CN115716536A - 一种薄壁高强斜支板承力框架结构 - Google Patents

Abstract

本申请属于航空发动机和燃气轮机的设计领域；为一种薄壁高强斜支板承力框架结构，包括框架内环、框架外环和承力支板；框架外环包括前外安装板、后外安装板、吊耳和外壳体，外壳体为多边形整环结构，外壳体包括若干个第一边板和第二边板，第一边板与第二边板交错设置；将与承力支板相连的第二边板设计为加厚壳体来有效承力，将第二边板之间的第一边板设计为薄壁壳体来有效减重；采用一体化、变壁厚、变截面、多种加强筋的设计结构，实现重量降低、强度提升的综合设计要求。一体化结构避免了焊接性能下降和装配增重等问题，变壁厚、变截面设计实现薄壁减重，局部加强筋结构用于提高强度、降低结构变形量，同时有利于重量控制。

Description

一种薄壁高强斜支板承力框架结构

技术领域

本申请属于航空发动机和燃气轮机的设计领域，特别涉及一种薄壁高强斜支板承力框架结构。

背景技术

如图1所示，在现代航空发动机和燃气轮机的斜支板承力框架的设计中，一般采用圆形内、外环或多边形外环结构，周向厚度基本一致，支板通常为等截面筒型结构，支板斜置，沿切向连接在内环上，支板与内外环采用装配、焊接和整体铸造连接。当支板受热膨胀时，由于内环沿周向转动阻力小，会带动内环转动，支板沿其刚度较弱方向受弯，以保证径向方向支板与内外环变形的协调，使每个支板对承力框架不产生大的径向载荷，降低内环、支板和外环之间的温度差异所导致的热变形不协调。

现有技术方案中有的承力框架采用分体焊接或装配结构，存在焊接性能下降，焊接位置为应力集中部位等问题，装配结构增加零组件数量，形式复杂，需要空间更大，容易影响性能和重量。

现有技术方案中有的承力框架采用一体设计，其内外环周向等壁厚，支板为等截面筒型，由于支板与内外环转接位置传递载荷应力水平高，且支板各位置温度不同，载荷在支板径向方向是变化的，采用等截面筒形和等壁厚设计，会出现壁厚太薄导致应力高的部位不满足要求且无法实现一体生产，出现大量缺陷；而壁厚设计太厚，会导致重量增加过多，特别是大直径承力框架壁厚增加，会严重影响发动机推重比。

因此，如何减少承力框架复杂度和重量、提升支撑稳定性是一个需要解决的问题。

发明内容

本申请的目的是提供了一种薄壁高强斜支板承力框架结构，以解决现有的承力框架结构无法兼顾重量、稳定性和零件数量复杂度的问题。

本申请的技术方案是：一种薄壁高强斜支板承力框架结构，包括框架内环、框架外环和承力支板，所述承力支板为斜支板，所述框架外环包括前外安装板、后外安装板、吊耳和外壳体，所述前外安装板、后外安装板、吊耳和外壳体一体设置；所述前外安装板、后外安装板和壳体同轴设置，所述前外安装板和后外安装板均为圆形整环薄壁结构，所述吊耳设于壳体的外壁面上；所述外壳体为多边形整环结构，所述外壳体包括若干个第一边板和第二边板，所述第一边板与第二边板交错设置，所述第一边板为薄壁壳体，所述第二边板与承力支板相连并且第二边板为加厚壳体；所述吊耳安装于第二边板上。

优选地，所述承力支板的宽度从外至内逐渐增大，所述承力支板的前端沿着航空发动机的径向设置，所述承力支板的后端倾斜于航空发动机的径向设置。

优选地，所述承力支板的横截面为跑道形、椭圆形、叶型或多段圆弧直线型。

优选地，所述框架内环包括同轴设置的前内安装板、内壳体和后内安装板；内壳体连接于前内安装边和后内安装板之间，所述内壳体为圆柱形壳体，所述承力支板的前端与前内安装板对应设置、后端与后内安装板对应设置，并且承力支板的前端与前内安装板的角度相同、后端与后内安装板的角度相同。

优选地，所述框架内环还包括异型面加强筋，所述异型面加强筋一体连接于内壳体上，所述异型面加强筋为整环中空结构，所述异型面加强筋的横截面与承力支板内部一端的横截面相同并且异型面加强筋与承力支板对应连通设置。

优选地，所述承力支板与吊耳轴向对应设置，所述第一边板上沿自身长度方向一体设置至少一组长条加强筋。

优选地，所述第一边板的长度大于第二边板的长度。

优选地，所述第一边板的长度小于第二边板的长度。

本申请的一种薄壁高强斜支板承力框架结构，包括框架内环、框架外环和承力支板；框架外环包括前外安装板、后外安装板、吊耳和外壳体，外壳体为多边形整环结构，外壳体包括若干个第一边板和第二边板，第一边板与第二边板交错设置；将与承力支板相连的第二边板设计为加厚壳体来有效承力，将第二边板之间的第一边板设计为薄壁壳体来有效减重；采用一体化、变壁厚、变截面、多种加强筋的设计结构，实现重量降低、强度提升的综合设计要求。一体化结构避免了焊接性能下降和装配增重等问题，变壁厚、变截面设计实现薄壁减重，局部加强筋结构用于提高强度、降低结构变形量，同时有利于重量控制。

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为背景技术结构示意图；

图2为本申请整体结构示意图；

图3为本申请框架外环截面结构示意图；

图4为本申请凸显吊耳与外壳体的框架外环正视结构示意图；

图5为本申请框架内环整体结构示意图；

图6为本申请凸显内壳体内部结构的内壳体轴测图。

1、框架内环；2、框架外环；3、承力支板；4、前外安装板；5、后外安装板；6、吊耳；7、外壳体；8、第一边板；9、第二边板；10、前内安装板；11、内壳体；12、后内安装板；13、异型面加强筋；14、长条加强筋。

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。

一种薄壁高强斜支板承力框架结构，如图2、图3所示，包括框架内环1、框架外环2和承力支板3。

承力支板3为斜支板，承力支板3连接于框架内环1和框架外环2之间，框架外环2包括前外安装板4、后外安装板5、吊耳6和外壳体7，前外安装板4、后外安装板5、吊耳6和外壳体7一体设置。斜支板式的框架结构能够降低径向载荷，降低内外环与支板件所导致的热变形不协调的问题；外安装板、后外安装板5、吊耳6和外壳体7一体设置，能够降低零件数量，减少空间占用，并且具有性能高、重量低的特点。

前外安装板4、后外安装板5和壳体同轴设置，前外安装板4和后外安装板5均为圆形整环薄壁结构，吊耳6设于壳体的外壁面上。

结合图4，外壳体7为多边形整环结构，外壳体7包括若干个第一边板8和第二边板9，第一边板8与第二边板9交错设置，第一边板8为薄壁壳体，第二边板9与承力支板3相连并且第二边板9为加厚壳体；吊耳6安装于第二边板9上。第一边板8和第二边板9的总数量为承力支板3的2倍或2倍以上。

由于在承力框架结构中，靠近承力支板3的位置或与承力支板3连接的位置直接承受承力支板3的弯曲载荷，而远离承力支板3的位置不直接承受弯曲载荷，因此可以设计薄壁结构来减重，而如果某些部分薄壁结构过多，又容易导致变形、承力不稳定。

因此本申请采用变壁厚设计的同时，采用薄厚交错设计的形式来平均受力，由于与承力支板3连接的位置需要承受弯曲载荷，因此将与承力支板3相连的第二边板9设计为加厚壳体来有效承力，其承力能力甚至大于现有设计，将第二边板9之间的第一边板8设计为薄壁壳体来有效减重，这样既不会出现受力不均，各个边板的承力也均能够在自身承力的范围内，工作性能稳定。

如果设计为圆环结构，圆环与支板转接位置为弯曲应力，设计为多边形，转接位置为压应力，承受载荷能力更强，局部加厚进一步提升承载能力，同时不会造成整环加厚带来的重量问题。

综上，本申请采用一体化、变壁厚、变截面、多种加强筋的设计结构，实现重量降低、强度提升的综合设计要求。一体化结构避免了焊接性能下降和装配增重等问题，变壁厚、变截面设计实现薄壁减重，局部加强筋结构用于提高强度、降低结构变形量，同时有利于重量控制。本发明可应用于直径1米级别、壁厚2MM等的一体薄壁斜支板承力框架设计和生产制造。

优选地，外壳体7与前外安装边、后外安装边；薄壁壳体与加厚壳体的周向过渡部位，采用斜面、多段圆弧、大圆弧光滑转接避免壁厚突变。

优选地，第一边板8和第二边板9的长度可以根据不同承力框架的承力和减重需求分别设计，当第一边板8的长度大于第二边板9的长度时，适用于减重要求要的承力框架内；当述第一边板8的长度小于第二边板9的长度，适用于承力性能要求要的承力框架内。当然第一边板8的长度也能够与第二边板9的长度相等，不同的长度设计均可以根据实际需要进行选择。

优选地，承力支板3与吊耳6轴向对应设置，当承力框架承受发动机支点传递载荷时，载荷从框架内环1传递至承力支板3处，转化为拉压载荷传递至第二边板9，第二边板9有三个传递方向，一为向前外安装板4和后外安装板5传递轴向载荷、另一为向第一边板8传递周向载荷、最后一个方向为向吊耳6传递径向载荷，通过将承力支板3与吊耳6轴向对应设置，弯曲载荷能够更快、路径更短地将力传递至吊耳6处，有利于减少力臂长度，降低弯曲应力，减少第一边板8的承力需求。

第一边板8上沿自身长度方向一体设置至少一组长条加强筋14，能够提升第一边板8的强度和承载能力，以提高整个承力框架的稳定性。

优选地，承力支板3的横截面为跑道形、椭圆形、叶型或多段圆弧直线型。前后设计为圆弧，中间为平直或圆弧转接，有利于提高流通能力减少性能损失和降低扰流。

承力支板3的宽度从外至内逐渐增大，在径向形成上窄下宽结构，承力支板3的前端沿着航空发动机的径向设置；承力支板3的后端倾斜于航空发动机的径向设置，有利于径向载荷和轴向热载荷的中和抵消。

如图5、图6所示，优选地，框架内环1包括同轴设置的前内安装板10、内壳体11和后内安装板12；内壳体11连接于前内安装边和后内安装板12之间，内壳体11为圆柱形壳体，承力支板3的前端与前内安装板10对应设置、后端与后内安装板12对应设置，并且承力支板3的前端与前内安装板10的角度相同、后端与后内安装板12的角度相同，有利于框架内环1与承力支板3之间力的传递。如需要轴向加长前内安装板10和后内安装板12，可设计斜面大尺寸弧形结构转接。

优选地，框架内环1还包括异型面加强筋13，异型面加强筋13一体连接于内壳体11上，异型面加强筋13为整环中空结构，异型面加强筋13的横截面与承力支板3内部一端的横截面相同并且异型面加强筋13与承力支板3对应连通设置，有助于加强框架内环1与承力支板3之间的转接部位的刚度与强度。

通过对承力支板3的上下两端均设计加强结构，这样在保证承力支板3设计为上窄下宽结构以减少力臂长度的同时，结构稳定。

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 (8)

1.一种薄壁高强斜支板承力框架结构，包括框架内环(1)、框架外环(2)和承力支板(3)，其特征在于：所述承力支板(3)为斜支板，所述框架外环(2)包括前外安装板(4)、后外安装板(5)、吊耳(6)和外壳体(7)，所述前外安装板(4)、后外安装板(5)、吊耳(6)和外壳体(7)一体设置；所述前外安装板(4)、后外安装板(5)和壳体同轴设置，所述前外安装板(4)和后外安装板(5)均为圆形整环薄壁结构，所述吊耳(6)设于壳体的外壁面上；

所述外壳体(7)为多边形整环结构，所述外壳体(7)包括若干个第一边板(8)和第二边板(9)，所述第一边板(8)与第二边板(9)交错设置，所述第一边板(8)为薄壁壳体，所述第二边板(9)与承力支板(3)相连并且第二边板(9)为加厚壳体；所述吊耳(6)安装于第二边板(9)上。

2.如权利要求1所述的薄壁高强斜支板承力框架结构，其特征在于：所述承力支板(3)的宽度从外至内逐渐增大，所述承力支板(3)的前端沿着航空发动机的径向设置，所述承力支板(3)的后端倾斜于航空发动机的径向设置。

3.如权利要求2所述的薄壁高强斜支板承力框架结构，其特征在于：所述承力支板(3)的横截面为跑道形、椭圆形、叶型或多段圆弧直线型。

4.如权利要求2所述的薄壁高强斜支板承力框架结构，其特征在于：所述框架内环(1)包括同轴设置的前内安装板(10)、内壳体(11)和后内安装板(12)；内壳体(11)连接于前内安装边和后内安装板(12)之间，所述内壳体(11)为圆柱形壳体，所述承力支板(3)的前端与前内安装板(10)对应设置、后端与后内安装板(12)对应设置，并且承力支板(3)的前端与前内安装板(10)的角度相同、后端与后内安装板(12)的角度相同。

5.如权利要求4所述的薄壁高强斜支板承力框架结构，其特征在于：所述框架内环(1)还包括异型面加强筋(13)，所述异型面加强筋(13)一体连接于内壳体(11)上，所述异型面加强筋(13)为整环中空结构，所述异型面加强筋(13)的横截面与承力支板(3)内部一端的横截面相同并且异型面加强筋(13)与承力支板(3)对应连通设置。

6.如权利要求1所述的薄壁高强斜支板承力框架结构，其特征在于：所述承力支板(3)与吊耳(6)轴向对应设置，所述第一边板(8)上沿自身长度方向一体设置至少一组长条加强筋(14)。

7.如权利要求1所述的薄壁高强斜支板承力框架结构，其特征在于：所述第一边板(8)的长度大于第二边板(9)的长度。

8.如权利要求1所述的薄壁高强斜支板承力框架结构，其特征在于：所述第一边板(8)的长度小于第二边板(9)的长度。

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