CN113958411A - 一种航空发动机悬臂式弹性支承结构 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种航空发动机悬臂式弹性支承结构，涉及航空发动机和燃气轮机结构领域，其主要包括压气机主承力静子机匣和悬臂式衬套，所述悬臂式衬套可拆卸更换，通过改变悬臂式衬套的材料、长度和厚度来调整弹性支承刚度。本发明利用悬臂式衬套设计，降低后支点支承刚度，可作为后轴承和机匣连接处的弹性支承元件，且通过改变悬臂式衬套材料和结构等措施可以实现刚度调节，实现最优支承刚度，进而改变整个转子系统的动力学性能。

Description

一种航空发动机悬臂式弹性支承结构
技术领域
本发明属于航空发动机和燃气轮机结构领域，涉及一种悬臂式弹性支承结构，尤其涉及一种航空发动机悬臂式弹性支承结构。
背景技术
轻型航空发动机结构紧凑，其转子一般采用弹性支承结构来调整转子各阶临界转速，保证其动力学特性满足设计要求。弹性支承不但可以调节临界转速，避免共振，同时又能将转子弯曲应变能转移到弹性支承上或静子部件上，从而可采用适当的阻尼器有效的减小振动。通常的作法是在轴承座外环单独设计鼠笼或弹性环，传统弹性支承结构加工复杂，存在应力集中，容易产生高循环疲劳，且对支承结构的轴向空间有一定要求。
发明内容
(一)要解决的技术问题
针对现有技术中的技术缺陷，本发明提供一种航空发动机悬臂式弹性支承结构，所述悬臂式衬套可拆卸更换，通过改变悬臂式衬套的材料、长度和厚度来调整弹性支承刚度，利用悬臂式衬套设计降低其后支点支承刚度，可作为后轴承和机匣连接处的缓冲元件，提供最佳的转子支承刚度，提高航空发动机转子-支承系统的稳定性。采用本发明的弹性支承承力结构，其结构比较紧凑，应力集中小，并由于其简单的结构非常适合批量生产，便于安装、维护和更换，对于航空发动机和燃气轮机有广泛应用前景。
(二)技术方案
本发明为解决其技术问题所采用的技术方案如下：
一种航空发动机悬臂式弹性支承结构，包括一压气机主承力静子机匣和一可拆卸更换的悬臂式衬套，所述压气机主承力静子机匣包括外环前安装边、外环后安装边和内环下安装边，所述压气机主承力静子机匣的外环前安装边通过紧固件与压气机上游机匣固定连接，所述压气机主承力静子机匣的外环后安装边通过紧固件与下游的燃烧室外机匣固定连接，所述压气机主承力静子机匣的内环下安装边设置于其内环的外壁面上，其特征在于，
所述悬臂式衬套整体为一套设在转子主轴外并沿轴向延伸的筒状结构，所述悬臂式衬套前后两端的外壁上分别加工有前、后安装边，所述悬臂式衬套的前安装边通过紧固件与所述压气机主承力静子机匣的内环下安装边固定连接，所述悬臂式衬套的后安装边通过紧固件与下游的涡轮导向器机匣固定连接；
且所述悬臂式衬套的前后两端均加工有阶梯状结构并形成为用以装配前、后轴承的前、后轴承座，所述前、后轴承的外圈分别固定设置在所述前、后轴承座内，所述前、后轴承的内圈分别固定设置在所述转子主轴上，且所述前轴承座与前轴承之间设有轴向布置用以防止轴承轻载的轴向弹簧，所述后轴承座与后轴承之间设有用以提供阻尼耗散振动能量的弹性阻尼环；
所述悬臂式衬套可拆卸更换，通过改变所述悬臂式衬套的材料、长度和/或厚度来调整弹性支承的刚度，实现最优支承刚度，提高转子系统的稳定性。
在进一步地实施方案中，所述悬臂式衬套的前、后轴承座上分别设置有前、后喷油孔，通过所述前、后喷油孔喷射滑油以润滑所述前、后轴承。在进一步地实施方案中，所述悬臂式衬套的后轴承座的内壁上设有用以容纳所述弹性阻尼环的凹槽。
本发明的航空发动机悬臂式弹性支承结构中，所述压气机主承力静子机匣，前安装边设置于前端面上，与压气机其他机匣连接；后安装边设置于后端面上，与燃烧室外机匣连接；下安装边设置于内壁面上，与悬臂式衬套连接。所述悬臂式衬套具有阶梯形状，为了便于与轴承配合，并能够对前、后轴承进行轴向定位。通过前安装边与压气机主承力静子机匣连接，通过后安装边与涡轮导向器机匣连接。前、后喷油孔设置于悬臂式衬套上，通过在喷油孔中喷射滑油，分别流入前轴承、后轴承中润滑；两个凹槽设置于悬臂式衬套后轴承安装处内壁面上，用于安装环形橡胶圈，提供阻尼，达到耗散振动能量的效果；轴向弹簧设置于悬臂式衬套与前轴承之间，防止轴承轻载。
在进一步地实施方案中，所述压气机主承力静子机匣的外环前安装边上沿周向设置有多个安装孔并设置有止口，通过螺栓等紧固件与压气机上游机匣固定连接，并通过止口配合实现同轴定位，止口为过渡配合。
在进一步地实施方案中，所述压气机主承力静子机匣的内环下安装边上沿周向设置有多个安装孔并设置有止口，通过螺栓等紧固件与所述悬臂式衬套的前安装边连接，并通过止口配合实现同轴定位，止口为过盈配合。
在进一步地实施方案中，所述悬臂式衬套的后安装边上沿周向设置多个安装孔并设置有止口，通过螺栓等紧固件与所述涡轮导向器机匣连接，并通过止口配合实现同轴定位，止口为过渡配合。
在进一步地实施方案中，所述压气机主承力静子机匣和悬臂式衬套均由不锈钢材料制成。
本发明的航空发动机悬臂式弹性支承结构中，所述悬臂式衬套后支点刚度较低，从而改变轴承和机匣的组合刚度，可兼做弹性支承元件。
本发明的航空发动机悬臂式弹性支承结构中，所述悬臂式衬套可拆卸更换，通过改变悬臂式衬套的材料、长度和厚度来调整弹性支承刚度，实现最优支承刚度，提高转子系统的稳定性。
本发明的航空发动机悬臂式弹性支承结构中，通过在悬臂式衬套与后轴承之间设置弹性环，以降低后支承刚度值。
(三)有益效果
同现有技术相比，本发明的航空发动机悬臂式弹性支承结构至少具有以下显著的技术效果：
(1)本发明的航空发动机悬臂式弹性支承结构中，所述悬臂式衬套可拆卸更换，通过改变悬臂式衬套的材料、长度和厚度来调整弹性支承刚度，实现最优支承刚度，提高转子系统的稳定性。
(2)本发明的航空发动机悬臂式弹性支承结构中，悬臂式衬套的后支点刚度较低，可以改变轴承和机匣的组合刚度，兼做弹性支承元件，满足弹性支承要求。
(3)本发明利用悬臂式弹性支承结构刚度可调特性及其本身的固体属性，可应用于航空发动机、燃气轮机以及其他旋转机械构造领域中。
附图说明
图1为本发明实施例的航空发动机悬臂式弹性支承结构示意图；
图2为本发明实施例的弹性支承承力结构与其他部件连接示意图。
附图标记说明：
压气机主承力静子机匣1，悬臂式衬套2，压气机主承力静子机匣1的外环前安装边3，压气机主承力静子机匣1的外环后安装边4，压气机主承力静子机匣的内环下安装边5，悬臂式衬套的前安装边5’，悬臂式衬套的后安装边6，前喷油孔7，凹槽8，轴向弹簧9，后喷油孔10，前轴承11，后轴承12，压气机机匣13，燃烧室外机匣14，转子主轴15，涡轮导向器机匣16。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
根据本发明的一个实施例，如图1所示，本发明的航空发动机悬臂式弹性支承结构，包括压气机主承力静子机匣1和悬臂式衬套2，压气机主承力静子机匣1包括外环前安装边3、外环后安装边4和内环下安装边5，压气机主承力静子机匣1的外环前安装边3设置于外环前端面上，设置有止口，沿周向设置有多个安装孔，通过螺栓与压气机其他机匣连接，并通过止口配合实现同轴定位，止口为过渡配合；压气机主承力静子机匣1的外环后安装边4设置于其外环后端面上，与燃烧室外机匣连接；压气机主承力静子机匣1的内环下安装边5设置于其内环的外壁面上，与悬臂式衬套2的前安装边5’连接，沿周向设置有多个安装孔，并通过止口同轴定位，止口为过渡配合。
本发明的航空发动机悬臂式弹性支承结构中，悬臂式衬套2整体为沿轴向延伸的筒状结构，其前后两端均加工有阶梯状结构并形成为前、后轴承座，用以装配前、后轴承11、12，并能够对前、后轴承11、12进行轴向定位。悬臂式衬套2通过其前安装边5’与压气机主承力静子机匣1的内环下安装边5连接，通过其后安装边6与涡轮导向器机匣连接。前、后喷油孔7、10设置于悬臂式衬套2上，通过在前、后喷油孔7、10中喷射滑油，分别流入前轴承11、后轴承12中润滑；两个凹槽8设置于悬臂式衬套2的后轴承座的内壁面上，用于安装环形橡胶圈，提供阻尼，达到耗散振动能量的效果；轴向弹簧9设置于悬臂式衬套2的前轴承座与前轴承11之间，防止轴承轻载。悬臂式衬套2可拆卸更换，通过改变悬臂式衬套2的材料、长度和/或厚度来调整弹性支承的刚度，实现最优支承刚度，提高转子系统的稳定性。
本发明优选的实例中，压气机主承力静子机匣1和悬臂式衬套2由不锈钢材料制成。
本发明优选的实例中，压气机主承力静子机匣1通过螺栓与悬臂式衬套2连接，并通过止口配合实现同轴定位，止口为过盈配合。
本发明的航空发动机悬臂式弹性支承结构，利用悬臂式衬套设计，增大悬臂端(后支点)变形挠度，从而使后支点支承刚度降低，改变轴承和承力机匣的组合刚度，兼做弹性支承元件。。并通过改变悬臂式衬套2的材料、长度和厚度来调整弹性支承刚度，本发明实施例中设计的后支承刚度为9.7×106N/m，满足转子动力学支承刚度设计要求，可作为后轴承和机匣连接处的弹性支承元件，提高转子系统的稳定性。
另外，在悬臂式衬套2的后轴承座与后轴承12之间设置弹性环，进一步降低其组合刚度，满足更低的后支承刚度值设计要求。
图2所示为航空发动机悬臂式弹性支承结构与其他部件连接后的示意图，将螺栓分别穿过压气机主承力静子机匣1的外环前安装边3的螺栓孔和压气机机匣13的螺栓孔，并通过止口定位，实现压气机主承力静子机匣1与压气机机匣13的连接；压气机主承力静子机匣1的外环后安装边4和燃烧室外机匣14通过焊接连接；将螺栓分别穿过悬臂式衬套2的后安装边6的螺栓孔和涡轮导向器机匣16的螺栓孔，并通过止口定位，实现悬臂式衬套2与涡轮导向器机匣16的连接；前轴承11、后轴承12安装在悬臂式衬套2的内壁上，转子主轴15穿过轴承，实现支点的固定和支承。
综上所述，通过本发明设计的一种发动机悬臂式弹性支承结构，作为转子的弹性支承，简化了发动机支承结构，同时便于维护和更换。
此外，需要说明的是，本说明书中所描述的具体实施例，其零、部件的形状、所取名称等可以不同。凡依本发明专利构思所述的构造、特征及原理所做的等效或简单变化，均包括于本发明专利的保护范围内。本发明所属技术领域的技术人员可以对所描述的具体实施例做各种各样的修改或补充或采用类似的方式替代，只要不偏离本发明的结构或者超越本权利要求书所定义的范围，均应属于本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种航空发动机悬臂式弹性支承结构，包括一压气机主承力静子机匣和一可拆卸更换的悬臂式衬套，所述压气机主承力静子机匣包括外环前安装边、外环后安装边和内环下安装边，所述压气机主承力静子机匣的外环前安装边通过紧固件与压气机上游机匣固定连接，所述压气机主承力静子机匣的外环后安装边通过紧固件与下游的燃烧室外机匣固定连接，所述压气机主承力静子机匣的内环下安装边设置于其内环的外壁面上，其特征在于，
所述悬臂式衬套整体为一套设在转子主轴外并沿轴向延伸的筒状结构，所述悬臂式衬套前后两端的外壁上分别加工有前、后安装边，所述悬臂式衬套的前安装边通过紧固件与所述压气机主承力静子机匣的内环下安装边固定连接，所述悬臂式衬套的后安装边通过紧固件与下游的涡轮导向器机匣固定连接；
且所述悬臂式衬套的前后两端均加工有阶梯状结构并形成为用以装配前、后轴承的前、后轴承座，所述前、后轴承的外圈分别固定设置在所述前、后轴承座内，所述前、后轴承的内圈分别固定设置在所述转子主轴上，且所述前轴承座与前轴承之间设有轴向布置用以防止轴承轻载的轴向弹簧，所述后轴承座与后轴承之间设有用以提供阻尼耗散振动能量的弹性阻尼环；
所述悬臂式衬套可拆卸更换，通过改变所述悬臂式衬套的材料、长度和/或厚度来调整弹性支承的刚度，实现最优支承刚度，提高转子系统的稳定性。
2.根据权利要求1所述的航空发动机悬臂式弹性支承结构，其特征在于：所述压气机主承力静子机匣的外环前安装边上沿周向设置有多个安装孔并设置有止口，通过螺栓等紧固件与压气机上游机匣固定连接，并通过止口配合实现同轴定位，止口为过渡配合。
3.根据权利要求1所述的航空发动机悬臂式弹性支承结构，其特征在于：所述压气机主承力静子机匣的内环下安装边上沿周向设置有多个安装孔并设置有止口，通过螺栓等紧固件与所述悬臂式衬套的前安装边连接，并通过止口配合实现同轴定位，止口为过盈配合。
4.根据权利要求1所述的航空发动机悬臂式弹性支承结构，其特征在于：所述悬臂式衬套的后安装边上沿周向设置多个安装孔并设置有止口，通过螺栓等紧固件与所述涡轮导向器机匣连接，并通过止口配合实现同轴定位，止口为过渡配合。
5.根据权利要求1所述的航空发动机悬臂式弹性支承结构，其特征在于：所述压气机主承力静子机匣和悬臂式衬套均由不锈钢材料制成。
6.根据权利要求1所述的航空发动机悬臂式弹性支承结构，其特征在于：所述悬臂式衬套的前、后轴承座上分别设置有前、后喷油孔，通过所述前、后喷油孔喷射滑油以润滑所述前、后轴承。
7.根据权利要求1所述的航空发动机悬臂式弹性支承结构，其特征在于：所述悬臂式衬套的后轴承座的内壁上设有用以容纳所述弹性阻尼环的凹槽。
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