[发明专利]航空发动机的风扇转子支撑系统及可失效轴承支撑装置

说明书

本发明的目的是提供一种航空发动机的可失效轴承支撑装置，在发生FBO事件时，刚度可变且局部可失效，以降低风扇叶片脱落时传递到承力结构的载荷。本发明的另一目的在于提供一种航空发动机的风扇转子支撑系统，其包括前述支撑装置。为实现前述目的的航空发动机的可失效轴承支撑装置包括环形壁体，环形壁体包括第一锥壁、波形结构以及第二锥壁；其中波形结构具有波峰部、波谷部以及在波峰部和波谷部之间延伸的坡，该波形结构的刚性低于第一锥壁和第二锥壁，并在FBO事件发生时可容许有变形；在相邻的坡之间设置有加强筋，加强筋设置有薄弱环节，在FBO事件发生时可失效断裂。

技术领域

本发明涉及航空发动机的风扇转子支撑系统及可失效轴承支撑装置。

背景技术

大涵道比航空发动机的风扇叶片在长期运转或外物损伤时，有发生风扇叶片脱落的危险，风扇叶片脱落(FBO)所产生的不平衡载荷是发动机所有转子叶片脱落中载荷最大，也是最危险的，为保证飞机飞行安全，航空发动机适航标准CCAR33.94条款-“叶片包容和转子不平衡试验”要求FBO时，安装节所受到的FBO载荷不致使发动机从安装节脱落，为达到这一目的，现代新型发动机均采用不同形式的降载结构设计(Load Reduce Design)，其主要原理是在FBO发生时，使得某一支点的传力路径失效，从而改变发动机承力结构的载荷传递路径，同时改变转子系统的临界转速，以达到降载目的。

成熟的航空发动机厂家，如GE、PW、SNECMA等申请了大量的降载结构设计的专利，并在发动机中得到了应用。GE的CF34-10在靠近风扇轴的轴承支承锥壁与中介机匣的连接螺栓，采用了颈缩螺栓的设计，FBO时颈缩螺栓失效(专利号：US6240719，GE，2001)，这种方式下轴承支承锥壁结构上分离并完全失去承载能力，螺栓断裂后会形成多余物，且轴承支承锥壁成为活动部件，可能发动机内部其他部件发生碰撞；GE90-115B有主、次两处失效保护结构，在1号轴承支承锥壁上设计有减薄段(专利号：US6447248，GE，2002)，FBO时减薄段首先失效，且2支点位置处转子上设计球铰、销钉结构，1号支承锥壁失效后，二支点销钉失效、释放风扇轴角向自由度(专利号：US6783319，GE，2004)，这种失效保护形式同样会使得1号锥壁完全失去承载能力，且锥壁前端成为活动部件，有碰撞风险。GE公司的上述专利设计具有较好的降载效果，并GE的一系列机型上得到了实际应用。

联合技术(UTC)在专利US6428269B1(2002)中，将1号支承锥壁分为两段，两段之间用颈缩螺栓连接，通过螺栓剪断来使得1号轴承支承锥壁支承失效，这种方案也能起到很好的降载效果，但锥壁完全失去承载能力，且同样会产生多余物和活动部件。

SNECMA在US5974782(1999)中提出一种双层锥壁的1号轴承支承结构，正常工作时，其中一层承载，突遇大的不平衡的时候，两层锥壁间的连接结构失效，变成另一层锥壁承载，这种结构的在局部失效后仍然具有承载能力，但要额外增加一层锥壁结构。

RR公司在专利US6109022提出一种复杂的可失效支承结构，基本理念是风扇支点轴承支承有两条传力路径，其中一条在路径在大不平衡载荷下，连接处相对滑移，允许1支点有较大的径向位移。这种形式在结构上过于复杂。

发明内容

本发明的目的是提供一种航空发动机的可失效轴承支撑装置，在发生FBO事件时，刚度可变且局部可失效，以降低风扇叶片脱落时传递到承力结构的载荷。

本发明的另一目的在于提供一种航空发动机的风扇转子支撑系统，其包括前述支撑装置。

为实现前述目的的航空发动机的可失效轴承支撑装置，用于将风扇转子的前轴承连接到机匣以进行支撑，包括支撑壁，所述支撑壁为环形结构，具有直径较大的大端和直径较小的小端以及在所述大端和所述小端之间的环形壁体，所述小端用于连接前轴承，所述大端用于连接机匣；

所述环形壁体包括第一锥壁、波形结构以及第二锥壁；