CN114837749A - 航空发动机 - Google Patents

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CN114837749A CN202110142463.1A CN202110142463A CN114837749A CN 114837749 A CN114837749 A CN 114837749A CN 202110142463 A CN202110142463 A CN 202110142463A CN 114837749 A CN114837749 A CN 114837749A
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龚煦
翁依柳
郑李鹏
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    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants

Abstract

本发明公开一种航空发动机，包括涡轮，涡轮包括转子和静子，还包括设于转子和静子之间的轴失效限速装置，轴失效限速装置包括：拉动部，固定连接于转子上；间隔件，设于静子上；锁定件，设于静子上；其中，轴失效限速装置被配置为：在涡轮正常工作时，锁定件相对于静子处于锁定件第一位置，且使间隔件的间隔部相对于静子保持于间隔部第一位置，拉动部与锁定件和间隔件均保持间隙；在涡轮出现涡轮轴失效工况，涡轮的动叶沿轴向往燃气流动方向的下游移动时，拉动部拉动锁定件沿轴向往燃气流动方向的下游移动至锁定件第二位置，间隔件的间隔部移动至间隔部第二位置，在间隔部第二位置，间隔部位于拉动部的上游，且沿轴向位于拉动部与静子之间。

Description

航空发动机
技术领域
本发明涉及航空机械领域，特别涉及一种航空发动机。
背景技术
涡轮驱动的发动机在实际运行中，可能由于超扭、共振、疲劳、腐蚀、材料缺陷和制造误差或者其他间接事件导致涡轮轴失效的发生，虽然涡轮轴失效的发生概率很小，但是涡轮轴失效一旦发生，就有可能导致危害性的后果。例如航空发动机，涡轮轴失效时，涡轮的转子与前端负荷(压气机)解耦，同时在燃烧室排出的高能气体的驱动下，转速瞬间上升，或进入超速转动状态，当转速上升到一定程度，轮盘应力达到临界发生破裂，破裂的高能碎片具备穿透发动机的风险，因此限制涡轮轴失效后的涡轮超转是涡轮发动机设计中一个很重要的考虑因素。
已知航空发动机中，一般通过安装转速传感器来直接监测转子转速或者换算得到转子转速，转速传感器一般安装在发动机前端，难以监测到涡轮轴失效导致的后端涡轮转速的上升。即使在涡轮端增加传感器，对于大型民用航空发动机来说，控制系统从监测判别出涡轮轴失效事件发生到切油响应，整个过程持续时间长，响应较慢，不够及时。
已知的在低压涡轮静子结构(主要指导向叶片和低压涡轮后承力机匣)上增加蜂窝或者耐摩擦装置，或者轴向弯掠低压涡轮导向叶片设计，在轴失效事件发生后，可以通过转子后移与静子碰撞摩擦或卡滞来限制转子转速。但是低压涡轮转子后移与静子结构碰撞后，产生与轴向力相反的碰撞力，转子或反弹，碰摩刹车不能持续进行，进一步影响低压轴失效后的低压涡轮转子转速限制效果。
发明内容
本发明的目的在于提供一种航空发动机，该航空发动机在出现涡轮轴失效工况时，能够快速响应，有效地限制涡轮转速的增加。
本发明公开一种航空发动机，包括涡轮，所述涡轮包括转子和静子，所述航空发动机还包括设于所述转子和静子之间的轴失效限速装置，所述轴失效限速装置包括：
拉动部，固定连接于所述转子上；
间隔件，设于所述静子上；
锁定件，设于所述静子上；
其中，所述轴失效限速装置被配置为：在所述涡轮正常工作时，所述锁定件相对于所述静子处于锁定件第一位置，且使所述间隔件的间隔部相对于所述静子保持于间隔部第一位置，所述拉动部与所述锁定件和所述间隔件均保持间隙；在所述涡轮出现涡轮轴失效工况，所述涡轮的动叶沿轴向往燃气流动方向的下游移动时，所述拉动部拉动所述锁定件沿轴向往燃气流动方向的下游移动至锁定件第二位置，所述间隔件的间隔部移动至间隔部第二位置，在所述间隔部第二位置，所述间隔部位于所述拉动部的上游，且沿轴向位于所述拉动部与所述静子之间。
在一些实施例中，轴失效限速装置被配置为：在所述涡轮正常工作时，所述间隔件具有从所述间隔部第一位置往所述间隔部第二位置移动的趋势，所述锁定件与所述间隔件接触，所述锁定件通过其与所述间隔件的接触面阻挡所述间隔件从所述间隔部第一位置往所述间隔部第二位置移动，所述锁定件处于锁定件第二位置时，所述锁定件与所述间隔件脱离接触。
在一些实施例中，所述静子上设有沿所述航空发动机的径向延伸的销孔，所述间隔件包括与所述间隔部固定连接的销轴，在所述涡轮正常工作时，所述锁定件与所述销轴接触以阻挡所述销轴，在所述间隔部第二位置，所述销轴与所述销孔配合。
在一些实施例中，所述间隔件与所述静子之间设有弹性件，在所述涡轮正常工作时，所述弹性件的弹性力使所述间隔件具有从所述间隔部第一位置往所述间隔部第二位置移动的趋势。
在一些实施例中，所述锁定件包括第一折板，所述拉动部包括沿轴向位于所述第一折板上游的第二折板，所述第一折板和所述第二折板之间设有篦齿结构，在所述涡轮正常工作时，所述第一折板和所述第二折板之间保持有间隙。
在一些实施例中，所述涡轮为低压涡轮。
在一些实施例中，所述转子包括用于连接低压涡轮动叶与低压涡轮轴的低压涡轮支撑锥壁，所述静子包括一端与所述航空发动机的涡轮级间承力机匣固定连接的静子封严环，所述间隔件和所述锁定件设于所述静子封严环上，所述拉动部设于所述低压涡轮支撑锥壁上。
基于本发明提供的航空发动机，通过设置轴失效限速装置，在涡轮正常工作时，不影响涡轮转子的正常工作。在涡轮出现涡轮轴失效工况，涡轮的动叶沿轴向往燃气流动方向的下游移动时，拉动部拉动锁定件沿轴向往燃气流动方向的下游移动至锁定件第二位置，间隔件的间隔部移动至位于拉动部与所述静子之间的间隔部第二位置，从而在涡轮的动叶与导叶碰撞摩擦沿轴向往上游反弹时，间隔件的间隔部能够在静子的作用下减少拉动部的反弹空间，限制涡轮转子往上游的反弹位移，并在与反弹的拉动部碰撞后使涡轮转子再反弹，改变方向往下游的导叶方向移动，使涡轮的动叶继续与导叶再次发生碰撞摩擦，涡轮的动叶在轴失效限速装置的作用下与导叶持续多次发生碰撞摩擦，能够快速有效地降低转速。
通过以下参照附图对本发明的示例性实施例的详细描述，本发明的其它特征及其优点将会变得清楚。
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为本发明实施例的航空发动机的结构示意图；
图2为图1所示的A部在涡轮正常工作工况下的局部放大图；
图3为图1所示的A部在涡轮出现涡轮轴失效工况下的局部放大图；
图4为图2的部分结构的放大结构示意图。
具体实施方式
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清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。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。
除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。
为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。
如图1至图4所示，本实施例的航空发动机包括涡轮，涡轮包括转子和静子，转子包括动叶、安装动叶的涡轮盘、涡轮轴、连接涡轮盘与涡轮轴的支撑锥壁等结构，静子包括导叶、与涡轮所在轴向位置对应的外机匣、承力机匣、固定连接在承力机匣和外机匣上的一些零部件等结构，涡轮可以包括高压涡轮20或低压涡轮20。航空发动机还包括设于转子和静子之间的轴失效限速装置，轴失效限速装置包括拉动部41、间隔件43和锁定件42。
拉动部41固定连接于转子上；间隔件43设于静子上；锁定件42设于静子上。
其中，轴失效限速装置被配置为：在涡轮正常工作时，锁定件42相对于静子处于锁定件第一位置，且使间隔件43的间隔部431相对于静子保持于间隔部第一位置，拉动部41与锁定件42和间隔件43均保持间隙。在涡轮出现涡轮轴失效工况，涡轮的动叶沿轴向往燃气流动方向的下游移动时，拉动部41拉动锁定件42沿轴向往燃气流动方向的下游移动至锁定件第二位置，间隔件43的间隔部431移动至间隔部第二位置，在间隔部第二位置，间隔部431位于拉动部41的上游，且沿轴向位于拉动部41与静子之间。
在如图2和图3所示的实施例中，轴失效限速装置设于低压涡轮30的转子和静子上，锁定件42为设于低压涡轮的静子上的环状结构，具体的，在如图所示的实施例中锁定件42与静子过盈配合，锁定件42处于锁定件第一位置，此时锁定件42使间隔件43的间隔部431相对于静子保持于间隔部第一位置，锁定件42在如图所示的实施例中通过与间隔件43直接接触、进行阻挡以使使间隔件43的间隔部431相对于静子保持于间隔部第一位置，在一些图示未示出的实施例中，间隔部431相对于静子保持于间隔部第一位置也可以通过其他锁定结构进行锁定，锁定件42处于锁定件第一位置时与锁定结构进行作用，使锁定结构处于锁定状态，从而间接使间隔部43保持于间隔部第一位置，当锁定件42处于锁定件第二位置时，锁定结构的锁定状态被打开，间隔部43此时可从间隔部第一位置运动至间隔部第二位置。
拉动部41为固定在低压涡轮的转子上的环状结构，在图2中，涡轮处于正常工作状态，此时间隔件43的间隔部431相对于静子保持于间隔部第一位置，低压涡轮30的转子正常工作时，带动拉动部41转动，拉动部41由于与锁定件42、间隔件43均保持间隙，拉动部41的转动不受锁定件42和间隔件43的干涉。在涡轮出现涡轮轴失效工况时，例如低压涡轮轴33在如图1所示的轴断裂处331断裂，涡轮位于轴断裂处331的下游的部分转子在燃气的作用下沿轴向往下游移动。如图3所示，此时低压涡轮30的转子带动拉动部41往下游移动，拉动部41将锁定件42拉动至锁定件第二位置，此时间隔件43的间隔部移动至间隔部第二位置，即位于位于拉动部41与静子之间，位于拉动部41上游，且覆盖了涡轮在正常工作时拉动部41位于最上游的位置，即在涡轮出现涡轮轴失效工况，涡轮的失效后的转子向下游移动，涡轮的动叶与导叶碰撞摩擦沿轴向往上游反弹后，沿轴向拉动部41在回到涡轮在正常工作时的位置前，拉动部41即先与间隔部431碰撞，间隔部431限制拉动部41继续往上游移动。
本实施例的航空发动机，通过设置轴失效限速装置，在涡轮正常工作时，不影响涡轮转子的正常工作。在涡轮出现涡轮轴失效工况，涡轮的动叶沿轴向往燃气流动方向的下游移动时，拉动部41拉动锁定件42沿轴向往燃气流动方向的下游移动至锁定件第二位置，间隔件43的间隔部431移动至位于拉动部41与静子之间的间隔部第二位置，从而在涡轮的动叶与导叶碰撞摩擦沿轴向往上游反弹时，间隔件43的间隔部431能够在静子的作用下减少拉动部41的反弹空间，限制涡轮转子往上游的反弹位移，并在与反弹的拉动部41碰撞后使涡轮转子再反弹，改变方向往下游的导叶方向移动，使涡轮的动叶继续与导叶再次发生碰撞摩擦，涡轮的动叶在轴失效限速装置的作用下与导叶持续多次发生碰撞摩擦，能够快速有效地降低转速。
在一些实施例中，如图2和图3所示，轴失效限速装置被配置为：在涡轮正常工作时，间隔件43具有从间隔部第一位置往间隔部第二位置移动的趋势，即间隔件43具有使其间隔部431从间隔部第一位置往间隔部第二位置移动的趋势，锁定件42与间隔件43接触，锁定件42通过其与间隔件43的接触面阻挡间隔件43从间隔部第一位置往间隔部第二位置移动，锁定件42处于锁定件第二位置时，锁定件42与间隔件43脱离接触。本实施例在锁定件42与间隔件43脱离接触后，间隔件43的趋势促使间隔件43移动至间隔部第二位置，移动快速及时，结构简单有效。
在一些实施例中，如图2所示，间隔件43与静子之间设有弹性件，在涡轮正常工作时，弹性件的弹性力使间隔件43具有从间隔部第一位置往间隔部第二位置移动的趋势。在如图所示的实施例中，弹性件为设于间隔件43和静子之间的拉伸弹簧44，拉伸弹簧处于拉伸状态，其弹性力使间隔件43具有该趋势。
在一些实施例中，如图2和图3所示，静子上设有沿航空发动机的径向延伸的销孔，间隔件43包括与间隔部431固定连接的销轴432，在涡轮正常工作时，锁定件42与销轴432接触以阻挡销轴432，在间隔部第二位置，销轴432与销孔配合。在涡轮正常工作，锁定件位于锁定件第一位置，间隔部处于间隔部第一位置，在拉伸弹簧44的弹簧力的作用下，销轴432顶置于锁定件42上，在涡轮出现涡轮轴失效工况时，拉动部41拉动锁定件42移动至锁定件第二位置，销轴432脱离锁定件42的阻挡，插入销孔中，同时间隔部也移动至间隔部第二位置。
在一些实施例中，如图2至图4所示，锁定件42包括第一折板，拉动部41包括沿轴向位于第一折板上游的第二折板，第一折板和第二折板之间设有篦齿结构411，在涡轮正常工作时，第一折板和第二折板之间保持有间隙。在涡轮出现涡轮轴失效工况时，拉动部41通过第二折板拉动第一折板往下游移动，从而使锁定件42移动至锁定件第二位置。设置篦齿结构411，在涡轮正常工作时，第一折板和第二折板间能够形成动态密封效果，从而对经过涡轮的燃气进行密封。在一些实施例中，如图4所示，第一折板和第二折板间还设有耐磨层421，以对第一折板和第二折板在接触时进行保护。
在一些实施例中，涡轮为低压涡轮30。
在一些实施例中，如图2和图3所示，转子包括用于连接低压涡轮动叶32与低压涡轮轴33的低压涡轮支撑锥壁332，静子包括一端与航空发动机的涡轮级间承力机匣142固定连接的静子封严环1421，间隔件43和锁定件42设于静子封严环1421上，拉动部41设于低压涡轮支撑锥壁332上。静子封严环1421与转子封严环45配合进行密封，静子封严环1421与涡轮级间承力机匣142固定连接，在涡轮出现涡轮轴失效工况时，对于轴失效限速装置在对反弹的涡轮转子进行限速碰撞时，能够将碰撞力传递到涡轮级间承力机匣142，向外机匣140分散。
在一些实施例中，如图1所示，还公开一种航空发动机，航空发动机包括风扇110、低压压气机120、高压压气机130、燃烧室150、高压涡轮20、低压涡轮30，低压压气机120包括低压压气机静子121和低压压气机转子122，高压压气机130包括高压压气机静子131和高压压气机转子132组成，高压涡轮20包括高压涡轮导叶21和高压涡轮动叶22，低压涡轮30包括低压涡轮导叶31和低压涡轮动叶32。风扇110和低压压气机转子122由低压涡轮30驱动，低压涡轮轴33通过低压涡轮支撑锥壁332与低压涡轮导叶32连接，低压涡轮轴33和低压涡轮支撑锥壁332一般通过螺栓连接，高压压气机130由高压涡轮20驱动，并通过高压涡轮轴23连接。高温高能燃气从燃烧室150中排出后先后经过高压涡轮20和低压涡轮30，驱动高压涡轮动叶22和低压涡轮动叶32转动，高压涡轮动叶22驱动前端的高压压气机转子132转动，低压涡轮动叶32驱动低压压气机转子122和风扇110转动。低压涡轮轴33的连接低压压气机的压气机连接端由第一滚棒轴承101和第一滚珠轴承102支撑，低压涡轮轴33的连接低压涡轮支撑锥壁332的涡轮连接端由第二滚棒轴承105支撑，高压涡轮轴23的连接高压压气机的压气机连接端由第二滚珠轴承103支撑，高压涡轮轴23的连接高压涡轮的涡轮连接端由第三滚棒轴承104支撑。滚棒轴承主要用来传递径向力，滚珠轴承可以同时传递轴向力和径向力。第一滚棒轴承101、第一滚珠轴承102和第二滚珠轴承103上的轴向力或径向力主要通过外机匣140内部的前承力机匣141向外传递，第三滚棒轴承104和第二滚棒轴承105的受力分别由涡轮级间承力机匣142和后承力机匣143向外传递。风扇110外侧是风扇机匣111，后端是导流支板112。
最后应当说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本发明技术方案的精神，其均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。

Claims (7)

1.一种航空发动机，包括涡轮，所述涡轮包括转子和静子，其特征在于，所述航空发动机还包括设于所述转子和静子之间的轴失效限速装置，所述轴失效限速装置包括：
拉动部(41)，固定连接于所述转子上；
间隔件(43)，设于所述静子上；
锁定件(42)，设于所述静子上；
其中，所述轴失效限速装置被配置为：在所述涡轮正常工作时，所述锁定件(42)相对于所述静子处于锁定件第一位置，且使所述间隔件(43)的间隔部(431)相对于所述静子保持于间隔部第一位置，所述拉动部(41)与所述锁定件(42)和所述间隔件(43)均保持间隙；在所述涡轮出现涡轮轴失效工况，所述涡轮的动叶沿轴向往燃气流动方向的下游移动时，所述拉动部(41)拉动所述锁定件(42)沿轴向往燃气流动方向的下游移动至锁定件第二位置，所述间隔件(43)的间隔部(431)移动至间隔部第二位置，在所述间隔部第二位置，所述间隔部(431)位于所述拉动部(41)的上游，且沿轴向位于所述拉动部(41)与所述静子之间。
2.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，轴失效限速装置被配置为：在所述涡轮正常工作时，所述间隔件(43)具有从所述间隔部第一位置往所述间隔部第二位置移动的趋势，所述锁定件(42)与所述间隔件(43)接触，所述锁定件(42)通过其与所述间隔件(43)的接触面阻挡所述间隔件(43)从所述间隔部第一位置往所述间隔部第二位置移动，所述锁定件(42)处于锁定件第二位置时，所述锁定件(42)与所述间隔件(43)脱离接触。
3.如权利要求2所述的航空发动机，其特征在于，所述静子上设有沿所述航空发动机的径向延伸的销孔，所述间隔件(43)包括与所述间隔部(431)固定连接的销轴(432)，在所述涡轮正常工作时，所述锁定件(42)与所述销轴(432)接触以阻挡所述销轴(432)，在所述间隔部第二位置，所述销轴(432)与所述销孔配合。
4.如权利要求2所述的航空发动机，其特征在于，所述间隔件(43)与所述静子之间设有弹性件，在所述涡轮正常工作时，所述弹性件的弹性力使所述间隔件(43)具有从所述间隔部第一位置往所述间隔部第二位置移动的趋势。
5.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述锁定件(42)包括第一折板，所述拉动部(41)包括沿轴向位于所述第一折板上游的第二折板，所述第一折板和所述第二折板之间设有篦齿结构，在所述涡轮正常工作时，所述第一折板和所述第二折板之间保持有间隙。
6.如权利要求1至5任一所述的航空发动机，其特征在于，所述涡轮为低压涡轮(30)。
7.如权利要求6所述的航空发动机，其特征在于，所述转子包括用于连接低压涡轮(30)动叶与低压涡轮轴(33)的低压涡轮支撑锥壁(332)，所述静子包括一端与所述航空发动机的涡轮级间承力机匣(142)固定连接的静子封严环(1421)，所述间隔件(43)和所述锁定件(42)设于所述静子封严环(1421)上，所述拉动部(41)设于所述低压涡轮支撑锥壁(332)上。
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