CN110206646B - 一种航空发动机轴承支承组件及航空发动机 - Google Patents

Abstract

本发明的目的是提供一种航空发动机轴承支承组件及航空发动机。本发明提供的航空发动机轴承支承组件，包括安装座，安装座具有安装面，安装面为球面的一部分；航空发动机轴承支承组件还包括定位环、连接件、第一限位圈和第二限位圈；第一限位圈和第二限位圈分别与该安装面球面接触，用于分别支承该轴承；定位环固定设置在安装面上；连接件用于将第一限位圈、第二限位圈和定位环固定连接成一体。定位环用于承受过载力而与安装面脱离。由于定位环被夹紧，因此不会飞脱，因此具有较高的安全性。本发明提供的航空发动机包括上述航空发动机轴承支承组件，因此具有较高的安全性。

Description

一种航空发动机轴承支承组件及航空发动机

技术领域

本发明涉及一种航空发动机轴承支承组件及航空发动机。

背景技术

根据适航条例(FAR33.74、FAR33.94)的要求，商用航空发动机必须保证FBO事件(风扇叶片飞出)的发生不会导致灾难性后果。为保证航空发动机在FBO事件发生后的安全，传统的方法是增大发动机传力路径上各部件的结构强度，如转子支承结构、承力机匣、安装系统等，增大其应力储备裕度，以保证关键部件不会在FBO载荷下破坏。然而，这会导致发动机重量增大，不利于减重设计。

近年来，随着发动机推力的提升，风扇叶片直径越来越大，FBO事件导致的不平衡载荷也越来越大。为了在不显著增大发动机重量的情况下，保证FBO事件不引起灾难性后果，熔断设计的概念被应用于发动机设计中。常见的熔断设计方案是在距离风扇最近的1号轴承附近设置首要熔断部件，一般是机械性能薄弱的结构,如减薄段、颈缩螺栓等，能够在预定载荷(熔断阈值)作用下失效。FBO事件发生后，1号轴承附近首要熔断部件失效，将风扇转子与中介机匣等静子支承结构解耦，减少通过轴承及其支座等传递到中介机匣的不平衡载荷，避免发动机其它关键部件被破坏。

然而，首要熔断部件失效后，风扇轴在1号轴承处的约束被释放，只在2号轴承处被约束，摆动半径比首要熔断部件失效前更大。这会导致风扇轴在2号轴承处由于被约束而产生局部的弯曲变形和应力集中，甚至可能导致风扇轴断裂，风扇转子飞脱，危及飞机的安全。因此，需要在2号轴承附近，进行次要熔断设计，以避免风扇轴产生过大的应力集中，保证发动机的安全。

如图5所示，美国专利US6491497B1公开了一种用于在不平衡时支承转子的组件，其中具有延伸轴、从延伸轴顶端凸起的安装座圈350，其与轴承内座圈的凹表面364配合，在正常工作状态下，位于安装座圈350两侧的保持架354、355使轴承内座圈的凹表面364与安装座圈350保持相对静止。当发生转子重心偏移超过设定的限度时，保持架354、355中的一个发生断裂，使得安装座圈350的球形表面与凹表面364之间能够发生相对滑动。虽然保持架354、355能通过断裂而起到熔断作用，但是从保持架354、355断裂下来的部分仍然会飞脱，从而对发动机造成二次损害。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航空发动机轴承支承组件，发生熔断时不会对发动机造成二次损害。

本发明的目的还在于提供一种航空发动机，包括上述航空发动机轴承支承组件，因此具有较高的安全性。

为实现所述目的的航空发动机轴承支承组件，用于对轴承进行支承，包括安装座，所述安装座具有安装面；所述安装面为球面的一部分；

所述航空发动机轴承支承组件还包括定位环、连接件、第一限位圈和第二限位圈；

所述第一限位圈和所述第二限位圈分别与所述安装面互为球面接触，并且用于分别支承所述轴承的内圈；所述定位环与所述安装面连接，并且位于所述第一限位圈和所述第二限位圈之间；所述连接件将所述第一限位圈、所述第二限位圈和所述定位环固定连接成一体；

所述定位环设置成在承受过载力的情况下与所述安装面脱离，并容许被所述连接件固定连接成一体的所述第一限位圈、所述第二限位圈和所述定位环能够在所述安装面上滑动。

所述的航空发动机轴承支承组件，其进一步的特点是，所述连接件为长螺栓，所述长螺栓的一端被设置成在穿过所述第一限位圈和所述第二限位圈中的一个后再穿过所述定位环，之后再与所述第一限位圈和所述第二限位圈中的另外一个连接，从而将所述第一限位圈、所述第二限位圈和所述定位环固定连接成一体。

所述的航空发动机轴承支承组件，其进一步的特点是，所述第一限位圈的径向上的内侧具有第一接触面，所述第二限位圈的径向上的内侧具有第二接触面，所述第一接触面和所述第二接触面用于与所述安装面分别互为球面接触；

所述第一限位圈的径向上的外侧和所述第二限位圈的径向上的外侧被设置成在轴向上分别抵顶所述轴承的内圈在轴向上的两个端面，以对所述轴承进行轴向限位，以及在径向上分别抵顶所述轴承的内圈的两个凸肩，以对所述轴承进行径向限位。

所述的航空发动机轴承支承组件，其进一步的特点是，所述第一限位圈的径向上的外侧具有第一环形面和第一环形凸缘，所述第一环形凸缘沿径向向外凸起于所述第一环形面；所述第二限位圈的外侧具有第二环形面和第二环形凸缘，所述第二环形凸缘沿径向向外凸起于所述第二环形面；

所述第一环形凸缘和所述第二环形凸缘在轴向上间隔设置，并被设置成在轴向上分别抵顶所述轴承的内圈在轴向上的两个端面，以及在径向上分别抵顶所述轴承的两个凸肩，从而支承所述轴承的内圈，并使所述内圈、所述第一环形凸缘、所述第二环形凸缘、所述第一环形面、所述第二环形面共同限定形成密闭的环形腔体。

所述的航空发动机轴承支承组件，其进一步的特点是，所述航空发动机轴承支承组件还包括由阻尼吸能材料构成的阻尼吸能体；所述阻尼吸能材料充满所述环形腔体，以在所述环形腔体内形成所述阻尼吸能体。

所述的航空发动机轴承支承组件，其进一步的特点是，所述阻尼吸能材料为金属橡胶或者泡沫铝。

为实现所述目的的航空发动机，包括轴承，所述轴承包括内圈、滚子和外圈，所述航空发动机还包括如上所述的航空发动机轴承支承组件，所述航空发动机轴承支承组件包括安装座，所述安装座具有安装面；所述安装面为球面的一部分；

所述航空发动机轴承支承组件还包括定位环、连接件、第一限位圈和第二限位圈；

所述第一限位圈和所述第二限位圈分别与所述安装面互为球面接触，并且用于分别支承所述轴承的内圈；所述定位环与所述安装面连接，并且位于所述第一限位圈和所述第二限位圈之间；所述连接件用于将所述第一限位圈、所述第二限位圈和所述定位环固定连接成一体；

所述定位环设置成在承受过载力的情况下与所述安装面脱离，以使被所述连接件固定连接成一体的所述第一限位圈、所述第二限位圈和所述定位环能够在所述安装面上滑动。

所述的航空发动机，其进一步的特点是，所述航空发动机还包括中介机匣和风扇轴；

所述外圈固定安装在所述中介机匣上；所述安装座固定安装在所述风扇轴上，并位于所述内圈的内侧。

所述的航空发动机，其进一步的特点是，所述轴承为所述航空发动机的所述风扇轴的后支承轴承。

所述的航空发动机，其进一步的特点是，所述内圈沿轴向具有两个凸肩，两个所述凸肩分别凸起设置于所述内圈在轴向上的两个端面。

本发明的积极进步效果在于：本发明提供的航空发动机轴承支承组件，用于对轴承进行支承，包括安装座，安装座具有安装面；安装面为球面的一部分；航空发动机轴承支承组件还包括定位环、连接件、第一限位圈和第二限位圈；第一限位圈和第二限位圈分别与安装面互为球面接触，并且用于分别支承轴承；定位环固定设置在安装面上，并且位于第一限位圈和第二限位圈之间；连接件用于将第一限位圈、第二限位圈和定位环固定连接成一体。定位环用于承受过载力而与安装面发生脱离，以使被连接件固定连接成一体的第一限位圈、第二限位圈和定位环能够在安装面上滑动。

由于定位环与安装面断开连接之后仍然被第一限位圈和第二限位圈夹紧，因此定位环不会飞脱，也就不会对发动机造成二次损害。本发明提供的航空发动机包括上述航空发动机轴承支承组件，因此具有较高的安全性。

附图说明

本发明的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：

图1为本发明中航空发动机的剖视图；

图2为图1中B处的放大图，显示了轴承及航空发动机轴承支承组件；

图3为图2中C处的放大图；

图4为第一限位圈、第二限位圈和定位环在安装面上滑动的示意图；

图5为现有技术中在不平衡时支承转子的组件的示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本发明，但是本发明显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本发明的保护范围。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“长度”、“宽度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”和“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

需要注意的是，图1至图5均仅作为示例，其并非是按照等比例的条件绘制的，并且不应该以此作为对本发明实际要求的保护范围构成限制。本发明中“轴向”、“径向”和周向与以航空发动机100的方位为参考。

图1示出了本发明中航空发动机100的一个实施例，航空发动机100具有中心轴线A-A，图面只显示了航空发动机100的剖视图的一半，未显示完全的部分与显示出来的部分关于中心轴线A-A对称。本发明中的“环形”所环绕的轴线为中心轴线A-A。

继续参考图1，航空发动机100包括风扇转子3、中介机匣4、轴承1和航空发动机轴承支承组件2、风扇轴5和延伸轴6。轴承1在图1所示的实施例中为航空发动机100的2号轴承。在另外的实施例中，航空发动机轴承支承组件2也可以用来支承航空发动机的其他位置的轴承，比如1号轴承7。

下面以航空发动机轴承支承组件2在2号轴承上的应用为例，来详细介绍本发明的实施例。

在这个实施例中，轴承1，也就是2号轴承，包括内圈10、滚子11和外圈12，外圈12与中介机匣4连接，内圈10通过航空发动机轴承支承组件2与风扇轴5的延伸轴6可熔断地连接，即内圈10被航空发动机轴承支承组件2支承。风扇轴5的前端由1号轴承7支承，支承锥壁8将1号轴承7连接到中介机匣4上，支承锥壁8是风扇转子载荷向中介机匣传递的重要路径。在其他实施例中，航空发动机轴承支承组件2也可以不支承内圈10，而支承轴承1的其他部分，比如支承外圈12。

在图1所示的实施例中，风扇轴5由1号轴承7和2号轴承共同支承，其中1号轴承7为滚棒轴承，对风扇轴5提供径向约束；2号轴承为滚珠轴承，对风扇轴5的延伸轴6同时提供轴向和径向约束。

为降低FBO事件发生后从风扇转子3传递到中介机匣4的载荷，在1号轴承7的支承锥壁8上设有首要熔断部件9，其具体结构可为减薄段。风扇轴5的延伸轴6通过航空发动机轴承支承组件2与2号轴承连接，并进一步连接到中介机匣4上。1号轴承7处的熔断设计称为首要熔断设计，为进一步降低风扇轴的应力并且提高安全性，2号轴承处也需要进行熔断设计，2号轴承处的熔断设计称为次要熔断设计。

2号轴承处的熔断设计可以通过航空发动机轴承支承组件2的具体结构来实现。

结合图1、2、3，航空发动机轴承支承组件2包括安装座20，安装座20具有安装面20a。为了对轴承1的内圈10进行支承，安装面20a位于轴承1的内圈10的内侧。安装面20a与轴承1的内圈10共中心线设计，并且与内圈10径向上的内表面相对设置。安装面20a为球面的一部分，可以是凸球面或者是凹球面。安装座20是环形，相应地安装面20a也为环形。安装座20与轴承1共中心轴线A-A。

为实现对内圈10的支承，航空发动机轴承支承组件2还包括定位环21、连接件22、第一限位圈23和第二限位圈24；第一限位圈23和第二限位圈24分别套设在安装面20a上并与安装面20a互为球面接触，并且分别支承轴承1的内圈10；此外，第一限位圈23和第二限位圈24能够与安装面20a之间分别形成球铰连接。定位环21、第一限位圈23和第二限位圈24均是环绕中心轴线A-A而设置。

定位环21与安装面20a连接，并且位于第一限位圈23和第二限位圈24之间；连接件22用于将第一限位圈23、第二限位圈24和定位环21固定连接成一体，并使第一限位圈23和第二限位圈24夹紧定位环21。连接件22的形式有多种，将在后文讨论。

定位环21与安装面20a的连接处采用熔断设计，例如可以采用减薄段进行连接，以保证定位环21在承受过载力的情况下而与安装面20a发生脱离，并容许被连接件22固定连接成一体的第一限位圈23、第二限位圈24和定位环21能够在安装面20a上滑动，达到熔断设计的目的。

在一个更具体的实施例中，定位环21具有与安装面20a熔断连接(该熔断连接可以是采用粘接剂连接)的连接面，该连接面为球面的一部分。当该连接面与安装面20a断开连接(即粘接剂失效)后，该连接面能在安装面20a上滑动。

在另一个实施例中，定位环21可以与安装座20一体制造，使得定位环21在径向上向外凸出于所述安装面20a，在该实施例中，可沿着安装面20a的弧度在定位环21与安装面20a的交接处设置用于熔断的裂纹或者沟槽，这样当定位环21与安装面20a断开后，定位环21形成弧形的断面，且该断面也能够在安装面20a上滑动。

如图4所示，由于连接件22的存在，定位环21与安装面20a断开之后仍然被第一限位圈23和第二限位圈24夹紧，因此定位环21不会飞脱，也就不会对发动机造成二次损害。

在一个实施例中，连接件22可以是长螺栓，连接件22的一端被设置成在穿过第一限位圈23和第二限位圈24中的一个后再穿过定位环21，之后再与第一限位圈23和第二限位圈24中的另外一个连接，从而将第一限位圈23、第二限位圈24和定位环21固定连接成一体。相应地，第一限位圈23和第二限位圈24中的一个设置有通孔，另一个上设置有连接孔；定位环21上开设有通孔，连接件22贯穿通孔，这保证了定位环21始终被套设在连接件22上，进一步防止了定位环21断裂后飞脱。

下面讨论第一限位圈23和第二限位圈24的具体结构。

继续参考图3和图4，第一限位圈23的径向上的内侧具有第一接触面23a，第二限位圈24的径向上的内侧具有第二接触面24a，第一接触面23a和第二接触面24a用于与安装面20a分别互为球面接触；第一限位圈23的径向上的外侧和第二限位圈24的径向上的外侧被设置成在轴向上分别抵顶轴承1的内圈10在轴向上的两个端面，以对轴承1进行轴向限位，以及在径向上分别抵顶轴承1的内圈10的两个凸肩10a，以对轴承1进行径向限位。第一接触面23a和第二接触面24a分别是球面的一部分，可以是凹球面，也可以是凸球面。

第一限位圈23的径向上的外侧具有第一环形面23b和第一环形凸缘23c，第一环形凸缘23c沿径向向外凸起于第一环形面23b；第二限位圈24的外侧具有第二环形面24b和第二环形凸缘24c，第二环形凸缘24c沿径向向外凸起于第二环形面24b；

第一环形凸缘23c和第二环形凸缘24c在轴向上间隔设置，并被设置成在轴向上分别抵顶轴承1的内圈10在轴向上的两个端面，以及在径向上分别抵顶轴承1的两个凸肩10a，从而支承轴承1的内圈10，并使内圈10、第一环形凸缘23c、第二环形凸缘24c、第一环形面23b、第二环形面24b共同限定形成密闭的环形腔体2a。

为进一步缓解不平衡状态下的径向载荷，航空发动机轴承支承组件2还包括由阻尼吸能材料构成的阻尼吸能体25；阻尼吸能材料充满环形腔体2a，以在环形腔体2a内形成阻尼吸能体25。阻尼吸能材料可以是金属橡胶或者泡沫铝。

如图4所示，FBO事件发生后，风扇转子3产生巨大的不平衡载荷，定位环21在安装面20a处按预设方式失效，使第一限位圈23和第二限位圈24与安装面20a间形成球铰连接，释放风扇轴在2号轴承处的俯仰刚度，避免1号轴承处的首要熔断部件失效后，风扇转子3摆动半径增大，风扇轴5在2号轴承处产生过大的应力集中的情况。同时，内圈10上的凸肩10a断裂，使内圈10与第一限位圈23和第二限位圈24之间可沿径向在限定范围内发生相对位移，挤压阻尼吸能体25，从而进一步消耗FBO的能量，减小传递到中介机匣4等关键部件的载荷。

本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本发明权利要求所界定的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种航空发动机轴承支承组件，用于对轴承(1)进行支承，包括安装座(20)，所述安装座(20)具有安装面(20a)；所述安装面(20a)为球面的一部分；

其特征在于，所述航空发动机轴承支承组件(2)还包括定位环(21)、连接件(22)、第一限位圈(23)和第二限位圈(24)；

所述第一限位圈(23)和所述第二限位圈(24)分别与所述安装面(20a)互为球面接触，并且用于分别支承所述轴承(1)的内圈(10)；所述定位环(21)与所述安装面(20a)连接，并且位于所述第一限位圈(23)和所述第二限位圈(24)之间；所述连接件(22)将所述第一限位圈(23)、所述第二限位圈(24)和所述定位环(21)固定连接成一体；

所述定位环(21)设置成在承受过载力的情况下与所述安装面(20a)脱离，并容许被所述连接件(22)固定连接成一体的所述第一限位圈(23)、所述第二限位圈(24)和所述定位环(21)能够在所述安装面(20a)上滑动。

2.如权利要求1所述的航空发动机轴承支承组件，其特征在于，所述连接件(22)为长螺栓，所述长螺栓的一端被设置成在穿过所述第一限位圈(23)和所述第二限位圈(24)中的一个后再穿过所述定位环(21)，之后再与所述第一限位圈(23)和所述第二限位圈(24)中的另外一个连接，从而将所述第一限位圈(23)、所述第二限位圈(24)和所述定位环(21)固定连接成一体。

3.如权利要求1所述的航空发动机轴承支承组件，其特征在于，所述第一限位圈(23)的径向上的内侧具有第一接触面(23a)，所述第二限位圈(24)的径向上的内侧具有第二接触面(24a)，所述第一接触面(23a)和所述第二接触面(24a)用于与所述安装面(20a)分别互为球面接触；

所述第一限位圈(23)的径向上的外侧和所述第二限位圈(24)的径向上的外侧被设置成在轴向上分别抵顶所述轴承(1)的内圈(10)在轴向上的两个端面，以对所述轴承(1)进行轴向限位，以及在径向上分别抵顶所述轴承(1)的内圈(10)的两个凸肩(10a)，以对所述轴承(1)进行径向限位。

4.如权利要求3所述的航空发动机轴承支承组件，其特征在于，所述第一限位圈(23)的径向上的外侧具有第一环形面(23b)和第一环形凸缘(23c)，所述第一环形凸缘(23c)沿径向向外凸起于所述第一环形面(23b)；所述第二限位圈(24)的外侧具有第二环形面(24b)和第二环形凸缘(24c)，所述第二环形凸缘(24c)沿径向向外凸起于所述第二环形面(24b)；

所述第一环形凸缘(23c)和所述第二环形凸缘(24c)在轴向上间隔设置，并被设置成在轴向上分别抵顶所述轴承(1)的内圈(10)在轴向上的两个端面，以及在径向上分别抵顶所述轴承(1)的两个凸肩(10a)，从而支承所述轴承(1)的内圈(10)，并使所述内圈(10)、所述第一环形凸缘(23c)、所述第二环形凸缘(24c)、所述第一环形面(23b)、所述第二环形面(24b)共同限定形成密闭的环形腔体(2a)。

5.如权利要求4所述的航空发动机轴承支承组件，其特征在于，所述航空发动机轴承支承组件(2)还包括由阻尼吸能材料构成的阻尼吸能体(25)；所述阻尼吸能材料充满所述环形腔体(2a)，以在所述环形腔体(2a)内形成所述阻尼吸能体(25)。

6.如权利要求5所述的航空发动机轴承支承组件，其特征在于，所述阻尼吸能材料为金属橡胶或者泡沫铝。

7.一种航空发动机，包括轴承(1)，所述轴承(1)包括内圈(10)、滚子(11)和外圈(12)，其特征在于，所述航空发动机(100)还包括如权利要求1至6中任意一项权利要求所述的航空发动机轴承支承组件(2)。

8.如权利要求7所述的航空发动机，其特征在于，所述航空发动机(100)还包括中介机匣(4)和风扇轴(5)；

所述外圈(12)固定安装在所述中介机匣(4)上；所述安装座(20)固定安装在所述风扇轴(5)上，并位于所述内圈(10)的内侧。

9.如权利要求8所述的航空发动机，其特征在于，所述轴承(1)为所述航空发动机的所述风扇轴(5)的后支承轴承。

10.如权利要求7所述的航空发动机，其特征在于，所述内圈(10)沿轴向具有两个凸肩(10a)，两个所述凸肩(10a)分别凸起设置于所述内圈(10)在轴向上的两个端面。

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