CN206477916U - 可熔断的航空发动机轴承支承锥壁 - Google Patents

Abstract

本实用新型的目的在于提供一种可熔断的航空发动机轴承支承锥壁。根据本实用新型的可熔断的航空发动机轴承支承锥壁，包括可熔断的锥壁壁体，所述锥壁壁体包括可熔断的外层锥壁、可熔断的内层锥壁以及不熔断的中间层锥壁，所述中间层锥壁由弹性结构以及阻尼填充层构成。

Description

可熔断的航空发动机轴承支承锥壁

技术领域

本实用新型涉及涡扇发动机，尤其涉及涡扇发动机的低压转子的支承结构。

背景技术

典型涡扇发动机的低压转子一般包括风扇、增压级、低压涡轮和转轴等，其中低压转子由多个轴承支承，将涡轮产生的力和力矩传递到增压级和风扇。正常情况下，风扇、增压级和低压涡轮等各部件的重心所在直线与转轴重合。为保证临界转速的裕度，低压转子系统一般由三个轴承支承，其中1#轴承和2#轴承位于风扇转子附近，称为风扇轴承。风扇轴承通过支承结构将风扇转子连接到静子件中介机匣上，因此正常工作时，风扇轴承及其支承结构是风扇与中介机匣等固定结构间的传力部件。

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断裂或脱落，即FBO(Fan Blade Off)事件。FBO事件发生后，风扇的重心会偏离低压转子的中心线。然而，由于轴承的限制，风扇仍绕低压转子的中心线转动。风扇绕偏离其重心的轴转动会激励低压转子系统产生一个或多个振荡模态，从而产生不平衡载荷。对于当前商用飞机上常用的大涵道比涡扇发动机，其风扇叶片半径长、质量大，FBO事件会导致风扇的重心线与发动机的中心线不对中，引起巨大的不平衡载荷。由于轴承沿径向约束风扇轴，故FBO不平衡载荷主要通过轴承及其支承结构传递到中介机匣上，并进一步传递到安装节甚至飞机上。

航空发动机风扇叶片脱落(FBO)严重威胁飞机和乘客安全，航空发动机适航规定对此进行了相应规定以保证安全性。为了满足适航要求，保证航空发动机的安全性，有以下两种设计方法被采用。

一种是传统做法，通过增大发动机传力路径上各部件的结构强度，如转子支承结构、承力机匣、安装系统等，使其具有较高的应力裕度储备，以应对FBO载荷。然而，这会导致发动机重量增加，降低经济性，不利于提高发动机的工作效率。

另一种是采用熔断设计，在距离风扇最近的1#轴承上设置可失效部件。所谓可失效部件是指机械性能薄弱的结构,能够在预定载荷(门槛值)作用下失效。FBO事件发生后，1#轴承支承锥壁上熔断部件失效，低压转子的临界转速下降，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，从而减小输入不平衡载荷；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，现有熔断设计使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。风扇转子完全失去在1#轴承支承处的约束，会增大风扇转子的摆动半径，容易使风扇轴在2#轴承处发生应力集中，为了缓解应力集中，需要在此处设计其它的机构，且对于钛合金风扇叶片，叶片过度与机匣碰摩可能引发火灾。因此，需要一种在FBO事件发生后，既能降低1#轴承的支承刚度，降低低压转子的临界转速，减少从风扇转子传递到中介机匣的不平衡载荷，又能提供一定约束，减小2#轴承处的应力集中现象的熔断设计方案。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供一种可熔断的航空发动机轴承支承锥壁。

根据本实用新型的可熔断的航空发动机轴承支承锥壁，包括可熔断的锥壁壁体，所述锥壁壁体包括可熔断的外层锥壁、可熔断的内层锥壁以及不熔断的中间层锥壁，所述中间层锥壁由弹性结构以及阻尼填充层构成。

在一实施例中，所述外层锥壁包括多个小孔，所述小孔用于向所述外层锥壁和所述内层锥壁之间的腔体注入所述阻尼填充层。

在一实施例中，所述外层锥壁和/或所述内层锥壁为弹性结构。

在一实施例中，所述弹性结构包括弯曲的形状。

在一实施例中，所述中间层锥壁的所述弹性结构为折返或波浪形状。

在一实施例中，所述弹性结构包括孔。

在一实施例中，所述内层锥壁具有正常工况时的封严功能。

在一实施例中，所述锥壁壁体通过3D打印或者扩散连接焊生成于航空发动机轴承支承锥壁上。

根据本实用新型的航空发动机轴承支承锥壁，可以具有如下效果：

1.弹性结构及阻尼填充层能够吸收部分能量，正常工作时减少发动机振动。

2.支承锥壁上的熔断部件可熔断的外、内层锥壁失效，吸收部分FBO冲击能量，降低载荷峰值。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。

3.支承锥壁上的熔断部件可熔断的外内层锥壁失效，改变传递路径，减少从风扇转子传递到中介机匣的不平衡载荷，有效阻止了中介机匣直接受极大的不平衡载荷的作用，保护中介机匣。

4.降低FBO后的不平衡量。

5.降低转子的临界转速，使发动机能够安全地穿越共振转速。

6.中间弹性结构和阻尼填充层不失效，仍能提供一定刚度和约束，有助于限制风扇叶片与机匣的过度碰摩，且可以减小2#轴承处的应力集中现象，减小2#轴承处熔断设计的技术难度，同时这些材料可以吸收能量和减振。

附图说明

本实用新型的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得更加明显，其中：

图1为根据本实用新型的含可熔断的航空发动机轴承支承锥壁的发动机前端示意图。

图2为图1中可熔断的航空发动机轴承支承锥壁的局部放大视图。

图3为该可熔断的航空发动机轴承支承锥壁的俯视图。

图4为根据本实用新型的不熔断的弹性结构的示意图。

图5为熔断后的航空发动机轴承支承锥壁的局部放大视图。

具体实施方式

下面结合具体实施例和附图对本实用新型作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本实用新型，但是本实用新型显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本实用新型内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本实用新型的保护范围。

需要注意的是，附图均仅作为示例，其并非是按照等比例的条件绘制的，并且不应该以此作为对本实用新型实际要求的保护范围构成限制。

图1示出了发动机前端部分，该发动机的构型为高低压转子系统，低压转子通过1#、2#和5#轴承支承，图中具体示出了低压转子的1#轴承8、2#轴承10、可熔断的航空发动机轴承支承锥壁11(后面简称支承锥壁11)，还示出了发动机前端的进气锥3、短舱4、风扇叶片5、增压级叶片6、中介机匣出口导叶7、风扇轴9。风扇轴9将图中未示出的低压涡轮产生的力矩传递到风扇叶片5和增压级叶片6。包含多个风扇叶片5的风扇、包含多个增压级叶片6的增压级等各低压转子部件的中心所在的直线与风扇轴9的轴心2重合。1#轴承8、2#轴承10为风扇轴承，1#轴承8通过支承锥壁11支承低压转子，2#轴承10通过支承锥壁20支承低压转子，发动机工作时，空气按照箭头1所示方向进入发动机。1#轴承8为滚棒轴承，对风扇轴8同时提供径向约束，2#轴承10为滚珠轴承，对风扇轴8提供径向和轴向约束。支承锥壁11将1#轴承8连接到中介机匣上，是风扇转子载荷向静子件中介机匣传递的重要路径。

支承锥壁11包含一段可熔断的锥壁壁体，如图2所示，该锥壁壁体包括可熔断外层锥壁12、可熔断内层锥壁13、不熔断的中间层，中间层由弹性结构14以及阻尼填充层15构成。可熔断外层锥壁12和/或可熔断内层锥壁13可以采用3D打印、扩散连接焊等先进加工工艺生成于支承锥壁11上。

如图3所示，可熔断的外层锥壁12包含多个小孔16，可以通过小孔16向外层锥壁12和内层锥壁13之间的空腔中注入流化的阻尼材料，冷却后形成阻尼填充层。

为了使阻尼填充层在正常工况下减振效果更好，可熔断的外层锥壁12、内层锥壁13可以采用一定的结构形式增加弹性，如图2所示，外层锥壁12部分向外弯曲，内层锥壁13部分向内弯曲，但不限于这种结构。

参照图4，不熔断的中间层的弹性结构14采用折返、波浪等形式但不限于这种形式，弹性结构14为连续的环形体时，也可以包含孔17(不限于孔)，既增加了结构的弹性又减轻了重量，同时由弹性结构14和外层锥壁12围成的外层空腔的流化阻尼材料可以通过孔注入到由弹性结构14和内层锥壁13围成的内层空腔。

优选地，可熔断的内层锥壁13能够保证正常工况时的封严。

在发动机正常工作时，支承锥壁11能够提供支承刚度。由于装配、制造等原因，转子不可避免的存在不平衡现象。当不平衡载荷低于熔断门槛值时，由弹性结构14及阻尼填充层15构成的中间层能够吸收能量，减少发动机振动。

如图5所示，当发生FBO后，低压转子的质心偏移出旋转轴线2，产生很大的不平衡载荷，不平衡载荷通过1#轴承8传递至可失效支承锥臂11上，不平衡载荷高于预定的熔断阈值，此时支承锥壁11上的熔断部件可熔断的外层锥壁12及内层锥壁13失效，并吸收瞬态的冲击能量。

可熔断的外层锥壁12及内层锥壁13失效，改变传递路径，减少从风扇转子传递到中介机匣的不平衡载荷，有效阻止了中介机匣直接受极大的不平衡载荷的作用。

支承锥壁11上的可熔断的外、内层锥壁12、13失效，减少了1#轴承的支点对风扇轴9的约束，风扇轴9发生弯曲变形，FBO后的质心更靠近旋转中心，从而能够降低不平衡量。

支承锥壁11上的可熔断的外、内层锥壁12、13失效，风扇转子摆动变大，增加风扇叶片与风扇机匣之间的碰磨，加快转速的下降，从而降低不平衡载荷。

支承锥壁11上的可熔断的外、内层锥壁12、13失效，仅不熔断的中间弹性结构提供刚度，减小了1#轴承8的支承刚度，降低低压转子的临界转速，使发动机能够安全地穿越共振转速到达风车状态。

弹性结构14和阻尼填充层15不失效，仍能提供一定刚度和约束，有助于限制风扇叶片5与机匣的过度碰摩，且可以减小2#轴承10处的应力集中现象，减小2#轴承20处熔断设计的技术难度，同时这些材料可以吸收能量和减振。

本实用新型虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本实用新型，任何本领域技术人员在不脱离本实用新型的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。因此，凡是未脱离本实用新型技术方案的内容，依据本实用新型的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本实用新型权利要求所界定的保护范围之内。

Claims (8)

1.可熔断的航空发动机轴承支承锥壁，包括可熔断的锥壁壁体，其特征在于，所述锥壁壁体包括可熔断的外层锥壁、可熔断的内层锥壁以及不熔断的中间层锥壁，所述中间层锥壁由弹性结构以及阻尼填充层构成。

2.如权利要求1所述的航空发动机轴承支承锥壁，其特征在于，所述外层锥壁包括多个小孔，所述小孔用于向所述外层锥壁和所述内层锥壁之间的腔体注入所述阻尼填充层。

3.如权利要求1所述的航空发动机轴承支承锥壁，其特征在于，所述外层锥壁和/或所述内层锥壁为弹性结构。

4.如权利要求3所述的航空发动机轴承支承锥壁，其特征在于，所述弹性结构包括弯曲的形状。

5.如权利要求1所述的航空发动机轴承支承锥壁，其特征在于，所述中间层锥壁的所述弹性结构为折返或波浪形状。

6.如权利要求5所述的航空发动机轴承支承锥壁，其特征在于，所述弹性结构包括孔。

7.如权利要求1所述的航空发动机轴承支承锥壁，其特征在于，所述内层锥壁具有正常工况时的封严功能。

8.如权利要求1所述的航空发动机轴承支承锥壁，其特征在于，所述锥壁壁体通过3D打印或者扩散连接焊生成于航空发动机轴承支承锥壁上。