CN204289310U - 航空发动机主动熔断装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及一种航空发动机主动熔断装置，包括：熔断机构(10)和作动机构(20)，熔断机构(10)安装在风扇前轴(4)的外壁上，作动机构(20)安装在轴承支撑锥(5)的内壁上，能够在接收到熔断信号后运动到预设位置，并触发熔断机构(10)动作，使得轴承支撑锥(5)失效。本实用新型的航空发动机主动熔断装置此种机械式主动熔断装置可以有效减少熔断响应时间，增加熔断装置的敏感度和精准度；并且能够准确控制支撑结构的失效时间，从而降低发动机系统的设计载荷，进而降低设计难度和成本。

Description

航空发动机主动熔断装置

技术领域

本实用新型涉及航空发动机领域，尤其涉及一种航空发动机主动熔断装置。

背景技术

在民用航空发动机运行过程中，风扇叶片由于外物吸入或疲劳等因素导致风扇叶片脱落(FBO)的情况不可避免。当前，民用航空发动机的涵道比越来越高，风扇直径越来越大，由于风扇叶片脱落导致的冲击碰撞载荷及不平衡载荷也越来越高。

为了降低发动机各部件在发生FBO事件时所承受的极限载荷，通常采用熔断设计来降低该载荷。熔断设计的原理是在轴承支撑结构上设置一个机械性能较为薄弱的部位(如缩颈螺栓、熔断销钉等)，该性能薄弱部位在承受大于预设的载荷下失效，这样可以吸收部分FBO产生的能量，并改变转子的支撑结构，使FBO载荷重新分布，从而优化各个部件的载荷，满足安全性要求。

在传统的熔断设计中，都是采用被动的熔断方式，可能会导致当部分叶片脱落导致的载荷等于或稍微高于主动失效门槛值的时候，熔断装置不能立即失效，从而导致更大的极限载荷，给各个部件系统提出了更高的设计要求，增加了发动机设计的难度和成本。

图1为现有技术中被动熔断装置的结构示意图，风扇叶片1a与风扇前轴4a固定连接，风扇前轴4a通过一号轴承3a和二号轴承6a进行支撑，能够沿周向中心线7a旋转，一号轴承3a的外环通过剪切销2a与轴承支撑锥5a固定连接，二号轴承6a的外环通过螺栓与轴承支撑锥5a固定连接，轴承支撑锥5a固定在中介机匣8a上。当发生风扇叶片脱落时产生的弯矩大于剪切销2a的预定弯矩时就会断裂，使得载荷不会通过轴承支撑锥5a传递给中介机匣8a。

但是此种设计薄弱部位的熔断方式，当发动机发生了部分叶片脱落时，其产生的动态载荷刚好低于主动失效门槛时，熔断设计不会立即失效，而发动机继续旋转，在此情况下产生的载荷可能会超过按照整个叶片脱落情况下熔断设计快速失效产生的瞬态载荷。也就是说，现有技术的熔断设计方法对于在主动失效门槛值附近的载荷灵敏度不高，熔断装置作动时间较长，可能达不到即时熔断的效果。

实用新型内容

本实用新型的目的是提出一种航空发动机主动熔断装置，能够在发生风扇叶片脱落情况时，迅速使支撑结构失效，实现即时熔断。

为实现上述目的，本实用新型提供了一种航空发动机主动熔断装置，包括：熔断机构10和作动机构20，所述熔断机构10安装在风扇前轴4的外壁上，所述作动机构20安装在轴承支撑锥5的内壁上，能够在接收到熔断信号后运动到预设位置，并触发所述熔断机构10动作，使得所述轴承支撑锥5失效。

进一步地，所述熔断机构10包括：基座、主动破坏部件、限制部件和触发部件；所述基座具有中空结构并安装在所述风扇前轴4的外壁上，所述主动破坏部件设置在所述基座的所述中空结构中，所述限制部件设置在所述基座上，能够将所述主动破坏部件限制在所述基座中，在所述作动机构20到达预设位置后，将所述触发部件触发，使得所述限制部件对所述主动破坏部件的限制解除，从而对所述轴承支撑锥5形成机械冲击和沿周向持续的摩擦破坏。

进一步地，所述基座为开设有内孔的冲击锥支撑筒103；所述主动破坏部件设置在所述冲击锥支撑筒103的所述内孔中，包括冲击锥102，所述冲击锥102和所述冲击锥支撑筒103之间设有弹簧106，所述冲击锥102和所述弹簧106之间设有冲击锥支撑块104；所述限制部件为设置在所述冲击锥支撑筒103顶端的冲击锥释放挡板101。

进一步地，所述触发部件安装在所述冲击锥释放挡板101靠近所述作动机构20的一侧，所述触发部件为冲击锥释放开关105或者位置传感器。

进一步地，所述作动机构20包括：驱动部件、导向部件和指示部件，所述驱动部件和所述导向部件安装在所述轴承支撑锥5的内壁上，所述驱动部件能够在接收到所述熔断信号后，驱动所述指示部件在所述导向部件的限制下运动；所述指示部件的一端嵌合在所述导向部件中，能够在运动到预设位置时触发所述熔断机构10。

进一步地，所述驱动部件为液控或电控的作动筒201，所述导向部件为导轨202，所述指示部件包括作动块203和作动指示杆204，所述作动块203嵌合在所述导轨202上，所述作动指示杆204固定在所述作动块203上。

进一步地，所述熔断机构10沿所述风扇前轴4的周向设置有多个，或所述作动机构20沿所述轴承支撑锥5的周向设置有一个或多个。

进一步地，当所述作动机构20设置多个时，多个所述作动机构20通过同步信号线205控制。

进一步地，所述指示部件沿所述轴承支撑锥5的周向设置有多个，所述驱动部件的数量小于等于所述指示部件的数量，多个所述指示部件通过同步环连接。

进一步地，所述主动破坏部件尖端的硬度高于所述轴承支撑锥5，或所述主动破坏部件尖端的外表面上还附着有陶瓷层或渗氮层。

基于上述技术方案，本实用新型实施例的航空发动机主动熔断装置，设置有熔断机构和作动机构，其中作动机构能够在接收到熔断信号后运动到预设位置，并触发熔断机构动作，随着风扇前轴的旋转，迅速使轴承支承锥失效，达到即时熔断的效果。此种机械式主动熔断装置可以有效减少熔断响应时间，增加熔断装置的敏感度和精准度；并且能够准确控制支撑结构的失效时间，从而降低发动机系统的设计载荷，进而降低设计难度和成本。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本实用新型的进一步理解，构成本申请的一部分，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。在附图中：

图1为现有技术航空发动机被动熔断装置的一个实施例的结构示意图；

图2为本实用新型航空发动机的轴承支撑结构示意图；

图3为本实用新型航空发动机主动熔断装置一个实施例的剖视图；

图4为本实用新型航空发动机主动熔断装置一个实施例的侧向结构局部放大图；

图5为本实用新型航空发动机主动熔断装置一个实施例的作动机构局部放大图；

图6为本实用新型航空发动机主动熔断装置一个实施例的轴向结构局部放大图；

图7为本实用新型航空发动机主动熔断装置一个实施例的熔断状态侧向结构示意图；

图8为本实用新型航空发动机主动熔断装置另一个实施例的作动机构示意图。

附图标记说明

1a－风扇叶片；2a－剪切销；3a－一号轴承；4a－风扇前轴；5a－轴承支撑锥；6a－二号轴承；7a－轴向中心线；8a－中介机匣；

1－风扇叶片；2－增压级机匣；3－一号轴承；4－风扇前轴；5－轴承支撑锥；6－二号轴承；7－低压轴；8－中介机匣；9－轴向中心线；10－熔断机构；101－冲击锥释放挡板；102－冲击锥；103－冲击锥支撑筒；104－冲击锥支撑块；105－冲击锥释放开关；106－弹簧；20－作动机构；201－作动筒；202－导轨；203－作动块；204－作动指示杆；205－同步信号线。

具体实施方式

下面通过附图和实施例，对本实用新型的技术方案做进一步的详细描述。

图2为本实用新型航空发动机的一号和二号轴承支撑结构示意图，这里以高低压双转子发动机为例，风扇叶片1安装在风扇前轴4的前端，低压轴7与风扇前轴4同轴连接，通过一号轴承3和二号轴承6支撑，并可绕轴向中心线9旋转，这两个轴承的外环由轴承支撑锥5进行支撑，轴承支撑锥5的外部由增压级机匣2包围，并在靠近二号轴承6的一侧与中介机匣8固定连接，其中风扇前轴4和轴承支撑锥5在轴向截面上一般呈扩张的结构形式。

当发动机发生FBO故障时，发动机运转在较高的转速，产生的径向不平衡载荷很大，达到几十吨甚至上百吨力，径向不平衡载荷会通过轴承传递给轴承支撑锥5，之后传递到中介机匣8，再通过安装系统传递给飞机，若要求发动机完全承受FBO载荷，则对发动机的整体结构强度提出很高的要求，增加了发动机设计的难度和成本。为了降低发生FBO故障时发动机各部件承受的极限载荷，现有技术采用设计薄弱环节的熔断方式来降低载荷，但是该装置在主动失效门槛值附近的载荷灵敏度不高，熔断装置作动时间较长，可能达不到即时熔断的效果。因而本实用新型提供了一种基于主动判断的机械式熔断装置，能够缩短熔断时间，提高动作可靠性，从而保证发动机的安全性。

图3为本实用新型航空发动机主动熔断装置一个实施例的剖视图，包括：熔断机构10和作动机构20，熔断机构10安装在风扇前轴4的外壁上，作动机构20安装在轴承支撑锥5的内壁上，能够在接收到熔断信号后运动到预设位置，并触发熔断机构10动作，使得轴承支撑锥5失效。

此实施例的航空发动机主动熔断装置具有主动判断的功能，当监测数据略低于或等于主动失效门槛对应的监测量时，信号处理器将发出熔断信号，此处的熔断信号是指信号处理器向主动熔断装置所发的控制信号，当主动熔断装置中的作动机构在接收到该熔断信号后运动到预设位置，并触发熔断机构动作，随着风扇前轴的旋转，迅速使轴承支承锥失效，达到即时熔断的效果。熔断后一号轴承和二号轴承的连接方式改变，风扇叶片脱落产生的径向力和扭矩将不会通过轴承支撑锥传递给中介机匣，再通过安装系统传递给飞机，由此降低传递至轴承和安装系统上的载荷。

与现有技术相比，此种机械式主动熔断装置可以有效减少熔断响应时间，增加熔断装置的敏感度和精准度，在熔断的过程中产生的持续摩擦力也会加速低压转子降低转速，降低由此产生的不平衡载荷，提高了发动机的安全性；并且能够准确控制支撑结构的失效时间，从而降低发动机系统的设计载荷，进而降低设计难度和成本。

上述实施例中的熔断机构10可以包括：基座、主动破坏部件、限制部件和触发部件；基座具有中空结构并安装在风扇前轴4的外壁上，主动破坏部件设置在基座的中空结构中，限制部件设置在基座上，能够将主动破坏部件限制在基座中，在作动机构20到达预设位置后，将触发部件触发，使得限制部件对主动破坏部件的限制解除，从而对轴承支撑锥5形成机械冲击和沿周向持续的摩擦破坏。

具体地，如图4所示的航空发动机主动熔断装置的侧向结构局部放大图和图6所示的轴向结构局部放大图，基座为开设有内孔的冲击锥支撑筒103；主动破坏部件设置在冲击锥支撑筒103的内孔中，包括冲击锥102，冲击锥102和冲击锥支撑筒103之间设有弹簧106，冲击锥102和弹簧106之间设有冲击锥支撑块104；限制部件为设置在冲击锥支撑筒103顶端的冲击锥释放挡板101。其中，冲击锥102的形状可以根据需要设计，最好是顶部具有锐利的尖端，以便能够快速地将轴承支撑锥5破坏。而且，轴承支撑锥5在航空发动机的设计中一般选取钛合金材料，冲击锥102应选取硬度比轴承支撑锥5硬度高且耐温性能好的材料，如不锈钢或合金钢等，或者进一步在原材料上附着一层硬度高，耐温性能好的涂层，如陶瓷层或渗氮层等。

进一步地，限制部件还包括设置在冲击锥102和冲击锥支撑筒103之间的弹簧106，在冲击锥102和弹簧106之间还设有冲击锥支撑块104。

进一步地，触发部件安装在冲击锥释放挡板101靠近作动机构20的一侧，触发部件为冲击锥释放开关105或者位置传感器。当触发部件采用冲击锥释放开关105时，冲击锥释放开关105由一根连接杆(图中未标出)与冲击锥释放挡板101相连，当冲击锥释放开关105受到作动指示杆204的碰撞后，将通过这根连接杆使冲击锥释放挡板101动作，使得冲击锥支撑筒103顶端形成供冲击锥102弹出的通道，从而释放弹簧106将冲击锥102弹出。冲击锥释放挡板101可以是能够打开的上盖或者经旋转可错离原位的结构，当然，也可以采用其它可实现的结构。熔断后，对冲击锥释放挡板101的状态没有限制，可以从冲击锥支撑筒103上脱落，也可以不脱落。当触发部件采用位置传感器时，不需要直接接触或机械碰撞即可触发熔断机构10，位置传感器可以实时检测到作动机构20的运动位置，当即将运动到预设位置时就能够预先进行判断。

前述的图4和图6所示的实施方式中，当冲击锥释放开关105未被触发时，冲击锥102在冲击锥释放挡板101的限制下全部位于冲击锥支撑筒103内，此时弹簧106处于压缩状态，冲击锥支撑块104用于对冲击锥102提供更稳定的支撑。参见图7所示的一个实施例的熔断状态侧向结构示意图，一旦作动机构20碰撞冲击锥释放开关105后，通过连接杆将冲击锥释放挡板101触发，从而将弹簧106释放，冲击锥102在弹簧106的作用下以一定速度快速弹出，随着风扇前轴4的转动，在轴承支撑锥5的内壁持续形成环形破坏区域，进而累积达到轴承支撑锥5的结构失效。破坏过程中冲击锥102对轴承支撑锥5的机械冲击和持续摩擦产生的高温均为加速轴承支撑锥快速失效的原因。

在本实用新型的上述实施例中，作动机构20包括：驱动部件、导向部件和指示部件，驱动部件和导向部件安装在轴承支撑锥5的内壁上，驱动部件能够在接收到熔断信号后，驱动指示部件在导向部件的限制下运动；指示部件的一端嵌合在导向部件中，能够在滑动到预设位置时触发熔断机构10。

具体地，如图4所示的航空发动机主动熔断装置的侧向结构局部放大图和图5所示的作动机构轴向结构的局部放大图，驱动部件为液控或电控的作动筒201，导向部件为导轨202，指示部件包括作动块203和作动指示杆204，作动块203嵌合在导轨202上，作动指示杆204固定在作动块203上。

其中，作动块203运动到预定位置的方式是多样的，采用的驱动部件除了选择液控或电控的作动筒201，还可以选择直线电机，也可以是轨道上具有动力的可移动式小车，只要能够驱动作动块203运动即可。

进一步地，作动块203在导轨202上运动也可以有多种实现方式，可以按照图5的方式，导轨202上开设有槽，作动块203嵌合在导轨202的槽中，并能沿着槽进行滑动。另外，导轨202还可以是圆柱形导轨，作动块203滑动轴承套设在导轨202上实现运动。再如导轨202是工字型或其它截面形状的导轨，作动块203卡合在导轨202上实现运动。

优选地，作动指示杆204的形状也可以是多样的，可以是圆柱形，也可以是矩形柱或者其它形状，只要能碰触到冲击锥释放开关105或者能被位置传感器检测到即可。

接着对图4和图5所示的作动机构20的工作过程进行说明，发动机的某个支撑机构处安装传感器，用于检测FBO事件下的参数，当监测的变量略低于或等于主动失效门槛对应的检测量时，信号处理器及时将信号反馈给作动机构20，其中的作动筒201立即推动作动块203沿着导轨202运动到预设位置，如图7所示，这里的预设位置是指作动指示杆204能与旋转的冲击锥释放挡板101发生碰撞的位置，更上位的来讲，是指示部件能与旋转的限制部件发生碰撞的位置，此时作动指示杆204会碰撞旋转的冲击锥释放挡板101上的冲击锥释放开关105，在此碰撞作用下，冲击锥释放开关105会通过连接的杆将冲击锥释放挡板101从冲击锥支撑筒103顶端打开，受压的弹簧106会将冲击锥102释放弹出进而冲击轴承支撑锥5，并且在风扇前轴4的旋转驱动下，使得轴承支撑锥5在短时间内失效。

除了上述典型的只采用一个熔断机构10对应一个作动机构20的实施方案，还可以将熔断机构10沿风扇前轴4的周向设置多个，或作动机构20沿轴承支撑锥5的周向设置有一个或多个。进一步地，当作动机构20设置多个时，多个作动机构20通过同步信号线205控制。进一步地，指示部件沿轴承支撑锥5的周向设置有多个，但驱动部件的数量小于指示部件的数量，多个指示部件通过同步环连接。

多个作动机构20可更快的使熔断机构10起作用，多个熔断机构10可提供更大的冲击力和对轴承支撑锥5更大的摩擦力，同时每个熔断机构10只需破坏圆弧上的一段即可，从而更快地使轴承支撑锥5失效。因此，为了更快的实现熔断，可设置多个驱动部件、多个指示部件和多个熔断机构10，工程人员可以根据实际情况组合设计。下面将给出几种可实现的例子，但不局限于此。

在第一实施例中，将熔断机构10沿风扇前轴4的周向设置多个，而作动筒201只设置一个，导轨202、作动块203和作动指示杆204对应地设置多个，由一个同步环将多个作动指示杆204连接起来，同步环可以设计为圆环型的杆子，当作动筒201收到熔断信号后，推动作动块203，由同步环将多个作动指示杆204沿着导轨202驱动，从而达到加速熔断的效果。

在第二实施例中，将熔断机构10沿风扇前轴4的周向设置多个，对应地设置数目相同的导轨202、作动块203和作动指示杆204，作动筒201的数量小于等于作动指示杆204的数量，此时也可以采用同步环将多个作动指示杆204沿着导轨202驱动，从而达到加速熔断的效果。

在第三实施例中，将熔断机构10沿风扇前轴4的周向设置多个，对应地沿轴承支撑锥5的周向设置数量相同的作动机构20，每个作动机构20对应一个熔断机构10，而且每个作动机构20均包含作动筒201、作动导轨202、作动块203和作动指示杆204。如图8所示，将多个作动机构20中的作动筒201通过同步信号线205连接，能够对多个作动筒201实现同步控制，从而同步驱动作动指示杆204运动，这种实施例中所有的熔断机构10同时起作用，熔断速度很快，可靠性高。

本实用新型上述的各个实施例均具有熔断时间短、响应快和可靠性高的优点，实际中可以根据发动机上风扇叶片失效时对应的载荷情况，选取合适的实施方式，也可以基于本实用新型的实现原理进行扩展设计。

最后应当说明的是：以上实施例仅用以说明本实用新型的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本实用新型进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本实用新型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；而不脱离本实用新型技术方案的精神，均应涵盖在本实用新型请求保护的技术方案范围当中。

Claims (10)

1.一种航空发动机主动熔断装置，其特征在于，包括：熔断机构(10)和作动机构(20)，所述熔断机构(10)安装在风扇前轴(4)的外壁上，所述作动机构(20)安装在轴承支撑锥(5)的内壁上，能够在接收到熔断信号后运动到预设位置，并触发所述熔断机构(10)动作，使得所述轴承支撑锥(5)失效。

2.根据权利要求1所述的航空发动机主动熔断装置，其特征在于，所述熔断机构(10)包括：基座、主动破坏部件、限制部件和触发部件；所述基座具有中空结构并安装在所述风扇前轴(4)的外壁上，所述主动破坏部件设置在所述基座的所述中空结构中，所述限制部件设置在所述基座上，能够将所述主动破坏部件限制在所述基座中，在所述作动机构(20)到达预设位置后，将所述触发部件触发，使得所述限制部件对所述主动破坏部件的限制解除，从而对所述轴承支撑锥(5)形成机械冲击和沿周向持续的摩擦破坏。

3.根据权利要求2所述的航空发动机主动熔断装置，其特征在于，所述基座为开设有内孔的冲击锥支撑筒(103)；所述主动破坏部件设置在所述冲击锥支撑筒(103)的所述内孔中，包括冲击锥(102)，所述冲击锥(102)和所述冲击锥支撑筒(103)之间设有弹簧(106)，所述冲击锥(102)和所述弹簧(106)之间设有冲击锥支撑块(104)；所述限制部件为设置在所述冲击锥支撑筒(103)顶端的冲击锥释放挡板(101)。

4.根据权利要求3所述的航空发动机主动熔断装置，其特征在于，所述触发部件安装在所述冲击锥释放挡板(101)靠近所述作动机构(20)的一侧，所述触发部件为冲击锥释放开关(105)或者位置传感器。

5.根据权利要求1所述的航空发动机主动熔断装置，其特征在于，所述作动机构(20)包括：驱动部件、导向部件和指示部件，所述驱动部件和所述导向部件安装在所述轴承支撑锥(5)的内壁上，所述驱动部件能够在接收到所述熔断信号后，驱动所述指示部件在所述导向部件的限制下运动；所述指示部件的一端嵌合在所述导向部件中，能够在运动到预设位置时触发所述熔断机构(10)。

6.根据权利要求5所述的航空发动机主动熔断装置，其特征在于，所述驱动部件为液控或电控的作动筒(201)，所述导向部件为导轨(202)，所述指示部件包括作动块(203)和作动指示杆(204)，所述作动块(203)嵌合在所述导轨(202)上，所述作动指示杆(204)固定在所述作动块(203)上。

7.根据权利要求1所述的航空发动机主动熔断装置，其特征在于，所述熔断机构(10)沿所述风扇前轴(4)的周向设置有多个，或所述作动机构(20)沿所述轴承支撑锥(5)的周向设置有一个或多个。

8.根据权利要求1所述的航空发动机主动熔断装置，其特征在于，当所述作动机构(20)设置多个时，多个所述作动机构(20)通过同步信号线(205)控制。

9.根据权利要求5所述的航空发动机主动熔断装置，其特征在于，所述指示部件沿所述轴承支撑锥(5)的周向设置有多个，所述驱动部件的数量小于等于所述指示部件的数量，多个所述指示部件通过同步环连接。

10.根据权利要求2所述的航空发动机主动熔断装置，其特征在于，所述主动破坏部件尖端的硬度高于所述轴承支撑锥(5)，或所述主动破坏部件尖端的外表面上还附着有陶瓷层或渗氮层。