可变刚度的航空发动机弹性支承结构制造技术

本发明专利技术提供了一种可变刚度的航空发动机弹性支承结构，其包括内支承环和外支承环，所述内支承环的外壁面上设置有多个弹性支承件和多个向外凸出的凸台，所述外支承环的内壁面上设置有多个凹槽，所述内支承环通过所述弹性支承件连接在所述外支承环内，所述凸台与所述凹槽相互配合。本发明专利技术可以有效地上降低弹性支承安装所需的轴向空间，可以去掉与传统鼠笼弹支结构配合的限幅器结构，可以通过设计不同转速条件下记忆合金的形状，来实现支承刚度的改变，从而使得转子临界转速的改变，可以减少乃至于消除转子运行过程中过临界转速的振动过大的情况。大的情况。大的情况。

【技术实现步骤摘要】
可变刚度的航空发动机弹性支承结构


[0001]本专利技术涉及航空发动机领域，特别涉及一种可变刚度的航空发动机弹性支承结构。

技术介绍

[0002]航空发动机在设计过程中为保持压气机效率处于一个较高的状态，发动机转子需要维持一个较高的转速，因此转子在运行过程中要通过一阶临界转速、二阶临界转速乃至三阶临界转速。而当发动机转子通过临界转速时会产生较大振动，可能会导致转子、静子之间产生碰摩、轴承支反力过大的情况。
[0003]为了避免转子临界转速处于工作转速附近，航空发动机转子在支承时，通常采用弹性支承用以调节转子临界转速。在使用弹性支承时，若弹支刚度较小或是振动过大，会存在弹性支承变形过大、应力过大、叶尖碰摩的风险，因此通常在使用弹性支承的同时，配合使用限幅器。
[0004]传统弹性支承结构形式一般为鼠笼式弹性支承，安装鼠笼弹性支承需要轴向空间较大。传统鼠笼弹性支承结构虽然可以调节发动机转子临界转速，但是发动机转子在升速过程无法避免临界转速，因此通过临界转速过程中同样存在振动风险。传统鼠笼弹支结构需要配合限幅器使用，一定程度上增加了发动机的质量，增加了结构的复杂性。
[0005]根据上述描述，现有航空发动机支承结构存在以下问题：
[0006]一、传统航空发动机鼠笼弹性支承结构一般为悬臂结构，悬臂结构轴向尺寸较长，需要较大的轴向安装空间；
[0007]二、鼠笼弹性支承结构刚度为一恒定值，转子由零转速升速至工作转速过程中无法避免通过临界转速，存在振动超限的风险；
[0008]三、航空发动机鼠笼弹性支承在使用过程中，为避免弹支应力过大，转子叶片碰摩，通常会使用限幅器，使用限幅器使得发动机结构复杂且引入额外重量。
[0009]有鉴于此，本申请专利技术人设计了一种可变刚度的航空发动机弹性支承结构，以期克服上述技术问题。

技术实现思路

[0010]本专利技术要解决的技术问题是为了克服现有技术中航空发动机支承结构需要较大的安装空间，且存在振动超限风险等缺陷，提供一种可变刚度的航空发动机弹性支承结构。
[0011]本专利技术是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：
[0012]一种可变刚度的航空发动机弹性支承结构，其特点在于，所述可变刚度的航空发动机弹性支承结构包括内支承环和外支承环，所述内支承环的外壁面上设置有多个弹性支承件和多个向外凸出的凸台，所述外支承环的内壁面上设置有多个凹槽，所述内支承环通过所述弹性支承件连接在所述外支承环内，所述凸台与所述凹槽相互配合。
[0013]根据本专利技术的一个实施例，所述凸台和所述凹槽之间具有一间隙。
[0014]根据本专利技术的一个实施例，所述外支承环的内壁面上设置有多个外支承环，所述凹槽开设在对应所述外支承环上。
[0015]根据本专利技术的一个实施例，每两个所述弹性支承件为一组，位于相邻两个所述外支承环之间。
[0016]根据本专利技术的一个实施例，所述弹性支承件为S型弹性支承件。
[0017]根据本专利技术的一个实施例，所述S型弹性支承件的一端部与所述外支承环连接，另一端部与所述内支承环连接。
[0018]根据本专利技术的一个实施例，所述S型弹性支承件的另一端部与所述内支撑环为一体成型。
[0019]根据本专利技术的一个实施例，所述凸台采用记忆合金制成。
[0020]根据本专利技术的一个实施例，所述外支承环与轴承座连接，所述内支承环与转子轴承连接。
[0021]根据本专利技术的一个实施例，所述弹性支承件为V型、W型、M型或N型。
[0022]本专利技术的积极进步效果在于：
[0023]本专利技术可变刚度的航空发动机弹性支承结构具有如下诸多优势：
[0024]一、可以有效地上降低弹性支承安装所需的轴向空间；
[0025]二、可以去掉与传统鼠笼弹支结构配合的限幅器结构；
[0026]三、可以通过设计不同转速条件下记忆合金的形状，来实现支承刚度的改变，从而使得转子临界转速的改变，可以减少乃至于消除转子运行过程中过临界转速的振动过大的情况。
附图说明
[0027]本专利技术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的更加明显，在附图中相同的附图标记始终表示相同的特征，其中：
[0028]图1为本专利技术可变刚度的航空发动机弹性支承结构的立体图。
[0029]图2为本专利技术可变刚度的航空发动机弹性支承结构的主视图。
[0030]图3为本专利技术可变刚度的航空发动机弹性支承结构安装轴承后的示意图。
[0031]【附图标记】
[0032]内支承环
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[0033]外支承环
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[0034]弹性支承件
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[0035]凸台
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[0036]凹槽
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[0037]转子轴承
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[0038]轴承内环
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[0039]滚珠
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[0040]轴承外环
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具体实施方式
[0041]为让本专利技术的上述目的、特征和优点能更明显易懂，以下结合附图对本专利技术的具体实施方式作详细说明。
[0042]现在将详细参考附图描述本专利技术的实施例。现在将详细参考本专利技术的优选实施例，其示例在附图中示出。在任何可能的情况下，在所有附图中将使用相同的标记来表示相同或相似的部分。
[0043]此外，尽管本专利技术中所使用的术语是从公知公用的术语中选择的，但是本专利技术说明书中所提及的一些术语可能是申请人按他或她的判断来选择的，其详细含义在本文的描述的相关部分中说明。
[0044]此外，要求不仅仅通过所使用的实际术语，而是还要通过每个术语所蕴含的意义来理解本专利技术。
[0045]图1为本专利技术可变刚度的航空发动机弹性支承结构的立体图。图2为本专利技术可变刚度的航空发动机弹性支承结构的主视图。图3为本专利技术可变刚度的航空发动机弹性支承结构安装轴承后的示意图。
[0046]如图1至图3所示，本专利技术公开了一种可变刚度的航空发动机弹性支承结构，其包括内支承环10和外支承环20，内支承环10的外壁面上设置有多个弹性支承件11和多个向外凸出的凸台12，在外支承环20的内壁面上设置有多个凹槽21，内支承环10通过弹性支承件11连接在外支承环20内，凸台12与凹槽21相互配合。
[0047]优选地，凸台12和凹槽21之间本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种可变刚度的航空发动机弹性支承结构，其特征在于，所述可变刚度的航空发动机弹性支承结构包括内支承环和外支承环，所述内支承环的外壁面上设置有多个弹性支承件和多个向外凸出的凸台，所述外支承环的内壁面上设置有多个凹槽，所述内支承环通过所述弹性支承件连接在所述外支承环内，所述凸台与所述凹槽相互配合。2.如权利要求1所述的可变刚度的航空发动机弹性支承结构，其特征在于，所述凸台和所述凹槽之间具有一间隙。3.如权利要求1所述的可变刚度的航空发动机弹性支承结构，其特征在于，所述外支承环的内壁面上设置有多个外支承环，所述凹槽开设在对应所述外支承环上。4.如权利要求3所述的可变刚度的航空发动机弹性支承结构，其特征在于，每两个所述弹性支承件为一组，位于相邻两个所述外支承环之间。5.如权利要求4所...

【专利技术属性】
技术研发人员：万方腾，陶金，龚强国，
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：