CN114542641A - 阻尼减振装置以及航空发动机 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种阻尼减振装置以及航空发动机，涉及航空发动机领域，用以优化阻尼减振装置的性能。阻尼减振装置包括减涡管以及阻尼管。减涡管被构造为管状的；阻尼管套设于减涡管内部或者套设于减涡管外部；减涡管和阻尼管通过锥形面配合。上述技术方案提供的阻尼减振装置，减涡管和阻尼管各自的锥形结构相配合时，可以通过改变两者之间的轴向相对位移从而获得不同的接触压力。不同的接触压力即会获得不同的阻尼特性。接触压力是指两种或以上结构接触后产生的接触力。

Description

阻尼减振装置以及航空发动机
技术领域
本发明涉及航空发动机领域，具体涉及一种阻尼减振装置以及航空发动机。
背景技术
为增强对高温部件的冷却效果，现代航空发动机结构通过增加减涡器来降低冷却气流的压力损失，进而提高高温部件的冷却效果，避免不必要的压气机性能损失。
发明人发现，现有技术中至少存在下述问题：由于减涡器结构往往主要为悬臂支撑的多管结构，易受到盘腔内冷却气流的激振而发生强迫响应。
发明内容
本发明提出一种阻尼减振装置以及航空发动机，用以优化阻尼减振装置的性能。
本发明实施例提供了一种阻尼减振装置，包括：
减涡管，被构造为管状的；以及
阻尼管，套设于所述减涡管内部或者套设于所述减涡管外部；所述减涡管和所述阻尼管通过锥形面配合。
在一些实施例中，所述减涡管包括第一连接部和第一锥形段，所述第一连接部设置有贯穿自身轴向的第一通孔，所述第一锥形段具有贯穿自身轴向的第二通孔；所述第二通孔的内壁面被构造为锥形的；所述阻尼管包括第二连接部和第二锥形段；所述第二锥形段的外壁面被构造为锥形的；所述第一连接部和所述第二连接部连接，且所述第二锥形段至少部分位于所述第二通孔内部且两者贴合。
在一些实施例中，沿着从所述第一连接部到所述第一锥形段的方向，所述第一锥形段的直径越来越小。
在一些实施例中，沿着从所述第二连接部到所述第二锥形段的方向，所述第二锥形段的直径越来越小。
在一些实施例中，所述阻尼管还包括第三通孔，所述第三通孔贯穿所述第二连接部和所述第二锥形段。
在一些实施例中，所述第一连接部和所述第二连接部通过螺纹可拆卸连接。
在一些实施例中，所述第一连接部和所述第二连接部的螺纹旋合长度被构造为可调节的，以改变所述第一锥形段和所述第二锥形段之间压紧力的大小。
在一些实施例中，所述第一连接部的长度短于所述第一锥形段的长度；和/或，所述第二连接部的长度短于所述第二锥形段的长度。
在一些实施例中，所述减涡管还包括朝内凸出的第一定位台阶，所述阻尼管还包括朝外凸出的第二定位台阶，所述第一定位台阶和所述第二定位台阶配合。
本发明实施例还提供一种航空发动机，包括本发明任一技术方案所提供的阻尼减振装置。
上述技术方案提供的阻尼减振装置，第二锥形段的外壁面与第一锥形段的内壁面贴合在一起，在阻尼减振装置使用过程中，如果因为受力导致减涡管和阻尼管之间存在相对运动，那么减涡管和阻尼管在相对运动过程中，会因为壁面接触摩擦而消耗一定的能量，从而实现减振。
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阻尼减振装置的结构示意图；
图2为本发明实施例提供的阻尼减振装置的减涡管结构示意图；
图3为本发明实施例提供的阻尼减振装置的阻尼管结构示意图。
具体实施方式
下面结合图1～图3对本发明提供的技术方案进行更为详细的阐述。
参见图1至图3，本发明实施例提供一种阻尼减振装置，包括减涡管1以及阻尼管2。减涡管1被构造为管状的。阻尼管2套设于减涡管1内部或者套设于减涡管1外部；减涡管1和阻尼管2通过锥形面配合。如果减涡管1的尺寸较小，则将减涡管1插入到阻尼管2中。如果阻尼管2的尺寸较小，则将阻尼管2插入到减涡管1中。
上述技术方案，减涡管1和阻尼管2各自的锥形结构相配合时，可以通过改变两者之间的轴向相对位移从而获得不同的接触压力。不同的接触压力即会获得不同的阻尼特性。接触压力是指两种或以上结构接触后产生的接触力。
在一些实施例中，减涡管1包括第一连接部11和第一锥形段12，第一连接部11设置有贯穿自身轴向的第一通孔111，第一锥形段12具有贯穿自身轴向的第二通孔121；第二通孔121的内壁面被构造为锥形的。阻尼管2包括第二连接部21和第二锥形段22；第二锥形段22的外壁面被构造为锥形的；第一连接部11和第二连接部21连接，且第二锥形段22至少部分位于第二通孔121内部且两者贴合。第一通孔111和第二通孔121同轴且贯通。
第二锥形段22的外壁面与第一锥形段12的内壁面贴合在一起形成阻尼结构，在阻尼减振装置使用过程中，当振动发生时，如果因为受力导致减涡管1和阻尼管2之间存在相对位移，那么减涡管1和阻尼管2在相对运动过程中，会因为壁面接触而产生摩擦力，消耗振动能量，从而达到减振效果。并且，第二锥形段22的外壁面与第一锥形段12的内壁面都为锥形面，两种不同的锥形结构相配合时，可以通过改变两者之间的轴向相对位移从而获得不同的接触压力。不同的接触压力即会获得不同的阻尼特性。接触压力是指两种或以上结构接触后产生的接触力。
参见图1和图2，在一些实施例中，沿着从第一连接部11到第一锥形段12的方向，第一锥形段12的直径越来越小。这种结构使得，通过调节阻尼管2插入到减涡管1里的长度，使得两者之间形成紧配合的长度可变，这种调节是为了调节阻尼减振装置的阻尼系数，使得阻尼减振装置的减振性能满足要求。实际使用中，在阻尼减振装置安装之前，根据所需要的阻尼参数，调节阻尼管2插入到减涡管1内的长度。通过不同的插入长度，能够实现不同的阻尼特性，从而抑制减涡管的振动响应。阻尼减振装置的阻尼特性与其长度、厚度等实际尺寸以及阻尼结构与减涡管之间的接触压力密切相关。上述技术方案，能够根据需要调整阻尼结构的阻尼特性，从而可以根据减涡管的实际振动响应获得合适的阻尼，抑制有害振动。
在一些实施例中，沿着从第二连接部21到第二锥形段22的方向，第二锥形段22的直径越来越小。这种结构使得阻尼管2插入到减涡管1内的长度越长，阻尼管2和减涡管1之间的摩擦力越大，后续减振效果越明显。
参见图1和图3，在一些实施例中，阻尼管2还包括第三通孔23，第三通孔23贯穿第二连接部21和第二锥形段22。
在一些实施例中，第一连接部11和第二连接部21通过螺纹可拆卸连接。螺纹结构可以用于调整两种锥形结构的轴向相对位移。将减涡管1与阻尼管2的接触面设计为锥度配合，同时，两者之间采用螺纹连接。通过旋转螺纹可以调整两者之间的相对位置，由于相对位置的变化将使得两者之间产生不同的接触压力，从而调整该阻尼减振装置的阻尼特性。上述技术方案，通过调节螺纹段的长度，可以方便地调节阻尼管2插入到减涡管1内的长度。在阻尼减振装置安装之前，根据所需要的阻尼参数，设定第一连接部11和第二连接部21螺纹旋合段的长度。阻尼减振装置安装之后，整个阻尼减振装置的阻尼参数已经确定了，后续在使用过程中一般不再调节第一连接部11和第二连接部21螺纹旋合段的长度。并且，上述技术方案提供的阻尼减振装置，可以实现为减涡管提供振动阻尼；无需通过生产大量的阻尼结构匹配出合适的阻尼特性，降低了成本。只需要一次安装，可以通过旋转螺纹的方式调整阻尼结构的阻尼特性，可以提高阻尼设计的效率。
通过增加第一连接部11和第二连接部21各自螺纹段的长度，使得第一连接部11和第二连接部21的螺纹旋合长度被构造为可调节的，以改变第一锥形段12和第二锥形段22之间压紧力的大小。
参见图1至图3，在一些实施例中，第一连接部11的长度短于第一锥形段12的长度；和/或，第二连接部21的长度短于第二锥形段22的长度。
在一些实施例中，减涡管1还包括朝内凸出的第一定位台阶13，阻尼管2还包括朝外凸出的第二定位台阶24，第一定位台阶13和第二定位台阶24配合。通过第一定位台阶13和第二定位台阶24使得减涡管1和阻尼管2之间螺纹连接长度的最大值是确定的。
本发明实施例还提供一种航空发动机，包括本发明任一技术方案提供的阻尼减振装置。
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 (10)

1.一种阻尼减振装置，其特征在于，包括：
减涡管(1)，被构造为管状的；以及
阻尼管(2)，套设于所述减涡管(1)内部或者套设于所述减涡管(1)外部；所述减涡管(1)和所述阻尼管(2)通过锥形面配合。
2.根据权利要求1所述的阻尼减振装置，其特征在于，所述减涡管(1)包括第一连接部(11)和第一锥形段(12)，所述第一连接部(11)设置有贯穿自身轴向的第一通孔(111)，所述第一锥形段(12)具有贯穿自身轴向的第二通孔(121)；所述第二通孔(121)的内壁面被构造为锥形的；所述阻尼管(2)包括第二连接部(21)和第二锥形段(22)；所述第二锥形段(22)的外壁面被构造为锥形的；所述第一连接部(11)和所述第二连接部(21)连接，且所述第二锥形段(22)至少部分位于所述第二通孔(121)内部且两者贴合。
3.根据权利要求2所述的阻尼减振装置，其特征在于，沿着从所述第一连接部(11)到所述第一锥形段(12)的方向，所述第一锥形段(12)的直径越来越小。
4.根据权利要求2所述的阻尼减振装置，其特征在于，沿着从所述第二连接部(21)到所述第二锥形段(22)的方向，所述第二锥形段(22)的直径越来越小。
5.根据权利要求2所述的阻尼减振装置，其特征在于，所述阻尼管(2)还包括第三通孔(23)，所述第三通孔(23)贯穿所述第二连接部(21)和所述第二锥形段(22)。
6.根据权利要求2所述的阻尼减振装置，其特征在于，所述第一连接部(11)和所述第二连接部(21)通过螺纹可拆卸连接。
7.根据权利要求2所述的阻尼减振装置，其特征在于，所述第一连接部(11)和所述第二连接部(21)的螺纹旋合长度被构造为可调节的，以改变所述第一锥形段(12)和所述第二锥形段(22)之间压紧力的大小。
8.根据权利要求2所述的阻尼减振装置，其特征在于，所述第一连接部(11)的长度短于所述第一锥形段(12)的长度；和/或，所述第二连接部(21)的长度短于所述第二锥形段(22)的长度。
9.根据权利要求2所述的阻尼减振装置，其特征在于，所述减涡管(1)还包括朝内凸出的第一定位台阶(13)，所述阻尼管(2)还包括朝外凸出的第二定位台阶(24)，所述第一定位台阶(13)和所述第二定位台阶(24)配合。
10.一种航空发动机，其特征在于，包括权利要求1～9任一所述的阻尼减振装置。
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