阅读说明：本技术 航空发动机的可失效转子支承结构 (The rotor support structure that fails of aero-engine ) 是由 代钰 陶金 于 2018-05-17 设计创作，主要内容包括：本发明提供了一种航空发动机的可失效转子支承结构,其包括风扇盘、风扇轴、第一轴承组件、轴承支承锥壁、第二轴承组件和中介机匣,所述风扇盘和所述风扇轴连接为一体,所述轴承支承锥壁的一端通过所述第一轴承组件与所述风扇轴连接,所述轴承支承锥壁的另一端与所述中介机匣连接,所述轴承支承锥壁上设置有开孔,且所述开孔处覆盖有一密封层,用于密封轴承腔。本发明航空发动机的可失效转子支承结构能够在现有结构上进行结构设计优化,降低结构复杂性,便于加工和维护。减少发动机轴承、支承结构、承力框架等重量,有效提高发动机燃油经济性。(The present invention provides a kind of rotor support structures that fails of aero-engine, it includes fan disk, fan shaft, first bearing component, bearing support cone wall, second bearing component and Middle casing, the fan disk and the fan shaft are connected as one, one end of the bearing support cone wall passes through the first bearing component and the fan axis connection, the other end of the bearing support cone wall is connect with the Middle casing, aperture is provided on the bearing support cone wall, and the tapping is covered with a sealant, for sealing bearing bore.The rotor support structure that fails of aero-engine of the present invention can carry out structural design optimization on existing structure, reduce structural complexity, easy to process and maintenance.The weight such as engine bearing, supporting structure, load-bearing frame are reduced, engine fuel economy is effectively improved.)

航空发动机的可失效转子支承结构

技术领域

本发明涉及航空发动机，特别涉及一种航空发动机的可失效转子支承结构。

背景技术

在民用航空发动机设计当中，必须满足适航规章的包容性要求。最严苛的条件是发生风扇叶片脱落时，发动机能够包容住破损叶片，且关闭发动机后仍需要以风车转速持续运作3小时以上。风扇叶片脱落时，发动机转子在较高的转速运转，产生的径向不平衡载荷(FBO载荷)很大(可达到200吨)，FBO载荷通过轴承传递给轴承支承结构，之后传递到发动机承力框架，再通过安装节系统传递给飞机。若要求发动机完全承受FBO载荷，则对发动机的结构强度提出很高的要求，会大大增加发动机的重量。风扇转子处轴承一般设计有弹性支承，以适应发动机低压转子动力特性的需要。

传统应对FBO载荷的方法一方面是加强发动机的强度，如加强风扇轴承、轴承支承、承力框架、安装节及推力拉杆等强度，而这样设计在发动机正常运转时，安全裕度过大，使得发动机的重量大大增加，特别是现代民用航空中将影响发动机的燃油经济性，在市场竞争中处于不利地位。另一方面是通过改变局部单处零件结构，仅实现降低单个零件刚度，使其能产生断裂失效，实现降载，但此类结构功能较为单一，对加工精度要求较高，增加产品结构复杂性和制造维修成本。

在已有的转子支承结构基础上，通过局部结构改动，使其在FBO载荷下可分离失效，在正常工作情况下可调节风扇处支点的刚度，具体解决技术问题如下：

一、当发动机正常运转时能够配合风扇处轴承弹性支承优化风扇支点刚度，从而简化轴承弹支结构，并能在更大范围调节风扇支点刚度。

二、当发动机发生风扇叶片脱落时，能够使得风扇转子支承连接结构分离失效，以降低瞬态传递的不平衡载荷。

三、降低FBO载荷的同时使得发动机结构的破坏程度降至较低的程度。

发明内容

本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中航空发动机的转子支承结构复杂，且制造成本高等缺陷，提供一航空发动机的可失效转子支承结构。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：

一种航空发动机的可失效转子支承结构，其特点在于，所述可失效转子支承结构包括风扇盘、风扇轴、第一轴承组件、轴承支承锥壁、第二轴承组件和中介机匣，所述风扇盘和所述风扇轴连接为一体，所述轴承支承锥壁的一端通过所述第一轴承组件与所述风扇轴连接，所述轴承支承锥壁的另一端与所述中介机匣连接，所述轴承支承锥壁上设置有开孔，且所述开孔处覆盖有一密封层，用于密封轴承腔。

根据本发明的一个实施例，所述开孔沿所述轴承支承锥壁的轴向设置。

根据本发明的一个实施例，所述密封层为橡胶硫化层。

根据本发明的一个实施例，所述开孔周边设置有台阶和/或开孔的结构。

根据本发明的一个实施例，所述轴承支承锥壁和所述中介机匣采用止口定心，且通过螺栓连接。

根据本发明的一个实施例，所述开孔的形状为圆形孔、方向孔或异形孔。

根据本发明的一个实施例，所述可失效转子支承结构还包括风扇机匣和风扇叶片，所述风扇叶片与所述风扇盘连接，所述风扇机匣与所述风扇叶片连接。

根据本发明的一个实施例，所述第一轴承组件与所述轴承支承锥壁之间连接有一弹性支撑。

根据本发明的一个实施例，所述风扇轴的端部连接一铰接座，所述铰接座上设置有延伸轴，所述延伸轴通过第二轴承组件与所述中介机匣连接。

根据本发明的一个实施例，所述铰接座和所述延伸轴的连接处设置一剪切销。

本发明的积极进步效果在于：

本发明航空发动机的可失效转子支承结构优化了轴承支承的锥壁结构，最终实现降低发动机重量、提高发动机燃油经济性。所述可失效转子支承结构在原有支承锥壁上开孔，以弱化局部强度，使其在FBO状态下可断裂失效。相较于在壁面上局部打薄的结构，开孔的加工精度要求不高，制造成本更低。为保证轴承腔的密封，在开孔位置覆盖有橡胶硫化层。考虑到橡胶硫化层的寿命问题，可在发动机大修时对此零件进行更换，而换下零件只需要重新加工橡胶硫化层即可继续使用，降低了维修成本。

本发明航空发动机的可失效转子支承结构能够在现有结构上进行结构设计优化，降低结构复杂性，便于加工和维护。减少发动机轴承、支承结构、承力框架等重量，有效提高发动机燃油经济性。

附图说明

本发明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的更加明显，在附图中相同的附图标记始终表示相同的特征，其中：

图1为本发明航空发动机的可失效转子支承结构在正常状态时的转子支承的示意图。

图2为本发明航空发动机的可失效转子支承结构中橡胶硫化层与支承锥壁结合处结构的示意图。

图3为橡胶硫化前按图2中沿A-A线剖开的剖视图。

图4为橡胶硫化后按图2中沿A-A线剖开的剖视图。

具体实施方式

为让本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，以下结合附图对本发明的具体实施方式作详细说明。

现在将详细参考附图描述本发明的实施例。现在将详细参考本发明的优选实施例，其示例在附图中示出。在任何可能的情况下，在所有附图中将使用相同的标记来表示相同或相似的部分。

此外，尽管本发明中所使用的术语是从公知公用的术语中选择的，但是本发明说明书中所提及的一些术语可能是申请人按他或她的判断来选择的，其详细含义在本文的描述的相关部分中说明。

此外，要求不仅仅通过所使用的实际术语，而是还要通过每个术语所蕴含的意义来理解本发明。

图1为本发明航空发动机的可失效转子支承结构在正常状态时的转子支承的示意图。图2为本发明航空发动机的可失效转子支承结构中橡胶硫化层与支承锥壁结合处结构的示意图。图3为橡胶硫化前按图2中沿A-A线剖开的剖视图。图4为橡胶硫化后按图2中沿A-A线剖开的剖视图。

如图1至图4所示，本发明公开了一种航空发动机的可失效转子支承结构，其包括风扇机匣10、风扇叶片20、风扇盘30、风扇轴40、第一轴承组件50、轴承支承锥壁60、第二轴承组件70和中介机匣80。其中，风扇机匣10、风扇叶片20和风扇盘30依次连接为一体，将轴承支承锥壁60的一端通过第一轴承组件50与风扇盘30连接，轴承支承锥壁60的另一端与中介机匣80连接。特别地，在轴承支承锥壁60上设置有开孔61，且在开孔61处覆盖有一密封层62，用于密封轴承腔。

优选地，开孔61沿轴承支承锥壁60的轴向设置。密封层62优选为橡胶硫化层，以保证轴承腔的密封。开孔61周边设置有台阶和/或开孔的结构。通过增加橡胶硫化层与支承锥壁的结合面积，有效地增加橡胶硫化层与支撑锥壁的结合力。

进一步地，此处的轴承支承锥壁60和中介机匣80采用止口定心，且通过螺栓连接。

在风扇叶片脱落(FBO)的情况下，轴承支承锥壁60上的开孔61断裂。发动机大修时可对轴承支承锥壁60进行整体更换，换下的零件在重新加工橡胶硫化层后即可重复利用。此处开孔61的形状优选为圆形孔、方向孔或异形孔。

同时，在第一轴承组件50与轴承支承锥壁60之间连接有一弹性支撑51。风扇轴40的端部连接一铰接座41，在铰接座41上设置有延伸轴42，采用圆柱面配合连接。延伸轴42通过第二轴承组件70与中介机匣80连接。铰接座41和延伸轴42的连接处设置一剪切销43，可以通过剪切销43的断裂将风扇轴40与中间机匣80分离开。

根据上述结构描述，本发明航空发动机的可失效转子支承结构在已有的转子支承结构基础上，通过局部结构改动，使其在FBO载荷下可分离失效，在正常工作情况下可调节风扇处支点的刚度。

当发动机正常运转时，所述航空发动机的可失效转子支承结构能够配合风扇处轴承弹性支承优化风扇支点刚度，从而简化轴承弹支结构，并能在更大范围调节风扇支点刚度。

当发动机发生风扇叶片脱落时，所述航空发动机的可失效转子支承结构能够使得风扇转子支承连接结构分离失效，以降低瞬态传递的不平衡载荷。在有效地降低FBO载荷的同时，使得发动机结构的破坏程度降至较低的程度。失效结构可以减小发动机重量，提高燃油经济性。

本发明航空发动机的可失效转子支承结构优化了轴承支承的锥壁结构，最终实现降低发动机重量、提高发动机燃油经济性。所述可失效转子支承结构在原有支承锥壁上开孔，以弱化局部强度，使其在FBO状态下可断裂失效。相较于在壁面上局部打薄的结构，开孔的加工精度要求不高，制造成本更低。为保证轴承腔的密封，在开孔位置覆盖有橡胶硫化层。考虑到橡胶硫化层的寿命问题，可在发动机大修时对此零件进行更换，而换下零件只需要重新加工橡胶硫化层即可继续使用，降低了维修成本。为增加橡胶硫化层与支承锥壁的结合力，采用在开孔周边设置台阶、开小孔的方式或二者并用的结构，增加橡胶硫化层与支承锥壁的结合面积。

本发明航空发动机的可失效转子支承结构能够在现有结构上进行结构设计优化，降低结构复杂性，便于加工和维护。减少发动机轴承、支承结构、承力框架等重量，有效提高发动机燃油经济性。

虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式作出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。