CN116906182B - 一种航空发动机本机平衡结构 - Google Patents

Abstract

本申请属于航空发动机减振装置设计技术领域，具体涉及一种航空发动机本机平衡结构，包括：进气机匣，其后端与风扇机匣前端对接；进气导流罩，在进气机匣内设置，其内具有轴承座，该轴承座内设置有轴承，该轴承套接在风扇前轴颈上；风扇前轴颈连接在风扇一级转子轮盘前侧；风扇一级转子轮盘内壁后侧具有环形卡槽；环形卡槽内具有多个沿周向分布的弧形定位槽；多个进气支板，沿周向支撑在进气机匣、进气导流罩之间；弹性平衡环，卡在环形卡槽中，其外壁上具有多个沿周向分布的弧形定位凸出，其内壁上具有多个沿周向分布且大小不一的非对称平衡凸出；各个弧形定位槽卡在各个弧形定位凸出中。

Description

一种航空发动机本机平衡结构

技术领域

本申请属于航空发动机减振装置设计技术领域，具体涉及一种航空发动机本机平衡结构。

背景技术

航空发动机转子转速高、质量大，必须要进行良好的动平衡，以避免航空发动机工作时发生剧烈的振动。

当前，多是通过在航空发动机风扇转子前端设置平衡块，进行动平衡，平衡块主要是螺栓连接在航空发动机风扇转子前端，对于带前支撑的小涵道比航空发动机，由于进气机匣、进气支板及其进气导流罩的遮挡，难以对平衡块进行更换、调整，不便于开展本机平衡，在进行动平衡时，需要频繁的返回装配车间进行平衡配重的调整，周期长，效率低，严重制约航空发动机的研制速度。

鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本申请的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

发明内容

本申请的目的是提供一种航空发动机本机平衡结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

本申请的技术方案是：

一种航空发动机本机平衡结构，包括：

进气机匣，其后端与风扇机匣前端对接；

进气导流罩，在进气机匣内设置，其内具有轴承座，该轴承座内设置有轴承，该轴承套接在风扇前轴颈上；风扇前轴颈连接在风扇一级转子轮盘前侧；风扇一级转子轮盘内壁后侧具有环形卡槽；环形卡槽内具有多个沿周向分布的弧形定位槽；

多个进气支板，沿周向支撑在进气机匣、进气导流罩之间；

弹性平衡环，卡在环形卡槽中，其外壁上具有多个沿周向分布的弧形定位凸出，其内壁上具有多个沿周向分布且大小不一的非对称平衡凸出；各个弧形定位槽卡在各个弧形定位凸出中。

可选的，上述的航空发动机本机平衡结构中，弹性平衡环上各个弧形定位凸出与各个非对称平衡凸出位置相对应。

可选的，上述的航空发动机本机平衡结构中，风扇一级转子轮盘上环形卡槽及其相应的弹性平衡环有两个。

可选的，上述的航空发动机本机平衡结构中，弹性平衡环上存在断开部位，断开部位两侧通过台阶状配合，且其间留有收放裕量。

可选的，上述的航空发动机本机平衡结构中，还包括：

多个进气可调静子叶片，沿周向设置在进气机匣、进气导流罩之间，位于各个进气支板之后。

本申请至少存在以下有益技术效果：

提供一种航空发动机本机平衡结构，其中进气机匣、进气导流罩、进气支板构成前支撑结构，遮挡在航空发动机风扇前端，设计风扇一级转子轮盘内壁具有环形卡槽，用以安装弹性平衡环，弹性平衡环通过外壁上沿周向分布的弧形定位凸出与环形卡槽内弧形定位槽的配合实现定位，并利用内壁上沿周向分布且大小不一的非对称平衡凸出产生不平衡量，对航空发动机进行平衡，在需要进行平衡调整时，可将进气导流罩拆下，手工或以工具经风扇前轴颈伸入到风扇一级转子轮盘内，拨动弹性平衡环转动，使弹性平衡环外壁上沿周向分布的各个弧形定位凸出滑入到环形卡槽内不同的弧形定位槽中重新进行定位，以此改变弹性平衡环内壁上沿周向分布且大小不一的非对称平衡凸出的角向位置，以此改变非对称平衡凸出产生不平衡量的方位，实现对航空发动机的本机平衡，方便、快捷，不需要频繁的返回装配车间进行平衡配重的调整，具有较高的效率，能够有效缩短航空发动机的研制周期。

附图说明

图1是本申请实施例提供的航空发动机本机平衡结构的示意图；

图2是图1的A-A向局部剖视图；

图3是本申请实施例提供的弹性平衡环的示意图；

其中：

1-进气机匣；2-风扇机匣；3-进气导流罩；4-轴承；5-风扇前轴颈；6-风扇一级转子轮盘；7-风扇一级转子叶片；8-进气支板；9-弹性平衡环；10-进气可调静子叶片。

为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。

具体实施方式

为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。

此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。

此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。

下面结合附图1至图3对本申请做进一步详细说明。

一种航空发动机本机平衡结构，包括：

进气机匣1，其后端与风扇机匣2前端对接；

进气导流罩3，在进气机匣1内设置，其内具有轴承座，该轴承座内设置有轴承4，该轴承4套接在风扇前轴颈5上；风扇前轴颈5连接在风扇一级转子轮盘6前侧；风扇一级转子轮盘6位于风扇机匣2内，其外缘沿周向连接多个风扇一级转子叶片7，其内壁后侧具有环形卡槽；环形卡槽内具有多个沿周向分布的弧形定位槽；

多个进气支板8，沿周向支撑在进气机匣1、进气导流罩3之间；

弹性平衡环9，卡在环形卡槽中，其外壁上具有多个沿周向分布的弧形定位凸出，其内壁上具有多个沿周向分布且大小不一的非对称平衡凸出；各个弧形定位槽卡在各个弧形定位凸出中。

对于上述实施例公开的航空发动机本机平衡结构，领域内技术人员可以理解的是，其中进气机匣1、进气导流罩3、进气支板8构成前支撑结构，遮挡在航空发动机风扇前端，设计风扇一级转子轮盘6内壁具有环形卡槽，用以安装弹性平衡环9，弹性平衡环9通过外壁上沿周向分布的弧形定位凸出与环形卡槽内弧形定位槽的配合实现定位，并利用内壁上沿周向分布且大小不一的非对称平衡凸出产生不平衡量，对航空发动机进行平衡，在需要进行平衡调整时，可将进气导流罩3拆下，手工或以工具经风扇前轴颈5伸入到风扇一级转子轮盘6内，拨动弹性平衡环9转动，使弹性平衡环9外壁上沿周向分布的各个弧形定位凸出滑入到环形卡槽内不同的弧形定位槽中重新进行定位，以此改变弹性平衡环9内壁上沿周向分布且大小不一的非对称平衡凸出的角向位置，以此改变非对称平衡凸出产生不平衡量的方位，实现对航空发动机的本机平衡，方便、快捷，不需要频繁的返回装配车间进行平衡配重的调整，具有较高的效率，能够有效缩短航空发动机的研制周期。

对于上述实施例公开的航空发动机本机平衡结构，领域内技术人员可以理解的是，弹性平衡环9通过外壁上沿周向分布的弧形定位凸出与环形卡槽内弧形定位槽的配合实现定位，弧形定位凸出与弧形定位槽间弧面配合，便于弧形定位凸出滑入弧形定位槽进行对正，实现精确定位，且便于弧形定位凸出滑出弧形定位槽，以此可在对航空发动机进行平衡调整时，容易的通过拨动弹性平衡环9转动实现重新定位。

对于上述实施例公开的航空发动机本机平衡结构，领域内技术人员可以理解的是，风扇一级转子轮盘6内径向尺寸自前而后逐渐增大，设计环形卡槽位于风扇一级转子轮盘6内壁后侧，具有较大的径向尺寸，相应的弹性平衡环9也具有相对的较大的径向尺寸，以此具有较大的平衡半径，能够对航空发动机取得较好的平衡效果。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机本机平衡结构中，弹性平衡环9上各个弧形定位凸出与各个非对称平衡凸出位置相对应。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机本机平衡结构中，风扇一级转子轮盘6上环形卡槽及其相应的弹性平衡环9有两个，沿轴向分布，以便能够相互配合实现对航空发动机的精确平衡。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机本机平衡结构中，弹性平衡环9上存在断开部位，断开部位两侧通过台阶状配合，且其间留有收放裕量，以此使弹性平衡环9能够容易的在径向上进行收放，便于对弹性平衡环9进行重新定位。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机本机平衡结构中，还包括：

多个进气可调静子叶片10，沿周向设置在进气机匣1、进气导流罩3之间，位于各个进气支板8之后，能够以角度调节机构进行角度调节，以适配航空发动机不同的工况，保证航空发动机的效率，其中角度调节机构，可参照现有的通常角度调节机构进行设计，利用液压作动筒进行驱动。

说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种航空发动机本机平衡结构，其特征在于，包括：

进气机匣（1），其后端与风扇机匣（2）前端对接；

进气导流罩（3），在进气机匣（1）内设置，其内具有轴承座，该轴承座内设置有轴承（4），该轴承（4）套接在风扇前轴颈（5）上；风扇前轴颈（5）连接在风扇一级转子轮盘（6）前侧；风扇一级转子轮盘（6）内壁后侧具有环形卡槽；环形卡槽内具有多个沿周向分布的弧形定位槽；

进气支板（8），沿周向支撑在进气机匣（1）、进气导流罩（3）之间；

弹性平衡环（9），卡在环形卡槽中，其外壁上具有多个沿周向分布的弧形定位凸出，其内壁上具有多个沿周向分布且大小不一的非对称平衡凸出；各个弧形定位槽卡在各个弧形定位凸出中；

多个进气可调静子叶片（10），沿周向设置在进气外机匣（1）、进气导流罩（3）之间，位于各个进气支板（8）之后；

在对航空发动机进行平衡调整时，将进气导流罩（3）拆下，手工或以工具经风扇前轴颈（5）伸入到风扇一级转子轮盘（6）内，拨动弹性平衡环（9）转动，使弹性平衡环（9）外壁上沿周向分布的各个弧形定位凸出滑入到环形卡槽内不同的弧形定位槽中重新进行定位，以此改变弹性平衡环（9）内壁上沿周向分布且大小不一的非对称平衡凸出的角向位置，改变非对称平衡凸出产生不平衡量的方位，实现对航空发动机的本机平衡。

2.根据权利要求1所述的航空发动机本机平衡结构，其特征在于，

弹性平衡环（9）上各个弧形定位凸出与各个非对称平衡凸出位置相对。

3.根据权利要求1所述的航空发动机本机平衡结构，其特征在于，

风扇一级转子轮盘（6）上环形卡槽及其相应的弹性平衡环（9）有两个。

4.根据权利要求1所述的航空发动机本机平衡结构，其特征在于，

弹性平衡环（9）上存在断开部位，断开部位两侧通过台阶状配合，且其间留有收放裕量。