CN117083448A - 用于对飞行器涡轮发动机的轴进行定心和引导的装置 - Google Patents

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朱利安·法比恩·帕特里克·比库利特
亚历山大·让-玛丽·坦-基姆
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Abstract

本发明涉及一种用于对飞行器涡轮发动机的轴进行定心和引导的装置，该装置包括：‑滚动轴承的外环(12)，该环围绕轴线(X)延伸，‑围绕轴线(X)并且至少部分地围绕环(12)延伸的环形轴承支撑件(16)，‑用于将环连接到支撑件的至少一个系列的连接元件(40)，所述元件是可弹性变形的并以特定于每个元件的相对于径向方向的倾斜度围绕轴线(X)分布，所述连接元件插入在环(12)的内圆柱形边缘(12c)和支撑件(16)的外圆柱形边缘(16c)之间，该外圆柱形边缘围绕所述内边缘延伸，并且每个连接元件包括用于连接到所述外圆柱形边缘的第一径向外端部(40a)和用于连接到所述内圆柱形边缘的第二径向内端部(40b)，环、支撑件和连接元件形成为一体形成，连接元件被封闭在由所述边缘(12c，16c)径向界定并且由环形连接板(62)侧向封闭的环形容置部(60)中，该环形连接板是可弹性变形的并且通过与环和支撑件一体形成而将所述边缘连接。

Description

用于对飞行器涡轮发动机的轴进行定心和引导的装置
技术领域
本发明涉及一种用于对飞行器涡轮发动机的轴进行定心和引导的装置。
背景技术
飞行器涡轮发动机包括轴(例如低压轴和高压轴)，轴通过轴承定心和引导旋转，轴承通常是滚动轴承，例如滚子轴承或滚珠轴承。
滚动轴承包括外环和内环，滚子或滚珠被布置在外环和内环之间。内环被固定到待引导的轴，外环被附接到轴承支撑件，该轴承支撑件是涡轮发动机定子的刚性部件。
涡轮发动机的轴可以达到非常高的速度，通常介于2000rpm至30000rpm之间。这种速度引起轴的本征模态的激励，如果模态响应较强，这会对发动机产生有害影响。
为了控制模态的位置，轴承通常与柔性笼架相结合，该柔性笼架使得能够放松轴的边界条件并降低本征模态的频率。速度较低的模态响应较弱。
在本申请中，“柔性笼架”是指在轴承的外环和轴承的支撑件之间提供柔性连接的构件或组件。该笼架的柔性通常由该笼架例如在扭转和/或弯曲时的弹性变形的能力来保证。为了提供这种能力，笼架包括至少一个系列的螺柱，至少一个系列的螺柱围绕轴承的轴线分布并大体上平行于该轴线延伸。
目前有用于轴承的两种柔性笼架技术。
文献FR-A1-3 009 843和FR-A1-3 078 370中描述的第一种技术是整体式柔性笼架。这种类型的笼架通常包括内圆柱形壁和外圆柱形壁或附接凸缘，轴承的外环被附接或集成到该内圆柱形壁，该外圆柱形壁或附接凸缘用于附接到轴承支撑件。这些壁通过一系列的大致C形或L形的螺柱或通过围绕彼此延伸并连接在一起的两个系列的螺柱来连接。然后，螺柱和壁由一体件形成。
文献FR-A1-3 009 843中描述的第二种技术涉及通过将独立的螺柱与支撑件和环进行组装而获得的笼架。每个螺柱包括细长主体，并且在用于附接到支撑件的第一纵向附接端部和用于附接到环的第二纵向附接端部处连接。主体的横截面形状是圆形的，即轴对称的(螺柱的主体的横截面形状相对于该主体的纵向轴线是对称的)。配备有这些螺柱的柔性笼架也具有轴对称形状，并且无论笼架的负载力的横向方向如何，笼架的刚度都是相同的。
现有技术还包括由US-B1-10 794 222、DE-A4-10 2017 100572、FR-A1-3 096072或DE-A1-10 2012 221369所描述的技术。
本发明提出了对这些技术的改进，这特别地使得能够将柔性笼架的刚度根据负载的方向的变化来调整。
发明内容
本发明提出一种用于对飞行器涡轮发动机的轴进行定心和引导的装置，该装置包括：
-滚动轴承的外环，该环围绕轴线延伸，
-围绕轴线并且至少部分地围绕环延伸的环形轴承支撑件，以及
-用于将环连接到支撑件的至少一个系列的连接元件，这些元件是可弹性变形的并以特定于每个元件的相对于径向方向的倾斜度围绕轴线分布，连接元件插入在环的内圆柱形边缘和支撑件的外圆柱形边缘之间，该外圆柱形边缘围绕所述内边缘延伸，并且每个连接元件包括用于连接到所述外圆柱形边缘的第一径向外端部和用于连接到所述内圆柱形边缘的第二径向内端部，
环、支撑件和连接元件形成为一体件，
其特征在于，连接元件被封闭在由边缘径向界定的环形容置部中，环形容置部由可弹性变形的环形连接板侧向地封闭，该环形连接板将边缘连接并且与环和支撑件形成为一体件。
环、支撑件和连接元件例如通过增材制造由一体件形成。这使得能够通过消除组装步骤和调整步骤来简化装置的制造。这些连接元件围绕装置的分布以及这些连接元件特定于元件中的每一个元件相对于径向方向的倾斜度使得能够在上述方向上调节装置的刚度。
不管螺柱围绕其相应轴线的位置如何，现有技术中的配备有具有轴对称主体的螺柱的装置在所有横向方向(垂直于轴线)上具有相同的刚度。这意味着装置在垂直于轴线的第一方向上(例如在水平平面上)的刚度与装置在垂直于轴线的第二方向上(例如在竖直平面上)的刚度相同。
相反，本发明使得能够根据负载的横向方向给予该装置不同的刚度。有利地，装置在相对于轴的轴线横向的方向上包括至少两个不同的刚度。为了使轴稳定，在彼此垂直的两个横向方向上提供不同的刚度是特别有用的，因为这使得能够降低由装置引导的轴中出现不稳定性所在的速度。
根据本发明的装置可以包括以下特征中的一个或更多个，这些特征被彼此独立地采用或被彼此结合地采用：
-外环包括外圆柱形表面，该外圆柱形表面与支撑件的内圆柱形表面一起限定了用于形成阻尼油膜的环形空间；
-连接元件位于环形空间的一个轴向端部处，并且位于具有以下所述的直径的圆周上，该直径大体上等于该空间的直径；
-连接元件以规则的和/或不规则的间距围绕轴线分布；
-连接元件由叶片形成；
-叶片具有大致波纹形状；
-叶片各自是大致S形的；
-连接板是大致波纹管形的；
-第一系列叶片和第一连接板位于装置的一个轴向端部处，第二系列叶片和第二连接板位于装置的相对轴向端部处；
-第一和第二连接板形成用于环形空间的侧向密封件，支撑件包括至少一个供给孔和用于将油从该空间排出的至少一个孔。
本发明还涉及一种包括至少一个如上所述的装置的飞行器涡轮发动机。
附图说明
通过以下详细说明并且为了理解该说明对附图进行参照，本发明的其它特征和优点将变得明显，在附图中：
[图1]图1是根据现有技术的用于对飞行器涡轮发动机的轴承进行引导和定心的装置的示意性轴向横截面透视图；
[图2]图2是根据本发明的一个实施例的用于对飞行器涡轮发动机的轴承进行引导和定心的装置的示意性透视图；
[图3]图3是图2的示意性横截面半视图；
[图4]图4是图3的非常示意性横截面视图；
[图5]图5是根据本发明的另一个实施例的用于对飞行器涡轮发动机的轴承进行引导和定心的装置的示意性透视图，以透明视图示出了该装置的轴向端部。
具体实施方式
首先参照图1，该图示出了根据现有技术的第一种整体式柔性笼架10技术。
柔性笼架10确保了滚动轴承14的外环12与该轴承14的环形支撑件16的连接。
除了外环12之外，轴承14还包括被固定到涡轮发动机的轴(未示出)上的内环18。环12、18限定了所示的示例中的滚子滚道。
外环12被集成到笼架10的内圆柱形壁10a中，该笼架包括用于通过螺杆-螺母型构件(未示出)附接到支撑件16的径向外环形凸缘10b。
笼架10包括两个系列的螺柱20、22，这两个系列的螺柱分别相对于轴承14和该轴承所引导的轴的轴线X径向向内和径向向外。轴线X对应于涡轮发动机的发动机轴线。
螺柱20、22围绕轴线X分布并平行于该轴线延伸。螺柱20围绕螺柱22延伸，并且具有螺柱的纵向端部中的第一纵向端部和螺柱的纵向端部中的第二纵向端部，该第一纵向端部被连接到凸缘10b，该第二纵向端部通过笼架10的具有C形横截面的环形部段24被连接到另一螺柱22。螺柱22从与其成直线的壁10a延伸到该部段24。
支撑件16形成涡轮发动机的定子的一部分，并且在此具有大体上截头圆锥形的总体形状。在支撑件的内周边，该支撑件包括用于对环形件26进行收缩配合的内圆柱形表面16a，该环形件围绕笼架的壁10a延伸，并且该环形件与该笼架的壁一起限定了供给油的环形空间28，以形成用于对在操作期间通过轴承14传递的振动进行阻尼的油膜。
在这种类型的技术中，笼架10和轴承14的刚度在所有横向方向(垂直于轴线X)上是相同的。
然而，从动态观点来看，在两个正交方向上具有不同的刚度可能是令人感兴趣的：这通过延迟由于轴的内部阻尼引起的不稳定性的出现速度来为装置提供稳定效果。
事实上，通过在至少两个方向上产生不同的柔性，出现至少两种模态，而不是轴对称情况下的单一模态。
在轴对称笼架的初始径向刚度K使得K1<K<K2的情况下，其中，K1和K2是非对称柔性笼架分别在横向于轴线X的不同的方向1和方向2上的刚度，则所产生的模态的频率将在初始单一模态的频率内。
在这种情况下，使不稳定性可能发生的频率增加，从而允许限制发动机的潜在破坏不稳定性的风险。
对轴在方位角上的运动的控制也可以用于改进发动机的性能。在机械或热负载下，发动机外壳会变形，并且这些畸变会根据方位角产生不同的间隙开口和闭合。这意味着发动机性能的下降，如果动态移位被优化以例如通过在间隙闭合方向上使柔性笼架变硬并在间隙开口方向上使柔性笼架变软来补偿一些畸变，则发动机性能的下降可以被限制。
本发明使得能够通过用于将环12连接到支撑件16的连接元件来满足这种需求，连接元件与环和支撑件形成为一体件。
图2至图4示出了根据本发明的用于对飞行器涡轮发动机的轴进行定心和引导的装置的实施例。装置相对于垂直于轴线X的中间平面P是对称的，如图2所示。这意味着装置包括两个相同的轴向端部。换言之，下文对装置的一个轴向端部的描述也适用于与第一轴向端部相对的另一个轴向端部。
该装置包括：
-滚动轴承的外环12，该环12围绕轴线X延伸，
-围绕轴线X并且至少部分地围绕环12延伸的环形轴承支撑件16，以及
-用于将环12连接到支撑件16的至少一个系列的连接元件40，这些元件40围绕轴线X分布，并且每个元件包括用于连接到支撑件16的第一端部40a和用于连接到环12的第二端部40b。
环12、支撑件16和连接元件40由一体件形成。换言之，装置是整体式的。与现有技术的柔性笼架10(其中仅螺柱20、22、壁10a和凸缘10b形成为一体件)不同，支撑件16与环12和元件40也形成为一体件。
外环12包括圆柱形部分12b，该圆柱形部分在其外周边处包括外圆柱形表面12d，该外圆柱形表面与支撑件16限定了用于形成阻尼油膜的环形空间50。环12还在其端部中的每一个处包括在圆柱形部分12b的轴向延伸部中延伸的内圆柱形边缘12c。内圆柱形边缘12c被理解为是指在环12的轴向延伸部中尽可能靠近轴线X延伸的边缘。边缘12c的厚度小于环12的圆柱形部分12b的厚度。
支撑件16包括圆柱形部分16b，该圆柱形部分至少部分地围绕环12的圆柱形部分12b延伸。圆柱形部分16b在其内周边处包括内圆柱形表面16a，该内圆柱形表面与外圆柱形表面12d限定了前述用于形成阻尼油膜的环形空间50。
支撑件16包括至少一个油供给孔52和至少一个油排出孔，这些孔中的每一个与环形空间50连通。这些孔位于圆柱形部分16b的外周边上。供给孔52可以通向第一环形凹槽(在此不可见)，这确保了油在环形空间50中的均匀分布。在存在多个供给孔52的情况下，多个第一环形凹槽确保了油的分布。
支撑件16还在其端部中的每一个处包括外圆柱形边缘16c，该外圆柱形边缘在圆柱形部分16b的轴向延伸部中延伸并且围绕内边缘12c延伸。外圆柱形边缘16c被理解为是指在支撑件16的轴向延伸部中尽可能远离轴线X延伸的边缘。边缘16c的厚度小于支撑件16的圆柱形部分的厚度。
此外，内圆柱形边缘12c可以被称为第一圆柱形边缘12c，外圆柱形边缘16c可以被称为第二圆柱形边缘16c。
连接元件40位于环形空间50的一个轴向端部处。连接元件位于具有如下所述的直径的圆周C1上，该直径大体上等于空间50的直径。这意味着元件40中的每一个的几何中心位于该圆周C1上。应当理解，元件40的形状的一部分可以位于该圆周C1之外，换言之，元件40的一部分可以位于具有如下所述的直径的圆周上，该直径大体上大于或小于圆周C1的直径。
在此处所示的示例中，连接元件40是可弹性变形的并且可以由叶片形成，叶片本身是可弹性变形的。叶片被限定为薄且长的带状件，该带状件的厚度小于该带状件的宽度，该带状件的宽度在大体上平行于轴线X的方向上延伸。叶片插入在环12的内圆柱形边缘12c和支撑件16的外圆柱形边缘16c之间。特别地，叶片中的每一个通过其第一径向外端部40a连接到支撑件16的边缘16c，并且通过其第二径向内端部40b连接到环12的边缘12c。
连接元件40被封闭在环形容置部60中。该容置部60由内圆柱形边缘12c和外圆柱形边缘16c径向地界定，并且由圆柱形部分12b、16b的组合余量(surépaisseur cumulée)和环形连接板62侧向地封闭，环形空间50在圆柱形部分12b、16b之间延伸。连接板62被理解为薄壁，特别是连接板62的厚度小于边缘12c、16c的厚度，该连接板通过与环12和支撑件16形成一体件而将边缘12c、16c接合。连接板62是可弹性变形的，并且可以在径向方向上呈现波纹形状。例如，连接板62可以采用波纹管的总体形状或该连接板的横截面可以为Ω形。
该形状使得连接板62在轴向方向上吸收环12和支撑件16之间的相对移位。连接板62还具有为形成阻尼油膜所在的环形空间50提供侧向密封的优点。由于连接板62与环12和支撑件16为一体件，则油不能从装置中侧向地逸出。
应当理解，容置部60可以容纳来自环形空间50的油。换言之，连接元件40可以浸入油中。
至少一个油排出孔口(未示出)可以存在于容置部60中。该孔口被校准，以便以如下所述的流率将油从容置部60排出，该流率与在环形空间50中形成阻尼油膜所需的油流率相等。此外，为了确保更好的排出，这些孔口可以通向第二环形凹槽。
在此处未示出的变型中，环形部段轴向地界定了环形空间50。应当理解，仅环形空间50包含油。每个部段包括被校准的泄漏，以便以如下所述的流率将油从环形空间50排出，该流率大体上低于向环形空间50的供给流率。该泄漏被校准为具有如下所述的流率，该流率大体上低于穿过容置部60中的排出孔口的排出流率。油通过低位出口而排出。
在图3和图4所示的示例中，叶片各自具有大致“S”形形状。这种形状具有在叶片的端部40a、40b的水平处具有弯曲部41a、41b的优点。在第一端部40a的水平处的第一弯曲部41a被定向在第一取向上，并且在第二端部40b的水平处的第二弯曲部41b被定向在与第一取向相反的第二取向上。
“S”形形状还具有带有对称中心的优点。该对称中心对应于形状的几何中心，并且大约位于圆周C1上。这样，第一端部40a和支撑件16之间的第一接合部相对于该对称中心与第二端部40b和环12之间的第二接合部对称。此外，位于同一平面中的第一接合部、第二接合部和对称中心与装置的被轴线X穿过的中心径向地对准。
“S”形形状的另一个优点是，该形状根据负载的方向给予元件40至少两个不同的刚度。事实上，在被称为竖直负载的负载下，即在与弯曲部41a、41b相切的方向上，元件40可以形变。弯曲部41a、41b确保了元件40的柔性。在被称为与竖直负载垂直的水平负载的载荷下，元件40不形变。
该“S”形形状不受限制，叶片可以采用在与发动机轴的旋转轴线(换言之，轴线X)正交的平面中的两个方向上提供不同刚度的任何形状。
连接元件40或叶片围绕轴线X布置。连接元件或叶片可以以规则的间距分布，即两个连续元件40之间的距离相同。连接元件或叶片也可以以不规则的间距分布，即元件40之间的距离可以变化。在非限制性示例中，可以存在第一组元件40和第二组元件40，第一组元件以同一距离或同一间距彼此间隔开，第二组元件以同一距离彼此间隔开，但以不同距离与第一组元件间隔开。这意味着元件40之间的间距可以是规则的和/或不规则的。
装置可以通过增材制造来生产。这可以是例如通过粉末烧结的金属增材制造。由于装置可以包括具有特定构造的元件40，该技术尤其使得能够通过消除组装步骤和调整步骤来简化装置的生产。此外，这意味着可以在开发阶段简单地且快速地更改部件的构型。
图4示出了装置的部段的横截面。一组元件40围绕轴线X分布。应当理解，笼架10相对于轴线X不是轴对称的，并且该笼架的刚度也不是轴对称的。元件40中的每一个相对于径向方向以给定的角度布置。换言之，每个元件40具有该元件自身相对于径向方向的倾斜度。这样，当装置在第一方向(箭头F1)或在与第一方向正交的第二方向(箭头F2)上受负载时，获得总刚度。第一方向例如可以是竖直的，而与第一方向正交的第二方向例如可以是水平的。由于这种给定的倾斜度，应当理解，每个元件40根据负载F1或F2不同地形变，并且具有该元件自身的特定刚度。这样，所有元件40一起工作，从而使得能够限制应力的集中。
图5示出了装置的实施例的另一个示例。在该示例中，装置类似于上述装置。装置包括第一组元件40和第二组元件40’。第二组元件40’相对于对称平面A与第一组元件40对称。尽管此处没有示出，装置还可以包括另外两组元件40、40’：第三组元件40’和第四组元件40。第三组元件40’可以相对于对称平面B与第一组元件40相对地定位。我们理解，第三组元件与第二组元件相同。第四组元件40可以相对于平面B与第二组元件40’相对地定位，第四组元件与第二组元件对称。应当理解，第四组元件相对于平面A也与第三组元件对称，并且还应当理解，第四组元件与第一组元件40相同。
对于每组元件40、40’，第一给定间距将元件40、40’分开。应清楚，对于每组元件，该第一间距是相同的。与第一间距不同的第二间距将每组元件分开。该第二间距可以小于或大于第一间距。
本发明还涉及一种包括至少一个如上所述的装置的飞行器涡轮发动机。
因此，根据本发明的装置和柔性笼架的优点在于，笼架的刚度根据在与笼架的主轴线横向的方向上传递到笼架的力的角位置而不同。
为了使轴稳定，在不同的横向方向上提供不同的刚度是特别有用的，因为这使得能够降低由装置引导的轴中出现不稳定性所在的速度。

Claims (9)

1.一种用于对飞行器涡轮发动机的轴进行定心和引导的装置，该装置包括：
-滚动轴承的外环(12)，该环围绕轴线(X)延伸，
-围绕所述轴线(X)并且至少部分地围绕所述环(12)延伸的环形轴承支撑件(16)，
-用于将所述环连接到所述支撑件的至少一个系列的连接元件(40)，这些元件是可弹性变形的并以特定于每个元件的相对于径向方向的倾斜度围绕所述轴线(X)分布，所述连接元件插入在所述环(12)的内圆柱形边缘(12c)和所述支撑件(16)的外圆柱形边缘(16c)之间，所述外圆柱形边缘围绕所述内边缘延伸，并且每个连接元件包括用于连接到所述外圆柱形边缘的第一径向外端部(40a)和用于连接到所述内圆柱形边缘的第二径向内端部(40b)，
所述环、所述支撑件和所述连接元件形成为一体件，
其特征在于，所述连接元件(40)被封闭在由所述边缘(12c，16c)径向界定的环形容置部(60)中，所述环形容置部由可弹性变形的环形连接板(62)侧向地封闭，所述环形连接板将所述边缘(12c，16c)连接并且与所述环(12)和所述支撑件(16)形成为一体件。
2.根据前一项权利要求所述的装置，其中，所述外环(12)包括外圆柱形表面(12d)，所述外圆柱形表面与所述支撑件(16)的内圆柱形表面(16a)一起限定了用于形成阻尼油膜的环形空间(50)。
3.根据前一项权利要求所述的装置，其中，所述连接元件(40)位于所述空间(50)的轴向端部处，并且位于具有以下所述的直径的圆周(C1)上，所述直径大体上等于所述空间的直径。
4.根据前述权利要求中任一项所述的装置，其中，所述连接元件(40)由叶片形成。
5.根据前一项权利要求所述的装置，其中，所述叶片各自是大致S形的。
6.根据权利要求4或5所述的装置，其中，第一系列叶片和第一连接板(62)位于所述装置的一个轴向端部处，第二系列叶片和第二连接板(62)位于所述装置的相对轴向端部处。
7.根据从属于权利要求2或3的前一项权利要求所述的装置，其中，所述第一连接板和第二连接板(62)形成用于所述空间(50)的侧向密封件，所述支撑件包括至少一个供给孔(52)和用于将油从该空间排出的至少一个孔。
8.根据前述权利要求中任一项所述的装置，其中，所述连接板(62)是大致波纹管形的。
9.一种包括至少一个根据前述权利要求中任一项所述的装置的飞行器涡轮发动机。
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