[发明专利]航空发动机后承力框架

说明书

本发明提供了一种航空发动机后承力框架，其包括外机匣、前段内流道、后段内流道和弹性轴承座，所述外机匣设置有多个穿过流道的承力支板，每个所述承力支板的内侧前端设置有前端安装边，后端设置有后端安装边；所述前端安装边的下端与所述弹性轴承座的一端连接，所述前端安装边的上端与所述前段内流道连接；所述后端安装边的下端与所述弹性轴承座的另一端连接，所述后端安装边的上端与所述后段内流道连接。本发明航空发动机后承力框架能够实现通过较大温度梯度区保持稳定刚性及各态热匹配，保证发动机各状态的稳定运转，及长寿命高可靠性的要求。

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，特别涉及一种航空发动机后承力框架。

背景技术

在航空发动机领域中，航空发动机的后承力框架是发动机关键部件，其位于发动机后部热端，主要承担将转子后部支点重力、冲击传出到外部机匣的功能。

后承力框架是发动机的一个主要承力结构，对发动机的稳定可靠运行至关重要。由于后承力框架位于发动机的后部热端，要穿过高温的流道，工作环境苛刻，其结构方案一直是各航空发动机公司设计领域的关键技术。

由于后承力框架是发动机一个主要承力结构，因此其刚性的稳定对整个发动机的稳定运转至关重要。后承力框架穿过高温的发动机流道，通过的区域温度梯度较大，其热匹配问题对发动机的长寿命、可靠性也至关重要。

后承力框架通过的较大温度梯度区域的刚性稳定及通过的较大温度梯度区域的热匹配问题，可以保证发动机各状态的稳定运转，以及对发动机长寿命高可靠性的要求。

有鉴于此，各航空发动机研究机构都在摸索克服后承力框架热稳定性的设计方案，以期克服上述技术问题。

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后承力框架的热稳定性有待提高的缺陷，提供一种航空发动机后承力框架。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：

一种航空发动机后承力框架，其特点在于，所述航空发动机后承力框架包括外机匣、前段内流道、后段内流道和弹性轴承座，所述外机匣设置有多个穿过流道的承力支板，每个所述承力支板的内侧前端设置有前端安装边，后端设置有后端安装边；

所述前端安装边的下端与所述弹性轴承座的一端连接，所述前端安装边的上端与所述前段内流道连接；所述后端安装边的下端与所述弹性轴承座的另一端连接，所述后端安装边的上端与所述后段内流道连接。

根据本发明的一个实施例，所述航空发动机后承力框架还包括前段外流道和后段外流道，所述前段外流道和所述后段外流道分别安装在所述外机匣的前后端面的安装边上。

根据本发明的一个实施例，所述航空发动机后承力框架还包括弹性挡片，所述弹性挡片的上端与所述后端安装边连接，所述弹性挡片的下端与所述弹性轴承座的另一端连接。

根据本发明的一个实施例，所述航空发动机后承力框架还包括环段，所述环段安装在所述后端安装边和所述后段内流道之间。

根据本发明的一个实施例，所述弹性轴承座呈Y型。

根据本发明的一个实施例，所述外机匣设置有八个承力支板，所述承力支板均布在所述外机匣内，且采用空心结构。

根据本发明的一个实施例，所述前段外流道和所述后段外流道为流道腔的外层，所述后段外流道上与所述承力支板对应的位置处开设有第一缺口。

根据本发明的一个实施例，所述前段内流道和所述后段内流道为流道腔的内层，所述后段内流道上与所述承力支板对应的位置处开设有第二缺口。

根据本发明的一个实施例，所述外机匣的前后端面的安装边呈扇形段。

根据本发明的一个实施例，所述弹性轴承座的刚性为所述外机匣和所述承力支板的刚性的三分之一。