航空发动机制造技术

本发明专利技术公开一种航空发动机，包括涡轮，所述涡轮包括转子和静子，所述航空发动机还包括设于所述转子和静子之间的轴失效限速结构，所述轴失效限速结构包括固定连接于所述转子上的第一限速部和固定连接于所述静子上的第二限速部，所述轴失效限速结构被配置为：在所述涡轮正常工作时，所述第一限速部与所述第二限速部保持间隙；在所述涡轮出现涡轮轴失效工况，所述涡轮的动叶沿轴向往燃气流动方向的下游移动时，所述第一限速部与所述第二限速部相互靠近且形成越靠近越紧密的过盈配合。互靠近且形成越靠近越紧密的过盈配合。互靠近且形成越靠近越紧密的过盈配合。

【技术实现步骤摘要】
航空发动机


[0001]本专利技术涉及航空机械领域，特别涉及一种航空发动机。

技术介绍

[0002]涡轮驱动的发动机在实际运行中，可能由于超扭、共振、疲劳、腐蚀、材料缺陷和制造误差或者其他间接事件导致涡轮轴失效的发生，虽然涡轮轴失效的发生概率很小，但是涡轮轴失效一旦发生，就有可能导致危害性的后果。例如航空发动机，涡轮轴失效时，涡轮的转子与前端负荷(压气机)解耦，同时在燃烧室排出的高能气体的驱动下，转速瞬间上升，或进入超速转动状态，当转速上升到一定程度，轮盘应力达到临界发生破裂，破裂的高能碎片具备穿透发动机的风险，因此限制涡轮轴失效后的涡轮超转是涡轮发动机设计中一个很重要的考虑因素。
[0003]已知航空发动机中，一般通过安装转速传感器来直接监测转子转速或者换算得到转子转速，转速传感器一般安装在发动机前端，难以监测到涡轮轴失效导致的后端涡轮转速的上升。即使在涡轮端增加传感器，对于大型民用航空发动机来说，控制系统从监测判别出涡轮轴失效事件发生到切油响应，整个过程持续时间长，响应较慢，不够及时。
[0004]已知的在低压涡轮静子结构(主要指导向叶片和低压涡轮后承力机匣)上增加蜂窝或者耐摩擦装置，或者轴向弯掠低压涡轮导向叶片设计，在轴失效事件发生后，可以通过转子后移与静子碰撞摩擦或卡滞来限制转子转速。但是低压涡轮转子后移与静子结构碰撞后，产生与轴向力相反的碰撞力，转子或反弹，碰摩刹车不能持续进行，进一步影响低压轴失效后的低压涡轮转子转速限制效果。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的在于提供一种航空发动机，该航空发动机在出现涡轮轴失效工况时，能够快速响应，有效地限制涡轮转速的增加。
[0006]本专利技术公开一种航空发动机，包括涡轮，所述涡轮包括转子和静子，所述航空发动机还包括设于所述转子和静子之间的轴失效限速结构，所述轴失效限速结构包括固定连接于所述转子上的第一限速部和固定连接于所述静子上的第二限速部，所述轴失效限速结构被配置为：在所述涡轮正常工作时，所述第一限速部与所述第二限速部保持间隙；在所述涡轮出现涡轮轴失效工况，所述涡轮的动叶沿轴向往燃气流动方向的下游移动时，所述第一限速部与所述第二限速部相互靠近且形成越靠近越紧密的过盈配合。
[0007]在一些实施例中，
[0008]所述第一限速部和所述第二限速部其中之一包括环形板，其中之另一包括与所述环形板相对应的环形槽，所述环形板、所述环形槽和所述涡轮同轴，在所述涡轮出现涡轮轴失效工况，所述涡轮沿轴向往燃气流动方向的下游移动时，所述环形板插入所述环形槽内以与所述环形槽配合以形成所述过盈配合；和/或
[0009]所述第一限速部和所述第二限速部其中之一包括限速轴，其中之另一包括与所述
环形板相对应的限速孔，所述限速轴、所述限速孔和所述涡轮同轴，在所述涡轮出现涡轮轴失效工况，所述涡轮沿轴向往燃气流动方向的下游移动时，所述限速轴插入所述限速孔内以与所述限速孔配合以形成所述过盈配合。
[0010]在一些实施例中，所述环形槽的入口端为渐扩状，所述渐扩状的入口端用于对所述环形板的插入导向，或所述限速孔的入口端为渐扩状，所述渐扩状的入口端用于对所述限速轴的插入导向。
[0011]在一些实施例中，所述涡轮为低压涡轮。
[0012]在一些实施例中，
[0013]所述转子包括低压涡轮动叶，所述静子包括低压涡轮导叶，所述第一限速部设于所述低压涡轮动叶的后缘、所述第二限速部设于与所述低压涡轮动叶相邻且位于所述低压涡轮动叶下游的低压涡轮导叶的前缘上；或
[0014]所述转子包括用于连接低压涡轮动叶与低压涡轮轴的低压涡轮支撑锥壁，所述静子包括一端与所述航空发动机的涡轮级间承力机匣(142)固定连接的静子封严环，所述低压涡轮支撑锥壁上设有与所述静子封严环进行封严配合的封严部，所述第一限速部设于所述封严部上、所述第二限速部设于所述静子封严环上；或
[0015]所述转子包括所述低压涡轮轴的末端，所述静子包括与所述航空发动机的后承力机匣连接且与所述低压涡轮轴的末端通过轴承连接的轴承座，所述第一限速部设于所述低压涡轮轴的末端上，所述第二限速部设于所述轴承座上。
[0016]基于本专利技术提供的航空发动机，通过设置包括第一限速部和第二限速部的轴失效限速结构，在涡轮出现涡轮轴失效工况，涡轮的动叶沿轴向往燃气流动方向的下游移动时，第一限速部与第二限速部相互靠近，且形成越靠近越紧密的过盈配合，第一限速部和第二限速部的过盈配合所带来的摩擦力能够限制在涡轮出现涡轮轴失效工况时第一限速部和第二限速部的分离，快速降低涡轮的转子在涡轮轴失效工况时的转速。由于第一限速部和第二限速部之间能形成越靠近越紧密的过盈配合，在涡轮出现涡轮轴失效工况时，涡轮的转子在燃气作用下往下游移动碰撞到涡轮的静子时，碰撞力越大，则第一限速部和第二限速部之间的过盈配合越紧密，能够有效防止涡轮的转子的反弹。
[0017]通过以下参照附图对本专利技术的示例性实施例的详细描述，本专利技术的其它特征及其优点将会变得清楚。
附图说明
[0018]此处所说明的附图用来提供对本专利技术的进一步理解，构成本申请的一部分，本专利技术的示意性实施例及其说明用于解释本专利技术，并不构成对本专利技术的不当限定。在附图中：
[0019]图1为本专利技术实施例的航空发动机的结构示意图；
[0020]图2为图1所示航空发动机的轴失效限速结构的结构示意图；
[0021]图3为另一实施例的航空发动机的轴失效限速结构的剖视结构示意图；
[0022]图4为图3所示的轴失效限速结构的第二限速部的剖视结构示意图；
[0023]图5为又一实施例的航空发动机的轴失效限速结构的结构示意图；
[0024]图6为又一实施例的航空发动机的轴失效限速结构的设置位置示意图；
[0025]图7为又一实施例的航空发动机的轴失效限速结构的设置位置示意图。
具体实施方式
[0026]下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本专利技术及其应用或使用的任何限制。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0027]除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本专利技术的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机，包括涡轮，所述涡轮包括转子和静子，其特征在于，所述航空发动机还包括设于所述转子和静子之间的轴失效限速结构，所述轴失效限速结构包括固定连接于所述转子上的第一限速部(51)和固定连接于所述静子上的第二限速部(52)，所述轴失效限速结构被配置为：在所述涡轮正常工作时，所述第一限速部(51)与所述第二限速部(52)保持间隙；在所述涡轮出现涡轮轴失效工况，所述涡轮的动叶沿轴向往燃气流动方向的下游移动时，所述第一限速部(51)与所述第二限速部(52)相互靠近且形成越靠近越紧密的过盈配合。2.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述第一限速部(51)和所述第二限速部(52)其中之一包括环形板，其中之另一包括与所述环形板相对应的环形槽，所述环形板、所述环形槽和所述涡轮同轴，在所述涡轮出现涡轮轴失效工况，所述涡轮的动叶沿轴向往燃气流动方向的下游移动时，所述环形板插入所述环形槽内以与所述环形槽配合以形成所述过盈配合；和/或所述第一限速部(51)和所述第二限速部(52)其中之一包括限速轴，其中之另一包括与所述环形板相对应的限速孔，所述限速轴、所述限速孔和所述涡轮同轴，在所述涡轮出现涡轮轴失效工况，所述涡轮的动叶沿轴向往燃气流动方向的下游移动时，所述限速轴插入所述限速孔内以与所述限速孔配合形成所述过盈配合。3.如权利要求2所述的航空发动机，其特...

【专利技术属性】
技术研发人员：龚煦，翁依柳，侯乃先，
申请(专利权)人：中国航发商用航空发动机有限责任公司，
类型：发明
国别省市：