CN116792205A - 可变刚度的航空发动机弹性支承结构 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种可变刚度的航空发动机弹性支承结构，其包括内支承环和外支承环，所述内支承环的外壁面上设置有多个弹性支承件和多个向外凸出的凸台，所述外支承环的内壁面上设置有多个凹槽，所述内支承环通过所述弹性支承件连接在所述外支承环内，所述凸台与所述凹槽相互配合。本发明可以有效地上降低弹性支承安装所需的轴向空间，可以去掉与传统鼠笼弹支结构配合的限幅器结构，可以通过设计不同转速条件下记忆合金的形状，来实现支承刚度的改变，从而使得转子临界转速的改变，可以减少乃至于消除转子运行过程中过临界转速的振动过大的情况。

Description

可变刚度的航空发动机弹性支承结构

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，特别涉及一种可变刚度的航空发动机弹性支承结构。

背景技术

航空发动机在设计过程中为保持压气机效率处于一个较高的状态，发动机转子需要维持一个较高的转速，因此转子在运行过程中要通过一阶临界转速、二阶临界转速乃至三阶临界转速。而当发动机转子通过临界转速时会产生较大振动，可能会导致转子、静子之间产生碰摩、轴承支反力过大的情况。

为了避免转子临界转速处于工作转速附近，航空发动机转子在支承时，通常采用弹性支承用以调节转子临界转速。在使用弹性支承时，若弹支刚度较小或是振动过大，会存在弹性支承变形过大、应力过大、叶尖碰摩的风险，因此通常在使用弹性支承的同时，配合使用限幅器。

传统弹性支承结构形式一般为鼠笼式弹性支承，安装鼠笼弹性支承需要轴向空间较大。传统鼠笼弹性支承结构虽然可以调节发动机转子临界转速，但是发动机转子在升速过程无法避免临界转速，因此通过临界转速过程中同样存在振动风险。传统鼠笼弹支结构需要配合限幅器使用，一定程度上增加了发动机的质量，增加了结构的复杂性。

根据上述描述，现有航空发动机支承结构存在以下问题：

一、传统航空发动机鼠笼弹性支承结构一般为悬臂结构，悬臂结构轴向尺寸较长，需要较大的轴向安装空间；

二、鼠笼弹性支承结构刚度为一恒定值，转子由零转速升速至工作转速过程中无法避免通过临界转速，存在振动超限的风险；

三、航空发动机鼠笼弹性支承在使用过程中，为避免弹支应力过大，转子叶片碰摩，通常会使用限幅器，使用限幅器使得发动机结构复杂且引入额外重量。

有鉴于此，本申请发明人设计了一种可变刚度的航空发动机弹性支承结构，以期克服上述技术问题。

发明内容

本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中航空发动机支承结构需要较大的安装空间，且存在振动超限风险等缺陷，提供一种可变刚度的航空发动机弹性支承结构。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：

一种可变刚度的航空发动机弹性支承结构，其特点在于，所述可变刚度的航空发动机弹性支承结构包括内支承环和外支承环，所述内支承环的外壁面上设置有多个弹性支承件和多个向外凸出的凸台，所述外支承环的内壁面上设置有多个凹槽，所述内支承环通过所述弹性支承件连接在所述外支承环内，所述凸台与所述凹槽相互配合。

根据本发明的一个实施例，所述凸台和所述凹槽之间具有一间隙。

根据本发明的一个实施例，所述外支承环的内壁面上设置有多个外支承环，所述凹槽开设在对应所述外支承环上。

根据本发明的一个实施例，每两个所述弹性支承件为一组，位于相邻两个所述外支承环之间。

根据本发明的一个实施例，所述弹性支承件为S型弹性支承件。

根据本发明的一个实施例，所述S型弹性支承件的一端部与所述外支承环连接，另一端部与所述内支承环连接。

根据本发明的一个实施例，所述S型弹性支承件的另一端部与所述内支撑环为一体成型。

根据本发明的一个实施例，所述凸台采用记忆合金制成。

根据本发明的一个实施例，所述外支承环与轴承座连接，所述内支承环与转子轴承连接。

根据本发明的一个实施例，所述弹性支承件为V型、W型、M型或N型。

本发明的积极进步效果在于：

本发明可变刚度的航空发动机弹性支承结构具有如下诸多优势：

一、可以有效地上降低弹性支承安装所需的轴向空间；

二、可以去掉与传统鼠笼弹支结构配合的限幅器结构；

三、可以通过设计不同转速条件下记忆合金的形状，来实现支承刚度的改变，从而使得转子临界转速的改变，可以减少乃至于消除转子运行过程中过临界转速的振动过大的情况。

附图说明

本发明上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变的更加明显，在附图中相同的附图标记始终表示相同的特征，其中：

图1为本发明可变刚度的航空发动机弹性支承结构的立体图。

图2为本发明可变刚度的航空发动机弹性支承结构的主视图。

图3为本发明可变刚度的航空发动机弹性支承结构安装轴承后的示意图。

【附图标记】

内支承环 10

外支承环 20

弹性支承件 11

凸台 12

凹槽 21

转子轴承 30

轴承内环 31

滚珠 32

轴承外环 33

具体实施方式

为让本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，以下结合附图对本发明的具体实施方式作详细说明。

现在将详细参考附图描述本发明的实施例。现在将详细参考本发明的优选实施例，其示例在附图中示出。在任何可能的情况下，在所有附图中将使用相同的标记来表示相同或相似的部分。

此外，尽管本发明中所使用的术语是从公知公用的术语中选择的，但是本发明说明书中所提及的一些术语可能是申请人按他或她的判断来选择的，其详细含义在本文的描述的相关部分中说明。

此外，要求不仅仅通过所使用的实际术语，而是还要通过每个术语所蕴含的意义来理解本发明。

图1为本发明可变刚度的航空发动机弹性支承结构的立体图。图2为本发明可变刚度的航空发动机弹性支承结构的主视图。图3为本发明可变刚度的航空发动机弹性支承结构安装轴承后的示意图。

如图1至图3所示，本发明公开了一种可变刚度的航空发动机弹性支承结构，其包括内支承环10和外支承环20，内支承环10的外壁面上设置有多个弹性支承件11和多个向外凸出的凸台12，在外支承环20的内壁面上设置有多个凹槽21，内支承环10通过弹性支承件11连接在外支承环20内，凸台12与凹槽21相互配合。

优选地，凸台12和凹槽21之间具有一间隙。

进一步地，在外支承环20的内壁面上设置有多个外支承环20，将凹槽21开设在对应外支承环20上。

优选地，可以将每两个弹性支承件11为一组，位于相邻两个外支承环20之间。

本实施例中优选地，弹性支承件11设置为S型弹性支承件，将所述S型弹性支承件的一端部与外支承环20连接，另一端部与内支承环10连接。更进一步地，可以将所述S型弹性支承件的另一端部与内支撑环10设置为一体成型。

优选地，凸台12可以优先采用记忆合金制成。

如图3所示，所述可变刚度的航空发动机弹性支承结构安装是，可以将外支承环20与轴承座连接，内支承环10与转子轴承30(包括轴承内环31、滚珠32和轴承外环33)连接。另外，弹性支承件11可以优选为V型、W型、M型或N型。

根据上述结构描述，本发明可变刚度的航空发动机弹性支承结构，由两部分组成，一部分是带有多个均布S型弹性支承件(例如8个)及多个均布的记忆合金凸台(例如4个)，另一部分是外支承环20，外支承环20上设置有与内支承环相配合的凹槽结构，凹槽21分别与凸台12相配合，凸台12与凹槽21之间具有一定的缝隙。外支承环20与内支承环10通过8个S型弹性支承件连接，S型弹性支承件与外支承环20之间通过螺栓连接。外支承环20与轴承座连接，从而使其固定。内支承环10与转子轴承连接。

当转子处于低转速过程中，内支承环10的凸台12与外支承环20的凹槽21之间缝隙为0，此时支承刚度较大，当转子运行转速超过了由8个S型弹性支承刚度下的转子临界转速，通过记忆合金改变形状，此时内支承环与外支承环之间缝隙变为一个固定值，转子支承刚度变成8个S型弹性支承件刚度，转子在运行过程中避开了实际工作状态支承刚度下的转子临界转速。而当转子处于工作转速下，如转子振动较大，振动幅值足以弥补凸台与外支承环之间的间隙，此时外支承环同样可起到限幅器的作用。

例如，本实施例将弹性支承设计有8个均布的S型弹性支承件，S型弹性支承件起到弹性支承的作用，不同厚度、不同宽度的弹性支承分别对应不同刚度大小的弹性支承。在八个S型弹性支承件所在的内支承环10，内支承环10上具有四个均布的凸台12，与外支承环20具有一定缝隙，凸台12设计为记忆合金，通过记忆合金的变形能力填满内支承环10与外支承环20之间的缝隙，从而到达改变弹性支承的刚度。当四个凸台12未与外支承环20接触时，若此状态下，转子振动较大，外支承环20可以起到类型限幅器的作用，防止转子振动较大。

所述可变刚度的航空发动机弹性支承结构具有8个均布S型，不同的S型厚度、宽度以及结构形式，对应不同大小的刚度，S型弹性支承件为径向弹簧，需要较小的轴向空间。8个S型连接内支承环10与外支承环20，内支承环10中装轴承，外支承环20与轴承座连接，起到固定作用。内支撑环10上不仅设计有8个S型弹性支承件，并且设计有4个均布的由记忆合金构成的凸台结构，外支承环20上设计有具有一定缝隙与内支承环10凸台配合的凹槽，在发动机处于工作状态时内支承环10的凸台与外支承环20具有一定的间隙。

当发动机转子在升速过程中，靠近临界转速时，记忆合金产生形状变形用以填补内支承环10的凸台与外支承环20的凹槽之间的间隙。此时8个S型弹性支承失效，支承刚度主要由凸台部分决定，不同的大小的刚度对应不同的临界转速。

因此当转子靠近临界转速时，通过改变弹性支承支承刚度，可以使得转子实时运行转速远离转子系统临界转速，从而保证转子系统在整个升速过程中不通过临界转速。不仅如此当发动机转子处于工作转速，如振动较大，凸台与外支承环之间的间隙可起到限幅器的作用。

综上所述，本发明可变刚度的航空发动机弹性支承结构具有如下诸多优势：

一、可以有效地上降低弹性支承安装所需的轴向空间；

二、可以去掉与传统鼠笼弹支结构配合的限幅器结构；

三、可以通过设计不同转速条件下记忆合金的形状，来实现支承刚度的改变，从而使得转子临界转速的改变，可以减少乃至于消除转子运行过程中过临界转速的振动过大的情况。

虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式作出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种可变刚度的航空发动机弹性支承结构，其特征在于，所述可变刚度的航空发动机弹性支承结构包括内支承环和外支承环，所述内支承环的外壁面上设置有多个弹性支承件和多个向外凸出的凸台，所述外支承环的内壁面上设置有多个凹槽，所述内支承环通过所述弹性支承件连接在所述外支承环内，所述凸台与所述凹槽相互配合。

2.如权利要求1所述的可变刚度的航空发动机弹性支承结构，其特征在于，所述凸台和所述凹槽之间具有一间隙。

3.如权利要求1所述的可变刚度的航空发动机弹性支承结构，其特征在于，所述外支承环的内壁面上设置有多个外支承环，所述凹槽开设在对应所述外支承环上。

4.如权利要求3所述的可变刚度的航空发动机弹性支承结构，其特征在于，每两个所述弹性支承件为一组，位于相邻两个所述外支承环之间。

5.如权利要求4所述的可变刚度的航空发动机弹性支承结构，其特征在于，所述弹性支承件为S型弹性支承件。

6.如权利要求5所述的可变刚度的航空发动机弹性支承结构，其特征在于，所述S型弹性支承件的一端部与所述外支承环连接，另一端部与所述内支承环连接。

7.如权利要求6所述的可变刚度的航空发动机弹性支承结构，其特征在于，所述S型弹性支承件的另一端部与所述内支撑环为一体成型。

8.如权利要求1所述的可变刚度的航空发动机弹性支承结构，其特征在于，所述凸台采用记忆合金制成。

9.如权利要求1所述的可变刚度的航空发动机弹性支承结构，其特征在于，所述外支承环与轴承座连接，所述内支承环与转子轴承连接。

10.如权利要求1所述的可变刚度的航空发动机弹性支承结构，其特征在于，所述弹性支承件为V型、W型、M型或N型。