航空发动机及其风扇叶片飞脱载荷下熔断方法

技术领域

本发明涉及航空发动机，尤其涉及航空发动机的轴承支承结构的熔断结构和熔断方法。

背景技术

航空发动机可能会受到飞鸟等外物撞击，导致一片或更多的风扇叶片断裂或脱落，即FBO(Fan Blade Off)。FBO事件发生后，风扇的重心会偏离低压转子的中心线。然而，由于轴承的限制，风扇仍绕低压转子的中心线转动。风扇绕偏离其重心的轴转动会激励低压转子系统产生一个或多个振荡模态，从而产生不平衡载荷。对于当前商用飞机上常用的大涵道比涡扇发动机，其风扇叶片半径长、质量大，FBO事件会导致风扇的重心线与发动机的中心线不对中，引起巨大的不平衡载荷。由于轴承沿径向约束风扇转子，故FBO不平衡载荷主要通过轴承及其支撑结构传递到中介机匣上，并进一步传递到安装节甚至飞机上。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航空发动机及其风扇叶片飞脱载荷下熔断方法，以保证在FBO载荷下发动机结构的安全性。

一种航空发动机，包括风扇转子、静子件中介机匣、支撑所述风扇转子的第一轴承和第二轴承、将所述第一轴承支撑在所述静子件中介机匣上的第一支撑锥臂以及将所述第二轴承支撑在所述静子件中介机匣上的第二支撑壁，所述第一支撑锥臂为薄壁环形结构，包括上锥臂和下锥臂，所述上锥臂具有上结合面，所述下锥臂具有下结合面，所述上结合面和所述下结合面中的一方为凹球面，另一方为凸球面，所述上结合面和所述下结合面彼此互补并焊接成强度小于母体材料强度的熔断结构，所述熔断结构的球面中心位于所述风扇转子的轴心。

在一实施例中，所述上锥臂在上结合面的径向外侧设置有限位凸台，所述限位 凸台用于所述熔断结构失效时限制所述下锥臂的位移。

在一实施例中，所述凹球面和所述凸球面通过扩散连接工艺焊接。

一种航空发动机的风扇叶片飞脱载荷下熔断方法，所述航空发动机包括风扇转子、静子件中介机匣、支撑所述风扇转子的第一轴承和第二轴承、将所述第一轴承支撑在所述静子件中介机匣上的第一支撑锥臂以及将所述第二轴承支撑在所述静子件中介机匣上的第二支撑壁，所述方法将呈薄壁环形结构的所述第一支撑锥臂在预定的熔断处将所述第一支撑锥臂分离为上锥臂和下锥臂，并且将所述上锥臂和所述下锥臂设置在同一个圆锥面上，然后将所述上锥臂的上结合面和所述下锥臂的下结合面焊接，所述上结合面和所述下结合面中的一方为凹球面，另一方为凸球面，所述上结合面和所述下结合面彼此互补并焊接成强度小于母体材料强度的熔断结构，所述熔断结构的球面中心位于所述风扇转子的轴心。

在一实施例中，所述方法还在所述上结合面的径向外侧设置限位凸台，利用所述限位凸台在所述熔断结构失效时限制所述下锥臂的位移。

在一实施例中，利用扩散连接工艺焊接所述凹球面和所述凸球面。

在一实施例中，根据风扇叶片飞脱载荷在所述第一支撑锥臂处产生的载荷，通过调整所述熔断结构的结构参数来控制风扇叶片飞脱载荷发生后所述熔断配合面之间的滑移量。

在一实施例中，所述结构参数包括熔断配合面的面积、球面半径、球面圆弧角度和/或限位凸台的位置。

本发明的有益效果包括：

1.由于熔断结构为上、下锥臂之间的球面连接结构，在FBO发生时，第一支撑锥壁可以在剪切力、拉伸力、复杂载荷工况下失效，而且径向载荷和弯曲载荷削弱大小及比例可通过球面半径、球面圆弧角度等结构参数设计调整，具有更高的结构设计灵活性；

2.采用第一支撑锥壁一处失效结构设计，可达到第一轴承的支撑首要熔断和第二轴承的支撑次要熔断所能实现的功能，既保证了FBO载荷下发动机结构安全性，又能够使结构设计尽可能简化，提高设计可靠性。

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为本发明一实施例中发动机前端结构的示意图；

图2为本发明一实施例第一支撑锥臂熔断结构失效前的示意图；

图3为本发明一实施例第一支撑锥臂熔断结构失效后的示意图。

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。

需要注意的是，附图均仅作为示例，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。

如图1和图2所示，航空发动机包括风扇转子100、静子件中介机匣9、支撑风扇转子100的第一轴承3和第二轴承4、将第一轴承3支撑在静子件中介机匣9上的第一支撑锥臂以及将第二轴承4支撑在静子件中介机匣9上的第二支撑壁13。第一支撑锥臂为薄壁环形结构，包括上锥臂2和下锥臂1，上锥臂2具有上结合面21，下锥臂1具有下结合面11，上结合面21和下结合面11中的一方为凹球面，另一方为凸球面，上结合面21和下结合面11彼此互补并焊接成强度小于母体材料强度的熔断结构，熔断结构的球面中心位于风扇转子100的轴心12。第一轴承3在行业内也称1#轴承，第二轴承4在行业内也称2#轴承。

风扇转子100包括风扇轴5和风扇叶片6，其载荷通过第一轴承3和第二轴承4传递到第一支撑锥臂、第二支撑锥臂13，再传递到静子件中介机匣9。如图3所示，在FBO发生之后，熔断结构失效上、下结合面21、11之间相对滑移。

上锥臂2在上结合面21的径向外侧设置有限位凸台22，限位凸台22用于熔断结构失效时限制下锥臂1的位移。在另一实施例中，限位凸台可以设置在下锥臂上，用来限制熔断结构失效时限制上锥臂2的位移。

上结合面21和下结合面11之间的焊接可通过但不限于扩散连接工艺进行，无论何种加工工艺，保证二者间连接面强度低于母体材料强度，并可以通过工艺参 数控制，得到不同的焊缝失效门槛值，以确保在FBO发生时，第一支撑锥壁在预期的工况下失效。FBO发生后，球面连接而成的熔断结构失效，上结合面21、下结合面11之间，即两个球面连接面在FBO载荷下产生滑移，减小径向载荷和弯曲载荷，并使风扇轴5或者说低压转轴接近其新的重心所在线，同时由于球面连接界面的限位作用，可继续保持第一轴承3沿轴向对风扇轴5的约束作用。此外，根据FBO载荷在第一支撑锥壁处产生的剪切力、拉伸力等载荷，可以调整熔断结构的球面连接面的面积、球面半径、球面圆弧角度、限位凸台位置等参数，控制FBO发生后，扩散连接界面之间滑移量，使风扇轴5不会产生径向瞬时大变形，导致转子发生径向振荡变形，损坏轴承部件的密封圈，使部件的润滑和冷却油泄漏，进而导致轴承在转动过程中发生过热和卡死现象的发生。

扩散连接指相互接触的材料表面，在高温和压力的作用下，在接触表面相互靠近，局部发生塑性变形，原子间相互扩散，在界面形成新的扩散层，从而形成可靠的联接接头。扩散联接大致分三个阶段。第一阶段为物理接触，发生变形并形成交界面。第二阶段为局部化学反应。原子间相互作用，形成金属键、离子键、共价键，并伴随晶界的迁移和孔洞的减少。第三阶段为接触部分形成接合层。该层向体积方向发展，最终形成可靠的连接接头。在本发明的一实施例中，首先根据第一支撑锥壁的熔断结构的设计结构，通过机加工得到上锥壁2和下锥壁1，然后将上、下锥壁2、1放进带有加热系统的压机内，加热升温至设计温度，向压机内充入一定压力惰性气体，然后保温保压使二者之间的球面配合面扩散连接。

传统熔断设计方案之一是采用第一轴承支撑失效，释放第一轴承的径向刚度能够使低压转轴绕着接近于其新的重心所在线的轴转动，在不增加发动机重量和体积的情况下，减小FBO不平衡载荷。然而，释放第一轴承的径向约束会使转子发生径向振荡变形，容易损坏轴承部件的密封圈，使部件的润滑和冷却油泄漏，这容易导致轴承在转动过程中发生过热和卡死现象，导致发动机不能正常转动。

传统熔断设计方案之二是包含第一轴承的支撑首要熔断和第二轴承的支撑次要熔断，能够解决仅采用第一轴承支撑失效所产生的问题，但其将导致第一轴承和第二轴承的支撑结构复杂。而且，要求第二轴承的支撑不能完全熔断，否则会使高低压转子产生碰磨，并使风车转动阶段振动增大，但由于加工和装配误差等原因，首要熔断结构破损后，存在载荷重新分配的不确定性，导致次要熔断门槛值计算困 难，可能导致结构失效不符合预期。

前述实施例中的第一支撑锥壁的上、下结合面21、11之间的球面连接界面，可以使第一支撑锥臂具有一定的自修复功能，可以使FBO峰值冲击载荷过后，风扇轴12的轴心向发动机的中心线回归，减少风扇转子的不平衡载荷和振动幅值。

前述实施例在FBO发生时，第一支撑锥壁可以在剪切力、拉伸力、复杂载荷工况下失效，而且径向载荷和弯曲载荷削弱大小及比例可通过球面半径、球面圆弧角度等结构参数设计调整，具有更高的结构设计灵活性。

并且采用第一支撑锥壁一处失效结构设计，可达到第一轴承的支撑结构首要熔断和第二轴承的支撑次要熔断所能实现的功能，既保证了FBO载荷下发动机结构安全性，又能够使结构设计尽可能简化，提高设计可靠性。

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。因此，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。