CN206256937U - 轴承支承结构及航空发动机 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及一种轴承支承结构及航空发动机，轴承支承结构包括可局部失效的连接件、用于支承在发动机转子上轴承的第一支承壁(1.1)和第二支承壁(1.2)，所述第一支承壁(1.1)与所述第二支承壁(1.2)的连接位置分别设有第一法兰(1.1.1)和第二法兰(1.2.1)，所述第一法兰(1.1.1)和所述第二法兰(1.2.1)通过所述连接件进行固定连接；所述连接件能够在受到超过预设阈值的作用力时局部失效，以使得所述第一法兰(1.1.1)和所述第二法兰(1.2.1)在所述连接件的连接下能够相对运动。本实用新型能够消除了轴承支承结构完全断裂所带来的各种风险和危害，并且由于法兰之间可以相对运动，因此能够降低轴承的支承刚度，改变载荷的传递路径，减少传递的不平衡载荷。

Description

轴承支承结构及航空发动机

技术领域

本实用新型涉及安全设计领域，尤其涉及一种轴承支承结构及航空发动机。

背景技术

航空发动机在运行过程中，可能会因为外物吸入、疲劳等不可避免的原因导致一片或多片风扇叶片脱落(Fan Blade Out，简称FBO)。FBO事件会导致风扇转子产生巨大的不平衡载荷，需要经过适航认证来保证飞机的安全。

为了克服FBO所带来的巨大的不平衡载荷，传统方式是增加发动机传力路径上的各个部件(例如转子支承结构、承力机匣、安装系统等)的结构强度，使其具备较高的应力裕度储备。然而，这势必会造成发动机重量增大，不利于提高发动机的工作效率。

另一种解决方式是采用熔断设计，即在距离风扇最近的1#轴承附近设置熔断部件。所谓熔断部件是指机械性能薄弱的结构，能够在预定载荷(熔断阀值)作用下失效。当FBO事件发生后，1#轴承附近的熔断部件失效，低压转子的临界转速降低，远小于工作转速，使低压转子处于超临界状态，绕轨运动半径减小，从而降低了输入的不平衡载荷；另一方面，熔断部件失效改变了FBO载荷向静子机匣传递的路径，使FBO载荷重新分布，有效保护发动机的安全。

然而，现有熔断设计要求1#轴承支承结构在FBO事件发生后完全断裂，导致低压转子完全丧失了在1#轴承处的支承和约束，这又会进一步增大风扇的摆动半径，使低压轴在2#轴承处容易产生应力集中。对于钛合金风扇叶片来说，叶片过度与机匣碰磨则可能引起火灾。

另一方面，对于1#轴承采用止推轴承的三支点转子结构或双支点转子结构，如果完全失去1#轴承处的支承，则会使转轴失去轴向约束，可能引起低压转子飞脱，从而引发灾难性后果。

实用新型内容

本实用新型的目的是提出一种轴承支承结构及航空发动机，能够在熔断部件失效后仍然提供轴承支承和约束作用。

为实现上述目的，本实用新型提供了一种轴承支承结构，包括可局部失效的连接件、用于支承在发动机转子上轴承的第一支承壁和第二支承壁，所述第一支承壁与所述第二支承壁的连接位置分别设有第一法兰和第二法兰，所述第一法兰和所述第二法兰通过所述连接件进行固定连接；所述连接件能够在受到超过预设阈值的作用力时局部失效，以使得所述第一法兰和所述第二法兰在所述连接件的连接下能够相对运动。

进一步的，所述连接件包括螺栓和限位结构，所述螺栓穿设在所述第一法兰和所述第二法兰上设置的安装孔中，所述限位结构用于限制所述第一法兰与所述第二法兰的位置关系，并在受到超过预设阈值的作用力时失效，解除对所述第一法兰和所述第二法兰之间的位置限制，以使所述第一法兰和所述第二法兰在所述螺栓的连接下能够相对运动。

进一步的，所述限位结构的屈服强度小于所述螺栓、所述第一法兰和所述第二法兰的屈服强度，能够在受到超过预设阈值的作用力时屈服变形。

进一步的，所述限位结构的断裂强度小于所述螺栓、所述第一法兰和所述第二法兰的断裂强度，能够在受到超过预设阈值的作用力时断裂脱落。

进一步的，所述限位结构为套设在所述螺栓的螺杆部分的弹性限位外圈，该弹性限位外圈安装在所述螺栓的限位端与所述第一法兰和/或所述第二法兰之间。

进一步的，所述第一法兰和所述第二法兰分别与所述第一支承壁和所述第二支承壁垂直，所述螺栓垂直穿设于所述第一法兰和所述第二法兰之间。

进一步的，在所述弹性限位外圈与所述螺栓的限位端或所述第一法兰或所述第二法兰之间还设有垫片。

进一步的，在所述第一法兰和所述第二法兰之间还设有支承导向结构，能够在所述连接件局部失效时引导所述第一法兰和所述第二法兰之间的相对运动方向。

进一步的，所述支承导向结构包括在所述第一法兰的端部朝向所述第二法兰的方向上设置的凸缘，在所述第一法兰和所述第二法兰通过所述连接件进行固定连接时，所述第二法兰的部分外轮廓搭靠在所述凸缘上。

进一步的，所述连接件沿所述第一支承壁或所述第二支承壁的周向布置有多个。

进一步的，多个所述连接件在所述第一支承壁或所述第二支承壁的周向上均匀布置。

为实现上述目的，本实用新型还提供了一种航空发动机，包括前述的轴承支承结构。

基于上述技术方案，本实用新型在两段支承壁之间的连接法兰上设置可局部失效的连接件来进行连接，利用该连接件在受到超过预设阈值的作用力时局部失效的特性，使得连接件失效前的法兰之间的固定连接关系在连接件部分失效后，转变为在保持法兰连接下且法兰可相对运动的约束形式，这样就能够使轴承支承结构在发生事故时不会完全释放轴承的支承和约束，进而消除了轴承支承结构完全断裂所带来的各种风险和危害，并且由于法兰之间可以相对运动，因此能够降低轴承的支承刚度，改变载荷的传递路径，减少传递的不平衡载荷。

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为本实用新型航空发动机的一实施例的局部结构示意图。

图2为本实用新型轴承支承结构的一实施例的结构示意图。

图3为图2实施例连接件处于正常状态下的示意图。

图4为图2实施例连接件处于局部失效状态下的示意图。

附图标记说明

1.1、第一支承壁；1.2、第二支承壁；1.3、螺栓；1.4、弹性限位外圈；1.5、垫片；1.1.1、第一法兰；1.1.2、凸缘；1.2.1、第二法兰；

2、发动机轴向中心线；3、进气锥；4、短舱；5、风扇叶片；6、增压级叶片；7、中介机匣出口导叶；8、1#轴承；9、风扇轴；10、2#轴承；A、轴承支承结构。

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。

考虑到现有的熔断设计在发生FBO事件时所产生的很多安全风险来自于低压转子在1#轴承处的支承和约束的完全释放，因此发明人在本实用新型中设计了一种当受到强烈作用力时，使发动机转子在轴承处的支承和约束不会完全释放的结构，进而来消除这些安全风险。

如图1所示，为本实用新型航空发动机的一实施例的局部结构示意图。图1所示的航空发动机为高低压双转子结构的涡扇发动机，其前端部分涉及到多个组成部件，例如：进气锥3、短舱4、风扇叶片5、增压级叶片6、中介机匣出口导叶7、1#轴承8、风扇轴9、2#轴承10和轴承支承结构A(虚线椭圆内所示)。风扇轴9由1#轴承8和2#轴承10共同支承，其中1#轴承8可采用滚珠轴承，以便对风扇轴8同时提供轴向和径向约束；2#轴承10可采用滚棒轴承，以便对风扇轴8提供径向约束。轴承支承结构A用于将1#轴承8连接到中介机匣上，给风扇转子向静子件中介机匣提供传递载荷的重要路径。

图2示出了一种轴承支承结构实施例的具体结构形式。在图2中，轴承支承结构A包括可局部失效的连接件、用于支承在发动机转子上轴承的第一支承壁1.1和第二支承壁1.2。其中，该轴承可以为图1中的1#轴承8，也可以为发动机其他位置的轴承。

在图2所示实施例中，第一支承壁1.1和第二支承壁1.2为相邻且分段的两个支承壁结构，对于其他轴承支承结构来说，第一支承壁1.1和第二支承壁1.2各自均可为一个或多个。其设置形式可以交错布置，也可以采取其他布置方式。第一支承壁1.1和第二支承壁1.2可以根据发动机结构设置成薄壁环形的支承锥壁的形式，也可以设置成其他任何可行的结构形式。

第一支承壁1.1与所述第二支承壁1.2的连接位置分别设有第一法兰1.1.1和第二法兰1.2.1。第一法兰1.1.1和所述第二法兰1.2.1通过前述的可局部失效的连接件进行固定连接。这种可局部失效的连接件能够在受到超过预设阈值的作用力时局部失效，以使得第一法兰1.1.1和第二法兰1.2.1在该连接件的连接下能够相对运动。与现有的熔断结构不同的是，连接件不会在受到超过预设阈值的作用力时整体失效断裂，而是会在保持第一法兰和第二法兰之间连接约束的情况下允许第一法兰和第二法兰之间相对运动，改变第一法兰和第二法兰正常状态下的固定连接关系。

结合图1所示的涡扇发动机实施例，当发生FBO而造成巨大的不平衡载荷或者支承壁遭受强烈的作用力时，固定连接在第一支承壁和第二支承壁之间的连接件能够迅速的局部失效，在局部失效后，由于第一法兰和第二法兰之间由固定连接转换为可相对运动的连接，因此减少了该轴承提供给风扇轴8的支承刚度，降低低压转子的临界转速，改变传递路径，减少传递到静子件的FBO不平衡载荷或者其他强烈的作用力。而第一法兰和第二法兰之间虽然可以相对运动，但连接件对第一法兰和第二法兰仍存在约束作用，在约束的极限位置可以为风扇轴8提供部分的径向和轴向约束，避免风扇转子沿径向摆动过大，造成短舱4的破坏以及低压转子在2#轴承10处的应力集中；也能够避免低压转子沿轴向飞脱而引发的灾难性后果。

在航空发动机中，连接件可以沿所述第一支承壁1.1或所述第二支承壁1.2的周向布置多个。优选多个所述连接件在所述第一支承壁1.1或所述第二支承壁1.2的周向上均匀布置。

图2示出的连接件结构实例主要包括螺栓1.3和限位结构，所述螺栓1.3穿设在所述第一法兰1.1.1和所述第二法兰1.2.1上设置的安装孔中，所述限位结构用于限制所述第一法兰1.1.1与所述第二法兰1.2.1的位置关系，并在受到超过预设阈值的作用力时失效，解除对所述第一法兰1.1.1和所述第二法兰1.2.1之间的位置限制，以使所述第一法兰1.1.1和所述第二法兰1.2.1在所述螺栓1.3的连接下能够相对运动。

限位结构的形式可以采用图2中示出的套设在所述螺栓1.3的螺杆部分的弹性限位外圈1.4，该弹性限位外圈1.4安装在所述螺栓1.3的限位端与所述第一法兰1.1.1和/或所述第二法兰1.2.1之间。如图3所示，弹性限位外圈1.4能够承受发动机正常工作时的载荷，此时在螺栓1.3和弹性限位外圈1.4的作用下，第一支承壁1.1和第二支承壁1.2之间能够紧密地连接在一起，提供径向和轴向的支承刚度。当发生例如FBO事件等造成巨大不平衡载荷的情况时，这种不平衡载荷所造成的作用力超过了弹性限位外圈1.4的阈值(该阈值由弹性限位外圈的屈服或断裂强度决定)后会导致弹性限位外圈1.4失效而失去限位作用(参见图4)，进而使第一支承壁1.1和第二支承壁1.2仅受到螺栓1.3的螺杆的约束作用。

在图2中，为了方便安装和调整弹性限位外圈1.4和螺栓1.3相对于第一法兰1.1.1和第二法兰1.2.1之间的位置，可以在弹性限位外圈1.4与所述螺栓1.3的限位端或所述第一法兰1.1.1或所述第二法兰1.2.1之间进一步设置一个或多个垫片1.5。

在另一实施例中，限位结构可以采用其他形式，例如不套设在螺栓上，但位于第一法兰和第二法兰之间或者设置在螺栓与第一法兰或第二法兰之间的弹性或脆性限位结构。连接件中也可以不设置螺栓，而从法兰外部对法兰进行连接。

为了使限位结构能够在受到超过预设阈值的作用力时失效，可以在选用限位结构的材料时，选择限位结构的强度小于所述螺栓、所述第一法兰和所述第二法兰的强度，进而确保限位结构先于法兰和螺栓先发生失效。限位结构的失效形式可以为屈服失效，也可以为断裂失效。对于屈服失效方式的限位结构，则需要使限位结构的屈服强度小于所述螺栓、第一法兰和第二法兰的屈服强度。对于断裂失效方式的限位结构，则需要使限位结构的断裂强度小于所述螺栓、第一法兰和第二法兰的断裂强度，能够在受到超过预设阈值的作用力时断裂脱落。

对于包括螺栓1.3的连接件来说，优选将第一法兰1.1.1和所述第二法兰1.2.1分别与所述第一支承壁1.1和所述第二支承壁1.2垂直，所述螺栓1.3垂直穿设于所述第一法兰1.1.1和所述第二法兰1.2.1之间，这样就能够使得螺栓1.3的轴线方向与支承壁的载荷传递方向基本一致，进而能够在受到例如FBO事件带来的不平衡载荷时能够迅速失效。

为了引导连接件在局部失效时的第一法兰1.1.1和第二法兰1.2.1之间的相对运动方向，优选在第一法兰1.1.1和所述第二法兰1.2.1之间进一步设置支承导向结构，该结构用于在所述连接件局部失效时引导所述第一法兰1.1.1和所述第二法兰1.2.1之间的相对运动方向。以前面的包括螺栓1.3和限位结构的连接件为例，支承导向结构能够使法兰的相对运动方向尽量与螺栓1.3的轴线方向一致，减少对螺栓1.3的剪切作用。

在支承导向结构的具体实现形式上，图2所示的支承导向结构实例具体包括了在所述第一法兰1.1.1的端部朝向所述第二法兰1.2.1的方向上设置的凸缘1.1.2，在所述第一法兰1.1.1和所述第二法兰1.2.1通过所述连接件进行固定连接时，所述第二法兰1.2.1的部分外轮廓搭靠在所述凸缘1.1.2上。这种支承导向结构实现简单，并且也便于轴承支承结构的安装和拆卸。

上述轴承支承结构的各个实施例可用于各类需要轴承支承的应用场合，尤其适合应用在各类航空发动机中。因此本实用新型也提供了一种包括前述任一种轴承支承结构的航空发动机。

通过前述对本实用新型轴承支承结构及航空发动机的说明，其可至少具备以下的技术效果之一：

1、通过可局部失效的连接件的使用，能够在FBO事件发生后解耦风扇转子与中介机匣间的传力路径，但同时提供一定的轴向和径向支承刚度，有助于沿轴向和径向限制风扇转子过度移动，避免发生灾难性事件。

2、通过降低1#轴承的支承刚度，减小FBO峰值载荷，降低了发动机部件系统的设计难度，有助于发动机减重设计。

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，其均应涵盖在本实用新型请求保护的技术方案范围当中。

Claims (12)

1.一种轴承支承结构，其特征在于，包括可局部失效的连接件、用于支承在发动机转子上轴承的第一支承壁(1.1)和第二支承壁(1.2)，所述第一支承壁(1.1)与所述第二支承壁(1.2)的连接位置分别设有第一法兰(1.1.1)和第二法兰(1.2.1)，所述第一法兰(1.1.1)和所述第二法兰(1.2.1)通过所述连接件进行固定连接；所述连接件能够在受到超过预设阈值的作用力时局部失效，以使得所述第一法兰(1.1.1)和所述第二法兰(1.2.1)在所述连接件的连接下能够相对运动。

2.根据权利要求1所述的轴承支承结构，其特征在于，所述连接件包括螺栓(1.3)和限位结构，所述螺栓(1.3)穿设在所述第一法兰(1.1.1)和所述第二法兰(1.2.1)上设置的安装孔中，所述限位结构用于限制所述第一法兰(1.1.1)与所述第二法兰(1.2.1)的位置关系，并在受到超过预设阈值的作用力时失效，解除对所述第一法兰(1.1.1)和所述第二法兰(1.2.1)之间的位置限制，以使所述第一法兰(1.1.1)和所述第二法兰(1.2.1)在所述螺栓(1.3)的连接下能够相对运动。

3.根据权利要求2所述的轴承支承结构，其特征在于，所述限位结构的屈服强度小于所述螺栓(1.3)、所述第一法兰(1.1.1)和所述第二法兰(1.2.1)的屈服强度，能够在受到超过预设阈值的作用力时屈服变形。

4.根据权利要求2所述的轴承支承结构，其特征在于，所述限位结构的断裂强度小于所述螺栓(1.3)、所述第一法兰(1.1.1)和所述第二法兰(1.2.1)的断裂强度，能够在受到超过预设阈值的作用力时断裂脱落。

5.根据权利要求2所述的轴承支承结构，其特征在于，所述限位结构为套设在所述螺栓(1.3)的螺杆部分的弹性限位外圈(1.4)，该弹性限位外圈(1.4)安装在所述螺栓(1.3)的限位端与所述第一法兰(1.1.1)和/或所述第二法兰(1.2.1)之间。

6.根据权利要求2所述的轴承支承结构，其特征在于，所述第一法兰(1.1.1)和所述第二法兰(1.2.1)分别与所述第一支承壁(1.1)和所述第二支承壁(1.2)垂直，所述螺栓(1.3)垂直穿设于所述第一法兰(1.1.1)和所述第二法兰(1.2.1)之间。

7.根据权利要求5所述的轴承支承结构，其特征在于，在所述弹性限位外圈(1.4)与所述螺栓(1.3)的限位端或所述第一法兰(1.1.1)或所述第二法兰(1.2.1)之间还设有垫片(1.5)。

8.根据权利要求1所述的轴承支承结构，其特征在于，在所述第一法兰(1.1.1)和所述第二法兰(1.2.1)之间还设有支承导向结构，能够在所述连接件局部失效时引导所述第一法兰(1.1.1)和所述第二法兰(1.2.1)之间的相对运动方向。

9.根据权利要求8所述的轴承支承结构，其特征在于，所述支承导向结构包括在所述第一法兰(1.1.1)的端部朝向所述第二法兰(1.2.1)的方向上设置的凸缘(1.1.2)，在所述第一法兰(1.1.1)和所述第二法兰(1.2.1)通过所述连接件进行固定连接时，所述第二法兰(1.2.1)的部分外轮廓搭靠在所述凸缘(1.1.2)上。

10.根据权利要求1所述的轴承支承结构，其特征在于，所述连接件沿所述第一支承壁(1.1)或所述第二支承壁(1.2)的周向布置有多个。

11.根据权利要求10所述的轴承支承结构，其特征在于，多个所述连接件在所述第一支承壁(1.1)或所述第二支承壁(1.2)的周向上均匀布置。

12.一种航空发动机，其特征在于，包括权利要求1～11任一所述的轴承支承结构。