一种用于航空发动机断轴后防止涡轮飞转的刹车结构

1.本发明属于航空发动机安全性设计领域，具体涉及一种用于航空发动机断轴后防止涡轮飞转的刹车结构。


背景技术：

2.涡轮飞转对于航空发动机来说是一种恶劣的且复杂的事故。航空发动机在正常工作期间，因为极限载荷、加工装配、疲劳、卡滞或者其他一些因素导致低压涡轮轴发生断裂，低压涡轮轴断裂后，低压转子失去负载，在燃气的驱动下，低压涡轮转速增加，当涡轮转速增大到一定量级，涡轮叶片会发生断裂，冲击机匣，涡轮盘也会因为离心应力过大而发生破裂，产生的高能碎片会击穿机匣向外飞出，可能会击中飞机，严重影响飞机的安全。因此，设计一种航空发动机断轴后防止涡轮飞转的刹车结构是安全性设计中必不可少的内容。
3.为了降低涡轮飞转带来的危害，传统的方法是通过转子转速监测实行断油降转的方法进行主动控制，但这样的做法缺点是，监测设备发现发动机转子飞转后才停止燃油，停止燃油瞬间，油管内依然有燃油供给，发动机转子依然会继续转动，这样会使发动机转子系统的转速越来越快，发生不可挽回的二次事故。停止燃油不能立刻使转子系统丧失驱动力，这个过程具有延时性。随着技术的发展，这种主动控制刹车技术在现代航空发动机中已不再适用，因此需要设计一种刹车结构用被动控制的方法防止涡轮飞转。
4.航空发动机低压转子断轴后，低压涡轮在燃气的驱动下，会向后冲击承力框架，但是，承力框架是弹性的，涡轮转子冲击承力框架后会发生一定的反弹，发动机涡轮转子冲击承力框架后回弹会引起低压涡轮与其他静子结构发生碰撞摩擦，在高转速的情况下，会引起二次事故的发生，使发动机的结构完整性发生破坏，因此有必要对航空发动机进行一个断轴后的回弹限位结构设计，以提高发动机的安全性。


技术实现要素：

5.为解决上述技术问题，本发明提供一种用于航空发动机断轴后防止涡轮飞转的刹车结构，以解决现有技术中的问题，为实现上述发明目的，本发明所采用的技术方案是：
6.一种用于航空发动机断轴后防止涡轮飞转的刹车结构，应用在航空发动机上，该刹车结构位于低压涡轮和涡轮后承力框架之间，低压涡轮的后端固定设置涡轮后轴颈，涡轮后轴颈与低压涡轮轴相连，低压涡轮轴上安装支点轴承，支点轴承通过刚性轴承座与涡轮后承力框架相连；
7.所述涡轮后轴颈的后侧固定连接短鼓筒，所述短鼓筒为环形，其径向内侧与所述低压涡轮轴之间间隔分布，且与所述低压涡轮轴同轴设置；在轴向上，所述短鼓筒后端与所述刚性轴承座之间间隙分布；
8.当低压涡轮轴断裂后，所述低压涡轮向后移动，涡轮后轴颈的后端与刚性轴承座之间发生摩擦，限制低压涡轮转速并使其刹车。
9.进一步的，所述短鼓筒后端设置楔形锥面，所述刚性轴承座包括与楔形锥面适配
且位置对应的前缘锥面，所述楔形锥面与所述前缘锥面均为锥面结构，二者间隙分布。
10.进一步的，所述楔形锥面的环向设置第一摩擦部，对应地所述前缘锥面的环向设置第二摩擦部，第一、第二摩擦部用于提高接触时的摩擦力。
11.进一步的，所述第一摩擦部为固定设置在所述楔形锥面上的第一凸齿，所述第二摩擦部为固定设置在所述前缘锥面上的第二凸齿。
12.进一步的，所述刚性轴承座还包括设置在所述前缘锥面前端的轴向挡边，所述短鼓筒的径向外侧设置有与所述轴向挡边适配的环槽，所述短鼓筒的后端径向内侧固定设置凸块；
13.当低压涡轮轴断裂后，低压涡轮转速增大，所述短鼓筒发生径向变形，其与刚性轴承座前端的轴向挡边之间的径向间隔减小，环槽嵌套到轴向挡边上并相互卡滞，从而对低压涡轮进行轴向限位，实现低压涡轮回弹限位的功能，所述凸块用于增大短鼓筒的径向变形量。
14.进一步的，所述刚性轴承座还包括依次设置的轴承安装部、传力锥壳和固定安装边，所述前缘锥面位于所述轴承安装部的前端，所述轴承安装部的径向内侧安装所述支点轴承的轴承外环，所述传力锥壳倾斜设置，所述固定安装边的后端与所述涡轮后承力框架相连。
15.进一步的，所述涡轮后轴颈包括止口安装边和轴颈，所述轴颈的后侧固定连接所述短鼓筒的前端，所述轴颈的径向外侧固定连接所述止口安装边，所述止口安装边与所述低压涡轮可拆卸连接。
16.进一步的，所述轴颈的径向内侧通过套齿联轴器与所述低压涡轮轴相连。
17.进一步的，所述轴颈的径向内侧与所述低压涡轮轴的径向外侧之间形成槽体，所述套齿联轴器位于槽体内，所述轴颈的后端抵接所述支点轴承的前端端面，所述支点轴承的后端端面抵接螺母，所述螺母套接在所述低压涡轮轴上。
18.一种航空发动机，该航空发动机包括由前至后依次设置的三级风扇，中介承力框架，五级高压压气机，环形燃烧室，一级高压涡轮，涡轮级间承力框架，低压涡轮和涡轮后承力框架，该刹车结构位于低压涡轮和涡轮后承力框架之间，所述低压涡轮为两级低压涡轮。
19.本发明具有以下有益效果：本发明通过采用涡轮后轴颈的楔形锥面与轴承座前缘锥面的实现了航空发动机涡轮飞转的快速刹车与回弹限位。航空发动机正常运转时，涡轮后轴径的楔形锥面与轴承座前缘之间存在间隙，不会发生接触摩擦。当航空发动机发生断轴事故后，涡轮转子向后移动，涡轮后轴颈的楔形锥面与轴承座前缘锥面发生摩擦，通过摩擦限制涡轮转子转速，实现涡轮转子快速刹车。涡轮向后冲击刚性轴承座后会发生回弹，通过轴向挡边与环槽实现了涡轮回弹限位，保证了涡轮部件结构的完整性，防止二次事故的发生，具有较高安全性。
附图说明
20.图1为本发明中典型双转子高推重比涡扇航空发动机的结构简图。
21.图2为图1中低压涡轮与涡轮后承力框架处的局部结构图；
22.图3为图2中a处的局部放大图；
23.图4为图3中b处的刹车结构放大图；
24.图5为图4中c处的环形剖切图；
25.图6为本发明中涡轮飞转后的刹车结构放大图。
26.图7为图6中d处的环形剖切图。
具体实施方式
27.下面将结合本发明实施例中的图1-图7，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例，若未特别指明，实施例中所用的技术手段为本领域技术人员所熟知的常规手段。
28.需要说明的是，附图1-7为截面示意图，本发明中的低压涡轮轴90、套齿联轴器2、涡轮后轴颈1、低压涡轮97和支点轴承4均为同轴旋转结构，称为低压涡轮转子系统，在本文中简称为转子系统；刚性轴承座3和涡轮后承力框架98为同轴非旋转结构，称为静子系统；图1和图6中的箭头为低压涡轮轴90断裂后低压涡轮97的移动方向。
29.另外，本发明中所指的“径向”是附图中的上下方向，“径向外侧”即指该部件位于上方的位置，即该部件位于远离低压涡轮轴90的一侧；“径向内侧”即指该部件位于下方的位置，即该部件位于靠近低压涡轮轴90的一侧；“前端”是指附图中的轴向左侧，“后端”是指附图中的轴向右侧，“前端”与“后端”是以该发动机的进气排气方向而定义，根据行业约定俗成，该发动机前端进气，后端排气。
30.如图1，为典型双转子高推重比涡扇航空发动机9的具体结构，该航空发动机9包括由前至后依次设置的三级风扇91，中介承力框架92，五级高压压气机93，环形燃烧室94，一级高压涡轮95，涡轮级间承力框架96，低压涡轮97和涡轮后承力框架98，该刹车结构位于低压涡轮97和涡轮后承力框架98之间，所述低压涡轮97为两级低压涡轮。
31.本发明的防止涡轮飞转的刹车结构设计在低压涡轮97和涡轮后承力框架98之间，也就是说，本发明主要目的是针对两级低压涡轮进行防飞转的刹车结构设计。
32.如图2，一种用于航空发动机断轴后防止涡轮飞转的刹车结构，应用在航空发动机9上，该刹车结构位于低压涡轮97和涡轮后承力框架98之间，低压涡轮97的后端固定设置涡轮后轴颈1，涡轮后轴颈1与低压涡轮轴90相连，低压涡轮轴90上安装支点轴承4，支点轴承4通过刚性轴承座3与涡轮后承力框架98相连；
33.所述涡轮后轴颈1的后侧固定连接短鼓筒13，所述短鼓筒13为环形，其径向内侧与所述低压涡轮轴90之间间隔分布，且与所述低压涡轮轴90同轴设置；在轴向上，所述短鼓筒13后端与所述刚性轴承座3之间间隙分布；
34.当低压涡轮轴90断裂后，所述低压涡轮97向后移动，涡轮后轴颈1的后端与刚性轴承座3之间发生摩擦，限制低压涡轮97转速并使其刹车。
35.低压涡轮97和涡轮后承力框架98均为航空发动机9的现有技术结构，旋转部件涡轮后轴颈1和非旋转部件刚性轴承座3位于低压涡轮97和涡轮后承力框架98之间，并且涡轮后轴颈1位于低压涡轮97后端，刚性轴承座3位于涡轮后承力框架98的径向内侧与低压涡轮轴90之间的位置。
36.如图6和图7，本发明通过短鼓筒13后端与刚性轴承座3之间设计预留间隙，当低压涡轮轴90断裂后，旋转件低压涡轮97、涡轮后轴颈1、低压涡轮轴90在气动力的作用下会向后移动，并因为丧失了负载，在燃气的驱动下转速会越来越快，此时短鼓筒13与刚性轴承座
3相接触，产生滑动摩擦，从而使起到减速作用，实现快速刹车的目的。
37.参考图3、图4，涡轮后轴颈1整体包括一体化成型的止口安装边11、轴颈12、短鼓筒13和楔形锥面14，所述短鼓筒13后端设置楔形锥面14，所述刚性轴承座3包括与楔形锥面14适配且位置对应的前缘锥面32，所述楔形锥面14与所述前缘锥面32均为锥面结构，二者间隙分布。
38.具体地，楔形锥面14为环形锥面，由前至后的方向上外径逐渐缩短，前缘锥面32也为环形结构，其由前至后的方向上，与低压涡轮轴90之间的径向间隔逐渐缩短，低压涡轮轴90断裂后，楔形锥面14和前缘锥面32会发生接触摩擦，实现快速刹车。
39.进一步的，所述楔形锥面14的环向设置第一摩擦部，对应地所述前缘锥面32的环向设置第二摩擦部，第一、第二摩擦部用于提高接触时的摩擦力。
40.进一步的，所述第一摩擦部为固定设置在所述楔形锥面14上的第一凸齿141，所述第二摩擦部为固定设置在所述前缘锥面32上的第二凸齿321。
41.第一、第二凸齿环向均匀分布，二者的目的是提高滑动摩擦力，且啮合形成一定的旋转限位，使转子系统能够快速刹车。
42.进一步的，所述刚性轴承座3还包括设置在所述前缘锥面32前端的轴向挡边31，所述短鼓筒13的径向外侧设置有与所述轴向挡边31适配的环槽131，所述短鼓筒13的后端径向内侧固定设置凸块142；
43.当低压涡轮轴90断裂后，低压涡轮97转速增大，所述短鼓筒13发生径向变形，其与刚性轴承座3前端的轴向挡边31之间的径向间隔减小，环槽131嵌套到轴向挡边31上并相互卡滞，从而对低压涡轮97进行轴向限位，实现低压涡轮97回弹限位的功能，所述凸块142用于增大短鼓筒13的径向变形量。
44.轴向挡边31在前缘锥面32的前端形成凸起结构，环槽131与轴向挡边31径向相对，并存在一定间隙，在发动机正常工作期间，短鼓筒13的径向变形小于该间隙；而在低压涡轮轴90断裂后，涡轮转子在气动力的作用下向后移动并发生飞转，涡轮转子冲击刚性轴承座3后发生回弹，短鼓筒13因为飞转径向变形增大，环槽131与轴向挡边31相互卡滞，实现低压涡轮的回弹限位。
45.参考图3、图4，刚性轴承座3整体包括一体化成型的轴向挡边31、前缘锥面32、轴承安装部33，传力锥壳34和固定安装边35，所述前缘锥面32位于所述轴承安装部33的前端，所述轴承安装部33的径向内侧安装所述支点轴承4的轴承外环41，所述传力锥壳34倾斜设置，所述固定安装边35的后端与所述涡轮后承力框架98相连。
46.具体地，轴承安装部33与低压涡轮轴90平行，传力锥壳34倾斜设置，固定安装边35径向外侧与涡轮后承力框架98的安装边981通过螺栓连接在一起。
47.进一步的，所述轴颈12的后侧固定连接所述短鼓筒13的前端，所述轴颈12的径向外侧固定连接所述止口安装边11，所述止口安装边11与所述低压涡轮97可拆卸连接。
48.具体地，涡轮后轴颈1径向外侧的止口安装边11通过螺栓6与低压涡轮97的法兰边971和封严结构5的安装边51相连。
49.进一步的，所述轴颈12的径向内侧通过套齿联轴器2与所述低压涡轮轴90相连。
50.进一步的，所述轴颈12的径向内侧与所述低压涡轮轴90的径向外侧之间形成槽体，所述套齿联轴器2位于槽体内，所述轴颈12的后端抵接所述支点轴承4的前端端面，所述
支点轴承4的后端端面抵接螺母8，所述螺母8套接在所述低压涡轮轴90上。
51.具体地，轴承4包括轴承外环41、滚子42、保持架43和轴承内环44，轴承外环41与轴承安装部33内侧相抵，通过轴承挡边7实现轴承的定位安装；轴承内环44后端通过螺母8实现轴向定位，轴承内环44前端与轴颈12的后端抵接，并跟随低压涡轮轴90一起旋转，
52.轴颈12呈“l”形结构，其内侧边为长边，且为阶梯结构，低压涡轮轴90的径向外侧设置对应的阶梯部分，套齿联轴器2包括径向定位面一21、径向定位面二24、轴向定位面23和套齿22，径向定位面一21和径向定位面二24用于保证涡轮后轴颈1和低压涡轮轴90的同轴度，轴向定位面23用于涡轮后轴颈1的轴向定位安装，套齿22通过相互啮合传递扭矩。套齿22将涡轮的扭矩传递给压气机，压气机消耗能量，断轴后，失去了耗能部件，涡轮在燃气的吹动下，即气动力的作用下，转速持续升高，导致涡轮飞转。
53.下面说明本发明中防止涡轮飞转的刹车结构的工作原理：
54.楔形锥面14和所述前缘锥面32前后相对，并存在一定间隙，正常工作期间不会发生接触，其轴向间隙小于涡轮转子与涡轮静子之间的轴向间隙，确保发动机9发生低压轴90断裂时，低压涡轮转子后移，楔形锥面14与前圆锥面32率先接触；所述楔形锥面14带有第一凸齿141，前缘锥面32带有第二凸齿321，第一凸齿141和第二凸齿321厚度仅0.2-0.3mm，主要作用是增大相互接触时的摩擦力，实现低压涡轮转子的快速刹车。
55.短鼓筒13包括周向均布的通孔132和环槽131；通孔132的作用是为了防止滑油在短鼓筒13的内环面富集，环槽132与轴向挡边31径向相对，并存在一定间隙，在发动机正常工作期间，短鼓筒13的径向变形小于该间隙；而在低压涡轮轴90断裂后，涡轮转子在气动力的作用下向后移动并发生飞转，涡轮转子冲击刚性轴承座3后发生回弹，短鼓筒13因为转速上升而径向变形增大，环槽131与轴向挡边31相互卡滞，实现低压涡轮的回弹限位。
56.楔形锥面14与前缘锥面32相对，发动机正常工作时，不发生接触，低压涡轮断轴飞转后，通过楔形锥面14与前缘锥面32相互接触摩擦实现低压涡轮转子的快速刹车。涡轮后轴颈1与刚性轴承处3之间的刹车结构相比其他位于涡轮叶尖和涡轮盘缘的刹车结构，半径较小，具有更高的同轴度，稳定性更高，刹车时可以适当减少涡轮飞转的径向振幅，保证飞转涡轮快速刹车的稳定实现。
57.以上所述的实施例仅是对本发明的优选方式进行描述，并非对本发明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通技术人员对本发明的技术方案做出的各种变形、变型、修改、替换，均应落入本发明权利要求书确定的保护范围内。

技术特征：
1.一种用于航空发动机断轴后防止涡轮飞转的刹车结构，应用在航空发动机(9)上，其特征在于：该刹车结构位于低压涡轮(97)和涡轮后承力框架(98)之间，低压涡轮(97)的后端固定设置涡轮后轴颈(1)，涡轮后轴颈(1)与低压涡轮轴(90)相连，低压涡轮轴(90)上安装支点轴承(4)，支点轴承(4)通过刚性轴承座(3)与涡轮后承力框架(98)相连；所述涡轮后轴颈(1)的后侧固定连接短鼓筒(13)，所述短鼓筒(13)为环形，其径向内侧与所述低压涡轮轴(90)之间间隔分布，且与所述低压涡轮轴(90)同轴设置；在轴向上，所述短鼓筒(13)后端与所述刚性轴承座(3)之间间隙分布；当低压涡轮轴(90)断裂后，所述低压涡轮(97)向后移动，涡轮后轴颈(1)的后端与刚性轴承座(3)之间发生摩擦，限制低压涡轮(97)转速并使其刹车。2.根据权利要求1所述的一种用于航空发动机断轴后防止涡轮飞转的刹车结构，其特征在于：所述短鼓筒(13)后端设置楔形锥面(14)，所述刚性轴承座(3)包括与楔形锥面(14)适配且位置对应的前缘锥面(32)，所述楔形锥面(14)与所述前缘锥面(32)均为锥面结构，二者间隙分布。3.根据权利要求2所述的一种用于航空发动机断轴后防止涡轮飞转的刹车结构，其特征在于：所述楔形锥面(14)的环向设置第一摩擦部，对应地所述前缘锥面(32)的环向设置第二摩擦部，第一、第二摩擦部用于提高接触时的摩擦力。4.根据权利要求2所述的一种用于航空发动机断轴后防止涡轮飞转的刹车结构，其特征在于：所述第一摩擦部为固定设置在所述楔形锥面(14)上的第一凸齿(141)，所述第二摩擦部为固定设置在所述前缘锥面(32)上的第二凸齿(321)。5.根据权利要求2所述的一种用于航空发动机断轴后防止涡轮飞转的刹车结构，其特征在于：所述刚性轴承座(3)还包括设置在所述前缘锥面(32)前端的轴向挡边(31)，所述短鼓筒(13)的径向外侧设置有与所述轴向挡边(31)适配的环槽(131)，所述短鼓筒(13)的后端径向内侧固定设置凸块(142)；当低压涡轮轴(90)断裂后，低压涡轮(97)转速增大，所述短鼓筒(13)发生径向变形，其与刚性轴承座(3)前端的轴向挡边(31)之间的径向间隔减小，环槽(131)嵌套到轴向挡边(31)上并相互卡滞，从而对低压涡轮(97)进行轴向限位，实现低压涡轮(97)回弹限位的功能，所述凸块(142)用于增大短鼓筒(13)的径向变形量。6.根据权利要求2所述的一种用于航空发动机断轴后防止涡轮飞转的刹车结构，其特征在于：所述刚性轴承座(3)还包括依次设置的轴承安装部(33)、传力锥壳(34)和固定安装边(35)，所述前缘锥面(32)位于所述轴承安装部(33)的前端，所述轴承安装部(33)的径向内侧安装所述支点轴承(4)的轴承外环(41)，所述传力锥壳(34)倾斜设置，所述固定安装边(35)的后端与所述涡轮后承力框架(98)相连。7.根据权利要求1所述的一种用于航空发动机断轴后防止涡轮飞转的刹车结构，其特征在于：所述涡轮后轴颈(1)包括止口安装边(11)和轴颈(12)，所述轴颈(12)的后侧固定连接所述短鼓筒(13)的前端，所述轴颈(12)的径向外侧固定连接所述止口安装边(11)，所述止口安装边(11)与所述低压涡轮(97)可拆卸连接。8.根据权利要求7所述的一种用于航空发动机断轴后防止涡轮飞转的刹车结构，其特征在于：所述轴颈(12)的径向内侧通过套齿联轴器(2)与所述低压涡轮轴(90)相连。9.根据权利要求8所述的一种用于航空发动机断轴后防止涡轮飞转的刹车结构，其特
征在于：所述轴颈(12)的径向内侧与所述低压涡轮轴(90)的径向外侧之间形成槽体，所述套齿联轴器(2)位于槽体内，所述轴颈(12)的后端抵接所述支点轴承(4)的前端端面，所述支点轴承(4)的后端端面抵接螺母(8)，所述螺母(8)套接在所述低压涡轮轴(90)上。10.一种航空发动机，采用如权利要求1-9任意一项所述的刹车结构，其特征在于：该航空发动机(9)包括由前至后依次设置的三级风扇(91)，中介承力框架(92)，五级高压压气机(93)，环形燃烧室(94)，一级高压涡轮(95)，涡轮级间承力框架(96)，低压涡轮(97)和涡轮后承力框架(98)，该刹车结构位于低压涡轮(97)和涡轮后承力框架(98)之间，所述低压涡轮(97)为两级低压涡轮。

技术总结
本发明属于航空发动机安全性设计领域，公开了一种用于航空发动机断轴后防止涡轮飞转的刹车结构，该刹车结构位于低压涡轮和涡轮后承力框架之间，所述涡轮后轴颈的后侧固定连接短鼓筒，所述短鼓筒为环形，其径向内侧与所述低压涡轮轴之间间隔分布，且与所述低压涡轮轴同轴设置；在轴向上，所述短鼓筒后端与所述刚性轴承座之间间隙分布；当低压涡轮轴断裂后，所述低压涡轮向后移动，涡轮后轴颈的后端与刚性轴承座之间发生摩擦，限制低压涡轮转速并使其刹车，本发明实现了航空发动机涡轮飞转的快速刹车与回弹限位，保证了涡轮部件结构的完整性，防止二次事故的发生，具有较高安全性。具有较高安全性。具有较高安全性。


技术研发人员：李超 洪杰 付杰 陈雪骑 王永锋 马艳红
受保护的技术使用者：北京航空航天大学
技术研发日：2023.05.17
技术公布日：2023/7/3