CN208564655U - 一种涡轮后机匣联接结构 - Google Patents
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Abstract
本实用新型涉及一种涡轮后机匣联接结构,属于航空发动机结构设计领域,所述涡轮后机匣联接结构包括:具有第一悬臂的承力框架、具有第二悬臂的轴承座,所述轴承座通过轴承安装于转子上、以及具有第三悬臂的至少一个转接座,所述转接座设置于承力框架和轴承座之间,使得所述第一悬臂、第三悬臂和/或第二悬臂构成具有至少一个折线单元的补偿结构,用于消除涡轮后机匣的热变形。本实用新型通过在承力框架和轴承座之间增加一个转接座的方法,形成涡轮后机匣的折线型联接结构,以此可以有效增加涡轮后机匣的热变形补偿能力。悬臂较短,且轴承座与转接座的止口轴向配合较长,有利于增强发动机转子运转稳定性。
Description
技术领域
本实用新型属于航空发动机设计技术领域,尤其涉及一种涡轮后机匣联接结构。
背景技术
如图1所示,在现代航空发动机和燃气轮机中,涡轮后机匣一般采用的结构形式为原轴承座2与原承力框架1之间直接连接,其主要作用是对发动机转子3和原轴承4进行支撑。
如图2中箭头所示,涡轮后机匣在工作过程中,受温度载荷的影响,原轴承2座会产生径向和轴向的热变形,并在径向和轴向热变形的综合作用下产生弯扭M。
在现有技术中,原轴承座2仅有一条悬臂,并且悬臂尺寸较长,而原轴承座2与原承力框架1的止口轴向配合又较短,受这些结构限制使其热变形补偿能力较差,所以原轴承座2容易发生如图中虚线所示的弯扭变形,导致轴承外圈与滚珠接触不良,致使转子运转不稳,进而引起发动机振动过大的问题。
实用新型内容
本实用新型提出一种采用折线型联接结构的涡轮后机匣,为了解决涡轮后机匣热变形补偿能力差的问题。
为达到上述目的,本实用新型采用的技术方案是:一种涡轮后机匣联接结构,所述涡轮后机匣联接结构包括:
具有第一悬臂的承力框架;
具有第二悬臂的轴承座,所述轴承座通过轴承安装于转子上;以及
具有第三悬臂的至少一个转接座,所述转接座设置于承力框架和轴承座之间,使得所述第一悬臂、第三悬臂和/或第二悬臂构成具有至少一个折线单元的补偿结构,用于消除涡轮后机匣的热变形。
在本实用新型中,所述转接座还包括安装固定面),所述安装固定面沿发动机轴线方向延伸。
在本实用新型中,所述转接座与轴承座止口配合,以限制所述转接座沿发动机轴线方向上的移动。
优选地,所述转接座与承力框架止口配合,以限制所述承力框架沿发动机径向上的移动。
优选地,相邻两个所述转接座之间安装固定面固定,两第三悬臂相对设置。
本实用新型通过在承力框架和轴承座之间增加一个转接座的方法,形成涡轮后机匣的折线型联接结构,以此可以有效增加涡轮后机匣的热变形补偿能力。悬臂较短,且轴承座与转接座的止口轴向配合较长,有利于增强发动机转子运转稳定性。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分,示出了符合本实用新型的实施例,并与说明书一起用于解释本实用新型的原理。
图1为现有技术中的涡轮后机匣联接结构示意图。
图2为现有技术中的涡轮后机匣联接结构变形示意图。
图3为本实用新型的涡轮后机匣联接结构示意图。
图4为本实用新型的涡轮后机匣联接结构变形示意图。
图5为本实用新型第二实施例中的涡轮后机匣联接结构示意图。
图6为本实用新型第三实施例中的涡轮后机匣联接结构示意图。
附图标记:
1-原承力框架,2-原轴承座,3-发动机转子,4-原轴承;
10-承力框架,11-第一悬臂;
20-转接座,21-第二悬臂;
30-轴承座,31-第三悬臂,32-安装固定面;
40-转子;
50-轴承。
具体实施方式
为使本实用新型实施的目的、技术方案和优点更加清楚,下面将结合本实用新型实施例中的附图,对本实用新型实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
如图3所示的本实用新型第一实施例的涡轮后机匣联接结构,所述涡轮后机匣联接结构主要包括承力框架10、转接座30、轴承座20、轴承50及转子40。
轴承座20安装于转子40之上(外),两者之间通过轴承50连接。承力框架10通过转接座30连接至轴承座20。其中,轴承座20和承力框架10均具有斜向延伸且与发动机轴线(图中虚线所示)成角度的第二支臂21和第一支臂11,第二支臂21和第一支臂11大致平行;转接座30具有与发动机轴线成倾斜反角的第三支臂31,第三支臂31与第二支臂21大致垂直。由此构成了一种折线型的缓存补偿结构,即可以实现转子40对轴承座位20及承力框架10等的有效支撑,还可以实现轴承座20的热补偿变形,减少震动。
需要说明的是,上述中大致平行用以说明第二支臂21和第一支臂11的相对位置关系,但其可以为平行也可以为非平行状态而接近平行的状态。同理,上述中的第三支臂31与第二支臂21大致垂直则不再赘述。
进一步需要说明的是,由于本实用新型中涡轮后机匣联接结构为航空发动机(燃气轮机)中一部分,因此本实用新型中的承力框架10、转接座30、轴承座20等均为整环结构,承力框架10的内环与外环之间通过可支板联接,支板数量可以为奇数或偶数。
在本实用新型中,转接座30还具有沿发动机轴线方向设置的安装固定面 32,相应的轴承座20也具有与安装固定面32相配合的安装支撑面,安装固定面32与安装支撑面相配合完成转接座30径向的限位。
由此,转接座30和轴承座20在安装固定面/安装支撑面的右侧部位采用止口配合,之后通过金属连接件进行连接固定,以限制转接座30沿发动机轴线方向上的移动。在转接座30的第三支臂31与承力框架10的第一支臂11 通过金属连接件进行固定,最终完成转子40对承力框架10的支撑,其中第三支臂31和第一支臂11同样采用止口配合,不同是此处的止口配合用于限制承力框架10在发动机径向方向上的攒动。
需要说明的是,上述金属连接件为螺栓和螺母,且均采用自锁结构。
如图4所示,本实用新型中的涡轮后机匣联接结构完成安装及配合之后,通过第一支臂11、第二支臂21和第三支臂31构成的折线型缓存补偿结构可以消除由于热应力/热载荷引起的轴承座20的变形,在第一支臂11、第二支臂21和第三支臂31中产生的扭矩M1、M2和M3通过两两连接的支臂而消除,提高了轴承座20的稳定性,降低了发动机震动。
如图5所示为本实用新型第二实施例的涡轮后机匣联接结构,在本实施例中所包含的部件、结构联接等与第一实施例中的基本相同,区别在于承力框架10、转接座30、轴承座20的悬臂伸展方向与上述实施例的图示相反,但其依然可以形成折线型的联接结构,同时具备上述实施例中的有益效果。本实施例具体为,承力框架10中的第一支臂11位于承力框架10的背风侧(气流自左至右流过承力框架10的顶部),第一支臂11自承力框架10本体向右下方延伸,相应的轴承座20的第二支臂21的延伸方向与第一支臂11大致相同,而置于承力框架10和轴承座20之间的转接座30的第三支臂31则与第一支臂11和第二支臂21颜色方向相反,大致成垂向。
如图6所示为本实用新型第三实施例的涡轮后机匣联接结构,本实施例中的涡轮后机匣联接结构主要由承力框架10、三个转接座30a~30c和轴承座 20构成,其中三个转接座30a~30c依次沿发动机径向方向设置,且转接座30 的第三悬臂31两两成垂向设置,故本实施例中的联接结构中具有多个折线单元,分别为由第一悬臂11、第三悬臂31a和第三悬臂31b构成的第一个折线单元,由第三悬臂31a、第三悬臂31b和第三悬臂31c构成的第二个折线单元,由第三悬臂31b、第三悬臂31c和第二悬臂21构成的第三个折线单元。
上述实施例仅介绍了包含三个转接座30,根据需要,还可以设置成五个、七个或更多。但需要说明的是,多个折线单元虽然能更好的提高联接结构的热变形补偿能力,但在相对狭小且紧凑的航空发动机结构中,能提高一定程度的热变形补偿能力又不会过多的增加结构的复杂度、重量等的因素情况下,选择合适数量的转接座30以构成合适数量的折现单元即可。
本实用新型通过在承力框架10和轴承座20之间增加一个转接座30的方法,形成涡轮后机匣的折线型联接结构,以此可以有效增加涡轮后机匣的热变形补偿能力。悬臂较短,且轴承座20与转接座30的止口轴向配合较长,有利于增强发动机转子运转稳定性。
以上所述,仅为本实用新型的最优具体实施方式,但本实用新型的保护范围并不局限于此,任何熟悉本技术领域的技术人员在本实用新型揭露的技术范围内,可轻易想到的变化或替换,都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。因此,本实用新型的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (5)
1.一种涡轮后机匣联接结构,其特征在于,所述涡轮后机匣联接结构包括:
具有第一悬臂(11)的承力框架(10);
具有第二悬臂(21)的轴承座(20),所述轴承座(20)通过轴承(50)安装于转子(40)上;以及
具有第三悬臂(31)的至少一个转接座(30),所述转接座(30)设置于承力框架(10)和轴承座(20)之间,使得所述第一悬臂(11)、第三悬臂(31)和/或第二悬臂(21)构成具有至少一个折线单元的补偿结构,用于消除涡轮后机匣的热变形。
2.根据权利要求1所述的涡轮后机匣联接结构,其特征在于,所述转接座(30)还包括安装固定面(32),所述安装固定面(32)沿发动机轴线方向延伸。
3.根据权利要求1-2任一所述的涡轮后机匣联接结构,其特征在于,所述转接座(30)与轴承座(20)止口配合,以限制所述转接座(30)沿发动机轴线方向上的移动。
4.根据权利要求3所述的涡轮后机匣联接结构,其特征在于,所述转接座(30)与承力框架(10)止口配合,以限制所述承力框架(10)沿发动机径向上的移动。
5.根据权利要求3所述的涡轮后机匣联接结构,其特征在于,相邻两个所述转接座(30)之间安装固定面固定,两第三悬臂(31)相对设置。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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CN201821032753.0U CN208564655U (zh) | 2018-07-02 | 2018-07-02 | 一种涡轮后机匣联接结构 |
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CN201821032753.0U CN208564655U (zh) | 2018-07-02 | 2018-07-02 | 一种涡轮后机匣联接结构 |
Publications (1)
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CN208564655U true CN208564655U (zh) | 2019-03-01 |
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ID=65490569
Family Applications (1)
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---|---|---|---|
CN201821032753.0U Active CN208564655U (zh) | 2018-07-02 | 2018-07-02 | 一种涡轮后机匣联接结构 |
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CN (1) | CN208564655U (zh) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN113898414A (zh) * | 2021-12-09 | 2022-01-07 | 成都中科翼能科技有限公司 | 一种燃气轮机高压转子防热振动变形的补强结构 |
CN116044569A (zh) * | 2023-03-29 | 2023-05-02 | 北京航空航天大学 | 一种低振动耦合的航空发动机高低压涡轮布局结构 |
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2018
- 2018-07-02 CN CN201821032753.0U patent/CN208564655U/zh active Active
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