实施例中，所述顶线朝向所述定位部的一端对应的壁厚大于所述顶线远离所述定位部的一端对应的壁厚；所述底线朝向所述定位部的一端对应的壁厚小于所述顶线远离所述定位部的一端对应的壁厚。

在一些实施例中，所述顶线和所述底线平行。

本发明另一些实施例提供一种航空发动机，包括：

机匣；

弹性支承，安装于所述机匣的内部；

本发明任一技术方案所提供的偏心环，所述楔形部位于所述机匣和弹性支承之间；以及

垫片，夹设于所述定位部和所述机匣之间。

在一些实施例中，所述机匣的内表面被构造为与所述偏心环的第一表面形状配合，以实现面面接触。

在一些实施例中，所述偏心环安装到位后，所述偏心环的顶线为最高点，所述偏心环的底线为最低点。

本发明又一些实施例提供一种航空发动机转子偏心量调节方法，采用本发明任一技术方案提供的偏心环实现，所述方法包括以下步骤：

将所述偏心环、第一垫片和弹性支承安装于机匣；

计算所述偏心环和所述弹性支承形成的环形腔的偏心量Δe；

根据所述第一垫片的厚度w1、偏心量Δe和设定公式计算所需要的第二垫片的厚度w2；

拆掉偏心环、第一垫片和弹性支承；

将偏心环、第二垫片以及弹性支承安装到位。

在一些实施例中，所述设定公式如下：

w2＝w1+Δe/tanθ；其中，w2为第二垫片的厚度，w1为第一垫片的厚度，Δe为偏心量，θ为所述楔形部的中心线与所述机匣的轴心线的倾斜角度。

上述技术方案，通过改变偏心环的结构，使得偏心环和机匣之间的配合面为特制的斜面，该斜面使得偏心环沿着自身轴向改变位置时，挤压油膜阻尼器的环形腔的内外环可以调节至同心的，所以降低甚至消除了因重力作用导致挤压油膜阻尼器的偏心现象，使得挤压油膜阻尼器获得最佳的减振效果。

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为本发明实施例提供的偏心环的立体结构示意图；

图2为本发明实施例提供的偏心环的剖视结构示意图；

图3为本发明实施例提供的航空发动机的局部结构剖视示意图；

图4为图3的A局部放大示意图；

图5为本发明实施例提供的偏心环调节偏心的效果示意图；

图6为本发明实施例提供的航空发动机转子偏心量调节方法流程示意图。

具体实施方式

下面结合图1～图6对本发明提供的技术方案进行更为详细的阐述。

本文涉及的名词或者术语解释。

挤压油膜阻尼器(Squeeze Film Damper，简称SFD)偏心：是指转子系统在重力作用下在弹性支承3处有下沉，从而使挤压油膜阻尼器的内环和外环的中心发生偏移。

采用本发明实施例提供的偏心环1，可有效改善挤压油膜阻尼器的偏心现象。参见图1至图4，该偏心环1具有楔形部11和定位部12。楔形部11位于弹性支承3和机匣2之间。弹性支承3的外环和楔形部11的内环(即后文介绍的第二表面112)共同围成用于容纳油液的环形腔10。位于该环形腔10内的油液形成了挤压油膜阻尼器。定位部12和机匣2之间夹设有垫片4，通过选择不同厚度的垫片4，来改变偏心环1相对于机匣2的轴向安装位置，进而改变第二表面112上下位置，此处的上下是以图2和图3所示意的方向为例的，这改善了挤压油膜阻尼器的内环和外环的中心偏移现象。下面详细介绍本发明实施例提供的偏心环1的具体实现方式。

参见图2至图5，本发明实施例提供一种偏心环1，包括楔形部11以及定位部12。楔形部11具有第一通孔110，楔形部11具有朝向机匣2的第一表面111以及朝向弹性支承3的第二表面112。在图2中，L1是指与第一表面111平行的中轴线，具体是指顶线111a和底线111b的中线。L2是指第二表面112围成的圆柱孔的中轴线。其中，沿着楔形部11的轴向方向，第一表面111的两端距离第二表面112围成的圆柱孔的中轴线L2的距离是变化的，第二表面112为圆柱面。沿着楔形部11的周向方向，第一表面111不同位置对应的壁厚是变换的。所谓壁厚，是指沿着机匣2的径向方向，第一表面111和第二表面112的距离。定位部12具有与第一通孔110同轴且贯通的第二通孔120。定位部12与楔形部11固定连接或者为一体的。定位部12位于楔形部11轴向的端部。

上述技术方案，偏心环1的壁厚沿着机匣2轴向方向是变化的。当偏心环1安装到位后，随着偏心环1沿着机匣2轴向位置的改变，偏心环1的第二表面112的位置相对于机匣2的中轴线L2为上下移动，最终表现为第二表面112围成的圆心通孔的轴线L2与机匣的轴线L2重合。安装时，为偏心环1配有厚度可任意选择的垫片4，通过安装不同厚度的垫片4，来改变偏心环1的轴向安装位置，进而确保装配后弹性支承3的外环相对于挤压油膜阻尼器外环(即偏心环1的内环)保持同心，使得挤压油膜阻尼器获得最佳的减振效果，提高了发动机工作效率。上述技术方案，将挤压油膜阻尼器设计为偏心环1，根据所需要调节的偏心量选择不同厚度的垫片4(后文将详细介绍如何选择不同厚度的垫片4)，对发动机自身的结构改动很小，结构形式紧凑可靠，在工程上切实可行，便于操作。

为了便于描述偏心环1的楔形部11的结构，以图2和图3所示的剖视图方向来看：在一些实施例中，在剖面图上，第一表面111包括顶线111a和底线111b。其中，沿着楔形部11的轴向方向，顶线111a对应的壁厚是线性变化的，底线111b对应的壁厚也是线性变化的。

继续参见图2，在一些实施例中，顶线111a朝向定位部12的一端对应的壁厚大于顶线111a远离定位部12的一端对应的壁厚。底线111b朝向定位部12的一端对应的壁厚小于顶线111a远离定位部12的一端对应的壁厚。

在一些实施例中，顶线111a和底线111b平行，顶线111a和底线111b都与航空发动机的机匣2的中轴线(该中轴线与图3中的L2重合)的夹角为θ。

参见图3至图5，本发明另一些实施例还提供一种航空发动机，包括机匣2、弹性支承3、偏心环1以及垫片4。偏心环1采用上述任意实施例提供的偏心环1。弹性支承3安装于机匣2的内部。偏心环1的楔形部11位于机匣2和弹性支承3之间；垫片4夹设于偏心环1的定位部12和机匣2之间。

参见图3和图4，本发明实施例的技术方案，将挤压油膜阻尼器外环斜偏心环1与支承座机匣2内环配合面设计为斜圆柱配合面，即配合面的中心线与发动机轴心线成一定角度θ。在发动机的轴向，斜偏心环1和支承座机匣2之间安装调整垫片4，通过改变调整垫片4的厚度w，来达到不同的偏心效果，调整偏心前后的对比图如图5所示，图5左边为调整偏心前挤压油膜阻尼器的示意图，可见沿着机匣2的径向方向，挤压油膜阻尼器的环形腔10是不均匀的。图5右边为调整偏心后挤压油膜阻尼器的示意图，可见沿着机匣2的径向方向，挤压油膜阻尼器的环形腔10是均匀的。

上述技术方案，降低了弹性支承3因转子自重产生下沉，从而减少挤压油膜阻尼器周向间隙的不均匀性，使得挤压油膜阻尼器获得更佳的减振效果。

参见图3和图4，在一些实施例中，机匣2的内表面被构造为与偏心环1的第一表面111形状配合，以实现面面接触。

参见图2和图4，在一些实施例中，偏心环1安装到位后，偏心环1的顶线111a为最高点，偏心环1的底线111b为最低点。这样安装，使得偏心环1在自身轴线位置改变时，能够调节的偏心量比较大。

参见图6，本发明又一些实施例提供一种航空发动机转子偏心量调节方法，采用本发明任意实施例提供的偏心环1实现，方法包括以下步骤：

步骤S10、将偏心环1、第一垫片和弹性支承3安装于机匣2。

先将斜偏心环1和调整垫片4安装至支承座机匣2，再将弹性支承3安装到支承座机匣2安装边上，最后使用专用工装将轴承组件、发动机转轴进行装配。

步骤S20、计算偏心环1和弹性支承3形成的环形腔10的偏心量Δe，如图5所示。

采用计量设备测量弹性支承3的外环面与斜偏心环1的内环面之间的偏心量Δe。

步骤S30、根据第一垫片的厚度w1、偏心量Δe和设定公式计算所需要的第二垫片的厚度w2。

在一些实施例中，设定公式如下：w2＝w1+Δe/tanθ；其中，w2为第二垫片的厚度，w1为第一垫片的厚度，Δe为偏心量，θ为楔形部11的中心线与机匣2的轴心线的倾斜角度。

根据实测偏心量Δe的大小，通过公式1计算所需要的第二垫片的厚度w2。依据计算结果，加工出该厚度的第二垫片，新加工的第二垫片厚度为w1+Δw。采用新的调整垫片4，重新安装后偏心环1和弹性支承3，调整后的效果如图5所示。需要说明的是，调整挤压油膜阻尼器的偏心量不是要将偏心归为0，而是预先将挤压油膜阻尼器在非安装状态下调节成偏心，以保证弹性支承3在转子重力作用下的下沉量得到补偿，使得挤压油膜阻尼器的偏心量控制在一定范围内，以确保挤压油膜阻尼器在工作状态具有较好地减振性能及稳定性。

步骤S40、拆掉偏心环1、第一垫片和弹性支承3。

步骤S50、将偏心环1、第二垫片以及弹性支承3安装到位。

上述技术方案，将挤压油膜阻尼器设计为斜偏心环1结构，并配以厚度可任意选择的垫片4。采用下述方式确定所需要的第二垫片厚度：先将弹性支承3、第一垫片和机匣2进行预装配，测量弹性支承3外环相对于挤压油膜阻尼器外环的同心度，利用测量得到的同心度，计算选取一个合适的第二垫片，确保装配后弹性支承3外环相对于挤压油膜阻尼器内环保持同心，使得挤压油膜阻尼器获得最佳的减振效果。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“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，仅是为便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗指所指的装置或元件必须具有特定的方位、为特定的方位构造和操作，因而不能理解为对本发明保护内容的限制。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，但这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (9)

1.一种偏心环，其特征在于，包括：

楔形部(11)，具有第一通孔(110)，所述楔形部(11)具有朝向机匣(2)的第一表面(111)以及朝向弹性支承(3)的第二表面(112)；其中，沿着所述楔形部(11)的轴向方向，所述第一表面(111)的两端距离所述偏心环(1)的中轴线的距离是变化的，所述第二表面(112)为圆柱面；沿着所述楔形部(11)的周向方向，所述第一表面(111)不同位置对应的壁厚是变换的；以及

定位部(12)，具有与所述第一通孔(110)同轴且贯通的第二通孔(120)，且与所述楔形部(11)固定连接或者为一体的；所述定位部(12)位于所述楔形部(11)轴向的端部。

2.根据权利要求1所述的偏心环，其特征在于，在同一剖面图上，所述第一表面(111)包括顶线(111a)和底线(111b)；其中，沿着所述楔形部(11)的轴向方向，所述顶线(111a)对应的壁厚是线性变化的，所述底线(111b)对应的壁厚也是线性变化的。

3.根据权利要求2所述的偏心环，其特征在于，所述顶线(111a)朝向所述定位部(12)的一端对应的壁厚大于所述顶线(111a)远离所述定位部(12)的一端对应的壁厚；所述底线(111b)朝向所述定位部(12)的一端对应的壁厚小于所述顶线(111a)远离所述定位部(12)的一端对应的壁厚。

4.根据权利要求2所述的偏心环，其特征在于，所述顶线(111a)和所述底线(111b)平行。

5.一种航空发动机，其特征在于，包括：

机匣(2)；

弹性支承(3)，安装于所述机匣(2)的内部；

权利要求1～4任一所述的偏心环(1)，所述楔形部(11)位于所述机匣(2)和弹性支承(3)之间；以及

垫片(4)，夹设于所述定位部(12)和所述机匣(2)之间。

6.根据权利要求5所述的航空发动机，其特征在于，所述机匣(2)的内表面被构造为与所述偏心环(1)的第一表面(111)形状配合，以实现面面接触。

7.根据权利要求5所述的航空发动机，其特征在于，所述偏心环(1)安装到位后，所述偏心环(1)的顶线(111a)为最高点，所述偏心环(1)的底线(111b)为最低点。

8.一种航空发动机转子偏心量调节方法，其特征在于，采用权利要求1～4任一所述的偏心环实现，所述方法包括以下步骤：

将所述偏心环、第一垫片和弹性支承安装于机匣；

计算所述偏心环和所述弹性支承形成的环形腔的偏心量Δe；

根据所述第一垫片的厚度w1、偏心量Δe和设定公式计算所需要的第二垫片的厚度w2；

拆掉偏心环、第一垫片和弹性支承；

将偏心环、第二垫片以及弹性支承安装到位。

9.根据权利要求8所述的航空发动机转子偏心量调节方法，其特征在于，所述设定公式如下：

w2＝w1+Δe/tanθ；其中，w2为第二垫片的厚度，w1为第一垫片的厚度，Δe为偏心量，θ为所述楔形部的中心线与所述机匣的轴心线的倾斜角度。

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