一种航空发动机及其带有金属橡胶的支承结构

1.本发明属于航空发动机安全性设计领域，具体涉及一种航空发动机及其带有金属橡胶的支承结构。


背景技术：

2.叶片飞失对于航空发动机来说是一种极端且复杂的载荷状态。随着工业技术的发展，航空发动机风扇叶片的直径越来越大，叶片飞失事故产生的不平衡载荷也越来越大，产生的事故危害性也越来越严重。欧洲cs-e、中国ccar针对叶片飞失故障提出了安全性要求：航空发动机设计部门需要保证发动机在叶片飞失后：碎断件被包容且不导致发动机的二次破坏；发动机保持悬挂于机翼不脱落；不发生着火，且能够维持运转。
3.为了降低叶片飞失产生的危害，传统的方法是增加关键部位的结构强度，这样的做法会导致发动机的质量增大，不利于航空发动机的减重设计。近年来，为了降低叶片飞失对航空发动机带来的危害，一般通过航空发动机的结构合理布局从结构上进行安全性设计。
4.叶片飞失后不平衡转子系统最大的危险点在于转子系统经过临界转速时的振动响应突增，严重时过大的支点动载荷会直接造成轴承卡滞，断轴等二次事故。为了避免叶片飞失后因不平衡载荷给航空发动机转子系统带来的二次事故，常用的设计方案是在距风扇叶片最近的1号支点设计一个瞬断结构，使转子系统失去一个轴承支点，改变转子的动力特性，降低转子的支点动载荷峰值，避免发生其他关键部件被破坏。
5.但是，风扇转轴失去支点轴承支点，转子的约束将被释放，只能依靠第二轴承对大直径风扇进行约束，在大不平衡载荷的作用下，风扇部件的位移振幅较之前更大。这会导致风扇叶片大振幅振动，这会导致风扇轴在第二轴承处由于被约束而产生局部的弯曲变形和应力集中，大半径振动会引起叶片与风扇机匣发生严重碰摩，引起转子非协调涡动，产生反进动或弯扭耦合振动，导致风扇轴失稳，危及飞机的安全。因此，需要通过结构的合理设计，既能降低转子的支点动载荷峰值，又能约束风扇轮盘的大直径振动，保证航空发动机的安全。


技术实现要素：

6.为解决上述技术问题，本发明提供一种航空发动机及其带有金属橡胶的支承结构，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：
7.一种带有金属橡胶的支承结构，应用在航空发动机上，包括设置在支点轴承上的刚性轴承座和轴向挡板，所述刚性轴承座与所述轴向挡板相连且连接航空发动机的中介承力框架，所述刚性轴承座与所述轴向挡板之间形成环形槽，所述支点轴承外侧设置在所述环形槽内；
8.所述刚性轴承座与所述轴向挡板相对的一侧分别固定连接第一传力凸台和第二传力凸台，所述第一、第二传力凸台均位于所述环形槽内，所述环形槽内还设置有弹性环，
所述弹性环两端分别设置有第一、第二传力凸台嵌入的缺口部，所述弹性环的内、外侧分别与支点轴承的外侧、刚性轴承座的内侧相抵；
9.当航空发动机的叶片飞失时，第一、第二传力凸台断裂，支点载荷通过支点轴承、弹性环和刚性轴承座依次向外传递。
10.进一步的，所述弹性环包括由外至内依次设置的外层金属橡胶弹性环、中层金属橡胶弹性环与内层金属橡胶弹性环，所述外层金属橡胶弹性环与所述内层金属橡胶弹性环的宽度相等、并且大于所述中层金属橡胶弹性环的宽度，从而在所述中层金属橡胶弹性环的两端形成所述缺口部。
11.进一步的，所述刚性轴承座包括固定安装边、横边和竖边，所述横边一端的下侧与竖边固定相连、其另外一端的上侧与固定安装边固定相连，所述固定安装边与所述轴向挡板可拆卸连接，所述竖边与所述轴向挡板之间间隔设置以形成所述环形槽。
12.进一步的，所述第一传力凸台与所述竖边固定相连，所述第二传力凸台与所述轴向挡板固定相连，所述弹性环的外侧与所述横边内侧相抵，所述轴向挡板贴合所述固定安装边。
13.进一步的，所述第一传力凸台连接所述竖边的一端的上下两侧、所述第二传力凸台连接所述轴向挡板的一端的上下两侧分别设置有第一凹槽和第二凹槽，以用于降低第一、第二传力凸台在该部位的强度。
14.进一步的，所述第一传力凸台与所述第二传力凸台的厚度相等，二者厚度值通过强度计算得出。
15.进一步的，所述固定安装边和所述轴向挡板通过螺栓连接中介承力框架上的轴承锥壳安装边。
16.一种航空发动机，其中介承力框架与支点轴承之间采用权利要求-任意一项所述的支承结构来支承。
17.进一步的，所述支点轴承安装在风扇轴上，所述风扇轴上安装有风扇叶盘，所述中介承力框架通过第二轴承连接风扇轴。
18.本发明具有以下有益效果：
19.本发明支承结构的安全性设计可以在叶片飞失后的大支点动载荷的作用下实现刚度突变，且不释放支点约束，避免了风扇的大幅值振动，防止了轴承卡滞破坏，保证转子可以稳定旋转，具有较高的安全性，而且可以实现转子支承的变刚度设计，改变了转子系统的动力学特性，利用弹性环2吸收振动能量，降低了支点动载荷的外传。
附图说明
20.图1为本发明中某典型高涵道比涡扇航空发动机的剖视图。
21.图2为图1中a处的放大图；
22.图3为图2中的放大图，其中左侧为b1处放大图，右侧为b2处放大图；
23.图4为本发明中航空发动机正常工作时支承结构的支点动载荷的传力路线。
24.图5为本发明中叶片飞失后的支承结构的支点动载荷的传力路线。
具体实施方式
25.下面将结合本发明实施例中的图1-图5，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。
26.参考图1，为本发明的航空发动机9的具体结构，其包括风扇叶盘91、风扇轴92、支点轴承4、中介承力框架93和第二轴承94，中介承力框架93与支点轴承4之间采用本发明的支承结构来支承，所述支点轴承4安装在风扇轴92上，所述风扇轴92上安装有风扇叶盘91，所述中介承力框架93通过第二轴承94连接风扇轴92。
27.本发明的航空发动机9为高涵道比涡扇发动机，本发明主要用于高涵道比涡扇发动机的支点轴承4的一种支承结构的安全性设计，支点轴承4为现有技术，其具体包括轴承外环41、滚子42、保持架43和轴承内环44。
28.需要说明的是，附图2-图5为截面示意图，本发明的支点轴承4、刚性轴承座1、轴向挡板3和弹性环2为同轴的环形旋转体结构，图4、图5中的箭头即支点动载荷的传力路线。
29.参考图2，为本发明的一种带有金属橡胶的支承结构，应用在航空发动机9上，包括设置在支点轴承4上的刚性轴承座1和轴向挡板3，所述刚性轴承座1与所述轴向挡板3相连且连接航空发动机9的中介承力框架93，所述刚性轴承座1与所述轴向挡板3之间形成环形槽，所述支点轴承4的径向外侧设置在所述环形槽内，即轴承外环41位于环形槽内；
30.所述刚性轴承座1与所述轴向挡板3相对的一侧分别固定连接第一传力凸台14和第二传力凸台31，所述第一、第二传力凸台均位于所述环形槽内，所述环形槽内还设置有弹性环2，所述弹性环2两端分别设置有第一、第二传力凸台嵌入的缺口部，所述弹性环2的径向内、外侧分别与支点轴承4的径向外侧、刚性轴承座1的径向内侧相抵，也就是在图2中，弹性环2的上下两侧分别抵接刚性轴承座1的径向内侧、轴承外环41的径向外侧。
31.当航空发动机9的叶片91飞失时，第一、第二传力凸台断裂，支点载荷通过支点轴承4、弹性环2和刚性轴承座1依次向外传递。
32.如图4，在航空发动机9正常工作期间，发动机9的振动响应处于一个较低的量级，支点动载荷通过支点轴承4，经支点轴承4(具体为轴承外环41)传入第一传力凸台14和第二传力凸台31并向外传递。
33.如图5，叶片飞失为现代航空发动机的一种典型的恶劣事故，当航空发动机9发生叶片91飞失时，发动机轴承4处支点动载荷过大，第一传力凸台14与第二传力凸台31发生断裂，不再参与载荷传递，发动机的支点动载荷通过支点轴承4直接传入弹性环2，再通过刚性轴承座1向外传递到中介承力框架93。
34.在叶片飞失故障发生后，刚性轴承座1与轴向挡板3之间的环形槽依然对支点轴承4形成限位约束，因此支点轴承4依然能实现转动功能。
35.本发明设计的支承结构可以在叶片飞失后的大支点动载荷的作用下实现刚度突变，且不释放支点约束，避免了风扇的大幅值振动，防止了轴承卡滞破坏，保证转子可以稳定旋转，具有较高的安全性，而且可以实现转子支承的变刚度设计，改变了转子系统的动力学特性，利用弹性环2收振动能量，降低了支点动载荷的外传。
36.并且该支承结构设计的瞬断减振结构(第一、第二传力凸台)置于支点轴承4的外侧，不影响轴承支点系统的润滑供油，对环下供油或侧方位供油均不产生影响，且结构简
单，安装方便，降低了设计、加工与装配成本。
37.参考图2、图3，下面说明弹性环2的具体结构：
38.所述弹性环2包括由外至内依次设置的外层金属橡胶弹性环21、中层金属橡胶弹性环22与内层金属橡胶弹性环23，即外层金属橡胶弹性环21位于径向最外侧，内层金属橡胶弹性环23位于径向最内侧。
39.所述外层金属橡胶弹性环21与所述内层金属橡胶弹性环23的宽度相等、并且大于所述中层金属橡胶弹性环22的宽度，从而在所述中层金属橡胶弹性环22的两端形成所述缺口部，具体而言，外层金属橡胶弹性环21、中层金属橡胶弹性环22与内层金属橡胶弹性环23共同形成“工”字形截面结构。
40.优选的，内层金属橡胶弹性环23的厚度小于外层、中层金属橡胶弹性环，在航空发动机9正常工作期间，为了控制发动机的振动响应，保证发动机推力的稳定输出，在支点轴承4外侧(具体为轴承外环41)处添加一层薄的金属橡胶弹性环23，用于航空发动机9转子系统经过临界转速时的减振吸能，调整转子系统在正常工作期间的动力学特性。
41.参考图2、图3，下面说明刚性轴承座1的具体结构：
42.所述刚性轴承座1包括固定安装边11、横边12和竖边13，所述横边12一端的下侧与竖边13固定相连、其另外一端的上侧与固定安装边11固定相连，所述固定安装边11与所述轴向挡板3可拆卸连接，所述竖边13与所述轴向挡板3之间间隔设置以形成所述环形槽。
43.具体地，安装边11、横边12和竖边13可以为固定连接或一体化成型，横边12水平设置，安装边11竖直设置在横边12一端的下方，竖边13竖直设置在横边12另外一端的上方，安装边11径向内侧的内环面121对弹性环2实现径向定位。
44.进一步的，所述第一传力凸台14与所述竖边13固定相连，所述第二传力凸台31与所述轴向挡板3固定相连，所述弹性环2的外侧，即外层金属橡胶弹性环21与所述横边12内侧相抵，所述轴向挡板3贴合所述固定安装边11。
45.进一步的，所述第一传力凸台14连接所述竖边13的一端的上下两侧、所述第二传力凸台31连接所述轴向挡板3的一端的上下两侧分别设置有第一凹槽141和第二凹槽311，以用于降低第一、第二传力凸台在该部位的强度。
46.具体地，该部位是指第一、第二传力凸台的根部，也就是二者分别连接竖边13、轴向挡板3的一端，第一凹槽141、第二凹槽311分别位于第一传力凸台14根部的上下两侧。
47.进一步的，所述第一传力凸台14与所述第二传力凸台31的厚度相等，二者厚度值通过强度计算得出。
48.具体而言，风扇叶片飞失后的支点动载荷和发动机正常工作状态支点动载荷的几十倍甚至上百倍，第一传力凸台14与所述第二传力凸台31的厚度需要保证在发动机正常工作状态下能够稳定传力而不断裂，而在支点动载荷过大时，发生断裂。
49.此外，第一传力凸台14、第二传力凸台31的厚度值通过强度计算得出时，其方法包括：
50.首先计算出发动机最大工作状态下的支点动载荷和叶片飞失后的支点动载荷；依据第一强度理论：σ1≤[σ]，传力凸台的厚度可以保证发动机在5-10倍最大工况的支点动载荷下的传力凸台不发生断裂，即10倍最大工况载荷计算得到的σ1＝[σ]，σ1为传力凸台危险点处(第一凹槽141和第二凹槽311)的最大拉应力，[σ]为单向拉伸许用应力，[σ]根据传力
凸台的材料决定。
[0051]
进一步的，所述固定安装边11和所述轴向挡板3通过螺栓5连接中介承力框架93上的轴承锥壳安装边6。
[0052]
具体地，轴承锥壳安装边6为中介承力框架93上的部件，螺栓5穿过轴承锥壳安装边6、固定安装边11和所述轴向挡板3，并通过螺母锁紧。
[0053]
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：
1.一种带有金属橡胶的支承结构，应用在航空发动机(9)上，其特征在于：包括设置在支点轴承(4)上的刚性轴承座(1)和轴向挡板(3)，所述刚性轴承座(1)与所述轴向挡板(3)相连且连接航空发动机(9)的中介承力框架(93)，所述刚性轴承座(1)与所述轴向挡板(3)之间形成环形槽，所述支点轴承(4)外侧设置在所述环形槽内；所述刚性轴承座(1)与所述轴向挡板(3)相对的一侧分别固定连接第一传力凸台(14)和第二传力凸台(31)，所述第一、第二传力凸台均位于所述环形槽内，所述环形槽内还设置有弹性环(2)，所述弹性环(2)两端分别设置有第一、第二传力凸台嵌入的缺口部，所述弹性环(2)的内、外侧分别与支点轴承(4)的外侧、刚性轴承座(1)的内侧相抵；当航空发动机(9)的叶片(91)飞失时，第一、第二传力凸台断裂，支点载荷通过支点轴承(4)、弹性环(2)和刚性轴承座(1)依次向外传递。2.根据权利要求1所述的一种带有金属橡胶的支承结构，其特征在于：所述弹性环(2)包括由外至内依次设置的外层金属橡胶弹性环(21)、中层金属橡胶弹性环(22)与内层金属橡胶弹性环(23)，所述外层金属橡胶弹性环(21)与所述内层金属橡胶弹性环(23)的宽度相等、并且大于所述中层金属橡胶弹性环(22)的宽度，从而在所述中层金属橡胶弹性环(22)的两端形成所述缺口部。3.根据权利要求1所述的一种带有金属橡胶的支承结构，其特征在于：所述刚性轴承座(1)包括固定安装边(11)、横边(12)和竖边(13)，所述横边(12)一端的下侧与竖边(13)固定相连、其另外一端的上侧与固定安装边(11)固定相连，所述固定安装边(11)与所述轴向挡板(3)可拆卸连接，所述竖边(13)与所述轴向挡板(3)之间间隔设置以形成所述环形槽。4.根据权利要求3所述的一种带有金属橡胶的支承结构，其特征在于：所述第一传力凸台(14)与所述竖边(13)固定相连，所述第二传力凸台(31)与所述轴向挡板(3)固定相连，所述弹性环(2)的外侧与所述横边(12)内侧相抵，所述轴向挡板(3)贴合所述固定安装边(11)。5.根据权利要求4所述的一种带有金属橡胶的支承结构，其特征在于：所述第一传力凸台(14)连接所述竖边(13)的一端的上下两侧、所述第二传力凸台(31)连接所述轴向挡板(3)的一端的上下两侧分别设置有第一凹槽(141)和第二凹槽(311)，以用于降低第一、第二传力凸台在该部位的强度。6.根据权利要求1-5任意一项所述的一种带有金属橡胶的支承结构，其特征在于：所述第一传力凸台(14)与所述第二传力凸台(31)的厚度相等，二者厚度值通过强度计算得出。7.根据权利要求3所述的一种带有金属橡胶的支承结构，其特征在于：所述固定安装边(11)和所述轴向挡板(3)通过螺栓(5)连接中介承力框架(93)上的轴承锥壳安装边(6)。8.一种航空发动机，其中介承力框架(93)与支点轴承(4)之间采用权利要求1-7任意一项所述的支承结构来支承。9.根据权利要求8所述的一种航空发动机，其特征在于：所述支点轴承(4)安装在风扇轴(92)上，所述风扇轴(92)上安装有风扇叶盘(91)，所述中介承力框架(93)通过第二轴承(94)连接风扇轴(92)。

技术总结
本发明属于航空发动机安全性设计领域，公开了一种航空发动机及其带有金属橡胶的支承结构，该支承结构中：刚性轴承座与轴向挡板相对的一侧分别固定连接第一传力凸台和第二传力凸台，第一、第二传力凸台均位于环形槽内，环形槽内还设置有弹性环，弹性环两端分别设置有第一、第二传力凸台嵌入的缺口部，当航空发动机的叶片飞失时，第一、第二传力凸台断裂，支点载荷通过支点轴承、弹性环和刚性轴承座依次向外传递，本发明支承结构的安全性设计可以在叶片飞失后的大支点动载荷的作用下实现刚度突变，且不释放支点约束，避免了风扇的大幅值振动，防止了轴承卡滞破坏，保证转子可以稳定旋转，具有较高的安全性。具有较高的安全性。具有较高的安全性。


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：2023.03.31
技术公布日：2023/6/3