[发明专利]航空发动机的可失效转子支承结构

说明书

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。

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。