CN217558429U - 航空发动机 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开一种航空发动机，包括进气端部件和涡轮，所述进气端部件包括风扇和/或低压压气机，所述进气端部件的转动轴和所述涡轮的涡轮轴固定连接，其特征在于，所述航空发动机还包括设于所述进气端部件的转子和所述进气端部件的静子之间的轴失效限速结构，所述轴失效限速结构包括固定连接于所述转子上的第一限速部和固定连接于所述静子上的第二限速部，所述轴失效限速结构被配置为：在所述进气端部件正常工作时，所述第一限速部与所述第二限速部保持间隙；在所述进气端部件出现转动轴失效工况，所述转子沿轴向往进气流动方向的上游移动时，所述第一限速部与所述第二限速部相互碰撞和摩擦以对所述转子的转速进行限制。

Description

航空发动机

技术领域

本实用新型涉及航空机械领域，特别涉及一种航空发动机。

背景技术

涡轮驱动的发动机在实际运行中，可能由于超扭、共振、疲劳、腐蚀、材料缺陷和制造误差或者其他间接事件导致轴失效的发生，虽然轴失效的发生概率很小，但是轴失效一旦发生，就有可能导致危害性的后果。例如，包括风扇或低压压气机的进气端部件的转动轴失效也是一种常见的轴失效事件，进气端部件的转动轴与涡轮轴固定连接，受涡轮轴驱动。转动轴一旦失效，涡轮转子与前端负荷(进气端部件的转子)解耦，同时在燃烧室排出的高能气体的驱动下，转速瞬间上升，或进入超转状态，当转速上升到一定程度，轮盘应力达到临界发生破裂，破裂的高能碎片具备穿透发动机的风险，因此限制轴失效后的涡轮超转是涡轮发动机设计中必须遵循的一个约束条件。此外，由于一般涡轮轴布局在涡轮轴的前端止推轴承之前，所以转动轴失效后，涡轮轴由于受前端止推轴承的轴向约束，不会后移与静子发生碰摩降转，所以该种情况下的转动轴失效使得涡轮转子持续处于飞转状态，造成的危害也更大。

已知航空发动机中，一般通过安装转速传感器来直接监测转子转速或者换算得到转子转速，转速传感器一般安装在发动机的上游端，难以监测到转动轴失效导致的下游端的涡轮的转速的上升。即使在涡轮端增加传感器，对于大型民用航空发动机来说，控制系统从监测判别出转动轴失效事件发生到切油响应，整个过程持续时间长，响应较慢，不够及时。

发明内容

本实用新型的目的在于提供一种航空发动机，该航空发动机在出现进气端部件的转动轴失效工况时，能够快速响应，有效地限制涡轮转子转速的增加。

本实用新型公开一种航空发动机，包括进气端部件和涡轮，所述进气端部件包括风扇和/或低压压气机，所述进气端部件的转动轴和所述涡轮的涡轮轴固定连接，所述航空发动机还包括设于所述进气端部件的转子和所述进气端部件的静子之间的轴失效限速结构，所述轴失效限速结构包括固定连接于所述转子上的第一限速部和固定连接于所述静子上的第二限速部，所述轴失效限速结构被配置为：在所述进气端部件正常工作时，所述第一限速部与所述第二限速部保持间隙；在所述进气端部件出现转动轴失效工况，所述转子沿轴向往进气流动方向的上游移动时，所述第一限速部与所述第二限速部相互碰撞和摩擦以对所述转子的转速进行限制。

在一些实施例中，还包括高压压气机和沿进气流动方向位于所述高压压气机上游的前承力机匣；

所述进气端部件包括风扇和低压压气机，所述低压压气机包括与所述风扇固定连接的用于安装低压压气机的转子叶片的鼓筒，所述第一限速部设于所述鼓筒的下游端，所述第二限速部设于所述前承力机匣与所述鼓筒的下游端相对的上游端；或

所述进气端部件包括风扇和下游端与所述前承力机匣固定连接的锥壁，所述第二限速部设于所述锥壁的与所述风扇相对的上游端，所述第一限速部设于所述风扇的与所述锥壁的上游段相对的下游端。

在一些实施例中，

所述第一限速部包括第一钩状件，所述第二限速部包括第二钩状件，所述第一钩状件包括位于下游端的第一折板，所述第二钩状件包括位于上游端的第二折板，所述第一折板位于所述第二折板的下游端，所述第一折板和所述第二折板相对设置且保持间隙。

在一些实施例中，

所述第一限速部和所述第二限速部其中之一包括环形板，其中之另一包括与所述环形板相对应的环形槽，所述环形板、所述环形槽和所述转动轴同轴，在所述进气端部件出现转动轴失效工况，所述转子沿轴向往进气流动方向的上游移动时，所述环形板插入所述环形槽内以与所述环形槽配合以形成所述过盈配合；或

所述第一限速部和所述第二限速部其中之一包括限速轴，其中之另一包括与所述限速轴相对应的限速孔，所述限速轴、所述限速孔和所述转动轴同轴，在所述进气端部件出现转动轴失效工况，所述转子沿轴向往进气流动方向的上游移动时，所述限速轴插入所述限速孔内以与所述限速孔配合形成所述过盈配合。

在一些实施例中，所述环形槽的入口端为渐扩状，所述渐扩状的入口端用于对所述环形板的插入导向，或所述限速孔的入口端为渐扩状，所述渐扩状的入口端用于对所述限速轴的插入导向。

在一些实施例中，还包括设于所述航空发动机的上游端的前端止推轴承，所述涡轮轴与所述前端止推轴承配合，所述前端止推轴承限制所述涡轮轴往下游端移动，所述转动轴位于所述前端止推轴承的上游端。

在一些实施例中，所述涡轮为低压涡轮，所述涡轮轴为低压涡轮轴。

基于本实用新型提供的航空发动机，通过设置包括第一限速部和第二限速部的轴失效限速结构，在进气端部件出现转动轴失效工况，进气端部件的转子沿轴向往进气流动方向的上游移动时，第一限速部与第二限速部相互靠近，相互碰撞和摩擦，能够快速降低进气端部件的转子在转动轴失效时的转速。由于进气端部件的转子的转速快速下降，进入航空发动机的主流道中的空气的流量也快速下降，航空发动机的效率快速下降，驱动涡轮转子转速上升的气动力也快速下降，从而能够限制涡轮转子转速的增加，限制涡轮转子能够达到的最高转速。

通过以下参照附图对本实用新型的示例性实施例的详细描述，本实用新型的其它特征及其优点将会变得清楚。

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为本实用新型实施例的航空发动机的结构示意图；

图2为图1所示航空发动机的A部的局部放大结构示意图；

图3为另一实施例的航空发动机的轴失效限速结构的结构示意图；

图4为又一实施例的航空发动机的轴失效限速结构的结构示意图；

图5为图4所示的轴失效限速结构的第二限速部的剖视结构示意图。

具体实施方式

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清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本实用新型及其应用或使用的任何限制。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本实用新型的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

如图1所示，本实施例的航空发动机包括进气端部件和涡轮。

进气端部件指的是位于航空发动机进气端的部件，如图1所示，航空发动机在工作时，空气从如图所示的C箭头方向进入航空发动机中，经过压缩机压缩后进入燃烧室150与燃油燃烧，然从燃烧室150排出，对涡轮进行做功，驱动涡轮转动，然后从航空发动机的尾部排出。在以下的描述中的上游、下游均以气流在航空发动机轴向上的流动方向作为参考，沿着航空发动机的轴向，航空发动机的进气方向为上游，航空发动机的排气方向为下游。

进气端部件包括风扇110和/或低压压气机120，进气端部件的转动轴113和涡轮的涡轮轴固定连接。

在如图1所示的实施例中，进气端部件包括风扇110和低压压气机120，低压压气机120包括低压压气机转子121和低压压气机静子122。转动轴113与低压压气机转子121和风扇110固定连接。涡轮包括低压涡轮30和高压涡轮20，在如图所示的实施例中，低压涡轮30的低压涡轮轴33和转动轴113固定连接。

航空发动机还包括设于进气端部件的转子和进气端部件的静子之间的轴失效限速结构。轴失效限速结构包括固定连接于进气端部件的转子上的第一限速部51和固定连接于进气端部件的静子上的第二限速部52。轴失效限速结构可以于多处设置，例如图中的A部或B部。

轴失效限速结构被配置为：在进气端部件正常工作时，第一限速部51与第二限速部52保持间隙；在进气端部件出现转动轴113失效工况，例如图1所示，转动轴113在断裂处311断裂时，进气端部件的转子沿轴向往进气流动方向的上游移动，第一限速部51与第二限速部52相互碰撞和摩擦以对转子的转速进行限制。在失效工况下，进气端部件的转子在进入航空发动机的气体的作用力的作用下会沿轴向往上游方向移动，进气端部件的转子和静子会相互靠近，当第一限速部51和第二限速部52相互碰撞和摩擦时，进气端部件的转子的转速会受到限制发生下降。

本实施例的航空发动机，通过设置包括第一限速部51和第二限速部52的轴失效限速结构，在进气端部件出现转动轴113失效工况，进气端部件的转子沿轴向往进气流动方向的上游移动时，第一限速部51与第二限速部52相互靠近，相互碰撞和摩擦，能够快速降低进气端部件的转子在转动轴113失效时的转速。由于进气端部件的转子的转速快速下降，进入航空发动机的主流道中的空气的流量也快速下降，航空发动机的效率快速下降，驱动涡轮转子转速上升的气动力也快速下降，从而能够限制涡轮转子转速的增加，限制涡轮转子能够达到的最高转速。

在一些实施例中，如图1所示，航空发动机还包括高压压气机130和沿进气流动方向位于高压压气机130上游的前承力机匣141；

当进气端部件包括风扇110和低压压气机120时，低压压气机120包括与风扇110固定连接的用于安装低压压气机120的转子叶片的鼓筒123，第一限速部51设于鼓筒123的下游端，第二限速部52设于前承力机匣141与鼓筒123的下游端相对的上游端。

或当进气端部件包括风扇110和下游端与前承力机匣141固定连接的锥壁125，第二限速部52设于锥壁125的与风扇110相对的上游端，第一限速部51设于风扇110的与锥壁的上游段相对的下游端。本实施例中，第二限速部52设于前承力机匣141上或者设于与前承力机匣141固定连接的锥壁125上，当第一限速部51和第二限速部52碰撞和摩擦时，碰撞力或者摩擦力会通过前承力机匣141向外界传递，由于前承力机匣141的受力性能好，强度高，具有更高的耐受性能，碰撞力的传递更加安全可靠。

在一些实施例中，如图2所示，第一限速部51包括第一钩状件511，第二限速部52包括第二钩状件512，第一钩状件包括位于下游端的第一折板，第二钩状件包括位于上游端的第二折板，第一折板位于第二折板的下游端，第一折板和第二折板相对设置且保持间隙。第一折板和第二折板相对表面上设置有摩擦面，在出现转动轴113失效工况，进气端部件的转子沿轴向往上游方向移动时，第一折板也往上游移动，第一折板的摩擦面与第二折板的摩擦面相碰撞和摩擦，进气端部件的转子的转速受到限制。

在一些实施例中，如图3至图5所示，第一限速部51和第二限速部52其中之一包括限速轴，其中之另一包括与限速轴相对应的限速孔，限速轴、限速孔和转动轴113同轴，在进气端部件出现转动轴113失效工况，转子沿轴向往进气流动方向的上游移动时，限速轴插入限速孔内以与限速孔配合形成过盈配合。

例如，在图1所示的实施例中，限速轴可设置于低压压气机120的转子叶片的根部，限速孔可设置于低压压气机120的转子叶片上游的静子叶片的与转子叶片的根部相对的自由端。本实施例能够快速有效地限制进气端部件的转子的转速。

在一些实施例中，如图5所示，限速孔的入口端为渐扩状，渐扩状的入口端用于对限速轴的插入导向。限速孔包括渐扩状入口端521和过盈配合段522。

在一些图示未示出的实施例中，第一限速部51和第二限速部52其中之一包括环形板，其中之另一包括与环形板相对应的环形槽，环形板、环形槽和转动轴113同轴，在进气端部件出现转动轴113失效工况，转子沿轴向往进气流动方向的上游移动时，环形板插入环形槽内以与环形槽配合以形成过盈配合。

在一些实施例中，环形槽的入口端为渐扩状，渐扩状的入口端用于对环形板的插入导向，或限速孔的入口端为渐扩状，渐扩状的入口端用于对限速轴的插入导向。

在一些实施例中，还包括设于航空发动机的上游端的前端止推轴承102，涡轮轴与前端止推轴承102配合，前端止推轴承102限制涡轮轴往下游端移动，转动轴113位于前端止推轴承的上游端。在如图所示的实施例中，低压涡轮轴33与前端止推轴承102配合，位于前端止推轴承102上游的转动轴113断裂时，在前端止推轴承102的作用下，涡轮轴不会往下游方向轴向移动，涡轮的转子和静子难以碰撞进行降速，在转动轴113失效时，此时涡轮的转子的转速更难以受控，设置本实施例的轴失效限速结构成为限制涡轮的转子的转速的更重要的手段。

在一些实施例中，涡轮为低压涡轮30，涡轮轴为低压涡轮轴33。

在一些实施例中，如图1所示，还公开一种航空发动机，航空发动机包括风扇110、低压压气机120、高压压气机130、燃烧室150、高压涡轮20、低压涡轮30，低压压气机120包括低压压气机静子121和低压压气机转子122，高压压气机130包括高压压气机静子131和高压压气机转子132组成，高压涡轮20包括高压涡轮导叶21和高压涡轮动叶22，低压涡轮30包括低压涡轮导叶31和低压涡轮动叶32。风扇110和低压压气机转子122由低压涡轮30驱动，高压压气机130由高压涡轮20驱动，并通过高压涡轮轴23连接。高温高能燃气从燃烧室150中排出后先后经过高压涡轮20和低压涡轮30，驱动高压涡轮动叶22和低压涡轮动叶32转动，高压涡轮动叶22驱动前端的高压压气机转子132转动，低压涡轮动叶32驱动低压压气机转子122和风扇110转动。转动轴113由第一滚棒轴承101支承，低压涡轮轴33的连接低压涡轮支撑锥壁的涡轮连接端由第二滚棒轴承105支撑，高压涡轮轴23的连接高压压气机的压气机连接端由第二滚珠轴承103支撑，高压涡轮轴23的连接高压涡轮的涡轮连接端由第三滚棒轴承104支撑。滚棒轴承主要用来传递径向力，滚珠轴承可以同时传递轴向力和径向力。第一滚棒轴承101和第二滚珠轴承103上的轴向力或径向力主要通过外机匣140内部的前承力机匣141向外传递，第三滚棒轴承104和第二滚棒轴承105的受力分别由涡轮级间承力机匣142和后承力机匣143向外传递。风扇110外侧是风扇机匣111，后端是导流支板112。

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 (7)

1.一种航空发动机，包括进气端部件和涡轮，所述进气端部件包括风扇(110)和/或低压压气机(120)，所述进气端部件的转动轴(113)和所述涡轮的涡轮轴固定连接，其特征在于，所述航空发动机还包括设于所述进气端部件的转子和所述进气端部件的静子之间的轴失效限速结构，所述轴失效限速结构包括固定连接于所述转子上的第一限速部(51)和固定连接于所述静子上的第二限速部(52)，所述轴失效限速结构被配置为：在所述进气端部件正常工作时，所述第一限速部(51)与所述第二限速部(52)保持间隙；在所述进气端部件出现转动轴(113)失效工况，所述转子沿轴向往进气流动方向的上游移动时，所述第一限速部(51)与所述第二限速部(52)相互碰撞和摩擦以对所述转子的转速进行限制。

2.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，还包括高压压气机和沿进气流动方向位于所述高压压气机上游的前承力机匣；

所述进气端部件包括风扇(110)和低压压气机(120)，所述低压压气机(120)包括与所述风扇(110)固定连接的用于安装低压压气机(120)的转子叶片的鼓筒(123)，所述第一限速部(51)设于所述鼓筒(123)的下游端，所述第二限速部(52)设于所述前承力机匣与所述鼓筒(123)的下游端相对的上游端；或

所述进气端部件包括风扇(110)和下游端与所述前承力机匣固定连接的锥壁，所述第二限速部(52)设于所述锥壁的与所述风扇(110)相对的上游端，所述第一限速部(51)设于所述风扇(110)的与所述锥壁的上游段相对的下游端。

3.如权利要求2所述的航空发动机，其特征在于，

所述第一限速部(51)包括第一钩状件(511)，所述第二限速部(52)包括第二钩状件(512)，所述第一钩状件(511)包括位于下游端的第一折板，所述第二钩状件(512)包括位于上游端的第二折板，所述第一折板位于所述第二折板的下游端，所述第一折板和所述第二折板相对设置且保持间隙。

4.如权利要求1或2任一所述的航空发动机，其特征在于，

所述第一限速部(51)和所述第二限速部(52)其中之一包括环形板，其中之另一包括与所述环形板相对应的环形槽，所述环形板、所述环形槽和所述转动轴(113)同轴，在所述进气端部件出现转动轴(113)失效工况，所述转子沿轴向往进气流动方向的上游移动时，所述环形板插入所述环形槽内以与所述环形槽配合以形成过盈配合；或

所述第一限速部(51)和所述第二限速部(52)其中之一包括限速轴，其中之另一包括与所述限速轴相对应的限速孔，所述限速轴、所述限速孔和所述转动轴(113)同轴，在所述进气端部件出现转动轴(113)失效工况，所述转子沿轴向往进气流动方向的上游移动时，所述限速轴插入所述限速孔内以与所述限速孔配合形成所述过盈配合。

5.如权利要求4所述的航空发动机，其特征在于，所述环形槽的入口端为渐扩状，所述渐扩状的入口端用于对所述环形板的插入导向，或所述限速孔的入口端为渐扩状，所述渐扩状的入口端用于对所述限速轴的插入导向。

6.如权利要求1至3任一所述的航空发动机，其特征在于，还包括设于所述航空发动机的上游端的前端止推轴承，所述涡轮轴与所述前端止推轴承配合，所述前端止推轴承限制所述涡轮轴往下游端移动，所述转动轴(113)位于所述前端止推轴承的上游端。

7.如权利要求1至3任一所述的航空发动机，其特征在于，所述涡轮为低压涡轮，所述涡轮轴为低压涡轮轴。

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