[实用新型]长悬臂可靠支撑风扇性能试验件

说明书

本实用新型提供了一种长悬臂可靠支撑风扇性能试验件，包括风扇转子，用于支承所述风扇转子的承载件，所述承载件沿轴向向后延伸并连接承力框架，还包括连接所述承载件和承力框架的支撑件，所述承力框架、支撑件和承载件间构成一个三角形的承力结构。源于风扇转子的振动载荷一路通过承载件轴向传递至承力框架，另一路通过支撑件径向传递至承力框架，两条传力路径及承力框架形成“三角形”结构形式，可以有效改变长悬臂缩尺风扇性能试验件悬臂处传力可靠性低及承力外机匣上悬臂起始位置承载大的问题。

技术领域

本实用新型涉及航空发动机风扇部件结构设计领域，特别涉及一种长悬臂可靠支撑风扇性能试验件。

背景技术

目前国内外民用航空发动机的缩尺风扇性能试验件，在进行结构整体布局时，对于试验件“转子-支承”系统结构，两支点往往安装在轴承座与后端承力框架共同组成的“支承”中，而风扇转子支承在两支点上。

从传力路径角度看，风扇转子产生的振动载荷主要经过前轴承、轴承座传递至后端承力框架，风扇转子及轴承座悬于承力框架的前方，形成悬臂结构形式；对于试验件轴承“润滑”系统结构，通往轴承腔的供、回油，供、回气，往往经过位于后端承力框架上支板内部的通道，实现轴承腔内油、气试验件外台架油、气路的连通。

但上述缩尺风扇性能试验件的结构布局解决方案在一些应用场景下存在以下问题：

对于某些航空发动机而言，出于气动性能、工艺可实现性等因素综合考虑，风扇外涵仅设置了外涵出口导叶而取消了传统意义上的承力支板。

相应的，在设计缩尺风扇性能试验件结构时，需采用缩放的外涵出口导叶，此时风扇外涵出口导叶因厚度尺寸所限，无法在导叶内部布置试验件的供、回油气通道，只能在外涵出口导叶下游布置单独的承力框架支板。

该场景下的风扇转子及轴承座相对于承力框架的悬臂“被迫”加长，风扇转子产生的振动载荷经过相对更长的传力路径才能传递到承力框架上(如图4所示)，此时一方面降低了悬臂部分传力的可靠性，另一方面风扇转子产生的振动载荷(尤其是高状态喘振等试验科目中的振动载荷)与长悬臂共同作用使得承力外机匣上悬臂的起始位置承受较大的力矩载荷，增大了试验件安全运转的风险。

实用新型内容

本实用新型要解决的技术问题是为了克服现有技术悬臂处传力可靠性低，及承力外机匣上悬臂起始位置承载大进而增大试验件安全运转风险的缺陷，提供一种长悬臂可靠支撑风扇性能试验件。

本实用新型是通过下述技术方案来解决上述技术问题：

一种长悬臂可靠支撑风扇性能试验件，包括风扇转子，用于支承所述风扇转子的承载件，所述承载件沿轴向向后延伸并连接承力框架，还包括连接所述承载件和承力框架的支撑件，所述承力框架、支撑件和承载件间构成一个三角形的承力结构。

本结构布局相对于传统布局的传力路径增加了一条辅助的传力路径，使承载件所受的载荷能够分别支撑件和承力框架传递至外机匣，分担了承载件所受的力矩载荷，提高了可靠性。源于风扇转子的振动载荷一路通过承载件轴向传递至承力框架，另一路通过支撑件径向传递至承力框架，两条传力路径及承力框架形成“三角形”结构形式，可以有效改变长悬臂缩尺风扇性能试验件悬臂处传力可靠性低及承力外机匣上悬臂起始位置承载大的问题。

优选的，承力框架和支撑件的径向外端为周向连续结构，承力框架与支撑件的径向外端彼此轴向连接以构成外机匣的至少一部分。承力框架、支撑件与外机匣间采用一体化结构，可提高结构强度。另外，还能够减少零件数量，简化制造难度，降低制造成本。

优选的，承力框架和支撑件的径向中部为周向连续结构，承力框架与支撑件的径向中部彼此轴向连接，由此在外机匣与承载件间的空间分隔为位于径向外侧的外涵道和径向内侧的内涵道。采用这样的结构，可减少零件数量、提高结构强度、简化制造难度、降低制造成本。