CN102939437B - 装有改进的轴承外圈轴向保持装置的飞机涡轮喷气发动机的滚动轴承 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞机涡轮喷气发动机的结构(40)，包括滚动轴承(12a)，该轴承包括外圈(46)，轴承托架(14a)，插装在外圈和托架之间的固定环(44)，将外圈连接到托架上的装置，所述装置包括安装在轴承托架上的固定凸缘(50)和固定到外圈和凸缘上的挠性连接装置(52)，其中，如果挠性连接装置断裂时，所述结构还包括外圈轴向保持装置，其中，这些装置包括牢牢地固定到固定环上并能够将该固定环(44)相对于轴承托架(14a)轴向固定的第一制动装置(54)，和牢牢地固定到固定环上并能够将该外圈(46)相对于该固定环轴向固定的第二制动装置(64)。

Description

装有改进的轴承外圈轴向保持装置的飞机涡轮喷气发动机的滚动轴承

技术领域

本发明涉及飞机涡轮喷气发动机领域，特别涉及到在这些涡轮喷气发动机内部实施的装置，以便解决对因风扇叶片损失而造成的不平衡。这个问题在专利文件EP1 653 051，EP 1 916 431，FR 2 752 024和FR 2 888 621中均有具体描述。

背景技术

一个或多个风扇叶片的损失通常会导致装置叶片的风扇转子的出现很大不平衡，而且这种不平衡可能会危及涡轮喷气发动机结构件的完整性。为了解决这个问题，且为了保护结构件，人们都知道在径向力传输路径上使用了可溶区域。

例如，在最靠近风扇转子的两个滚动轴承的外环和涡轮喷气发动机罩壳之间使用可溶机械连接件。这些机械连接件的尺寸都设计成可承受正常飞行布局下的径向力，而且，在至少一个风扇叶片损失的情况下，会在这种损失所造成的不平衡之后断裂。另外，人们又称这种***为“机械解耦装置”。

在这两个断裂发生后，三个最初安装的部件中的一个滚动轴承继续以传动轴为中心。因为该单一定中心不足以保持涡轮喷气发动机的完整性，将中间轴承连接到罩壳上的装置包括径向位于附加保持部分上的保持部分，安装在罩壳上并与该保持部分一起处于中心位置。在可溶机械连接部分断开之前，该保持部分和该附加保持部分仍彼此保持径向距离，因此而不是处于动作状态。相反，在风扇叶片损失使得可溶机械连接件断裂之后，在风扇转子进动动作和与附加保持部分接触的结合作用下，承受径向应力的保持部分会与附加保持部分接触，进而赋予其相对于后者的动作。当保持部分和附加保持部分分别具有两个不同尺寸的环形滚道时，保持部分的相对运动是其在附加保持部分上的滚动。在此滚动动作期间，保持部分的转动轴线因此而相对于附加保持部分在运动中，其始终保持与罩壳的连接。

上述设计方案是这样的，即其实现尽可能最快的机械解耦。例如，该设计方案是这样的，在风扇叶片损失瞬间和可溶机械连接部件断裂瞬间之间，持续时间不超过大约一毫秒。

在这期间，又称之为解耦时间，滚动轴承的外圈，特别是最靠近风扇的轴承外圈，承受非常高的径向负载。这些径向负载的后果是，外圈和其所位于的圆柱形壳体之间的间隙会缩小，而该壳体通常是由固定环形成的，固定环本身则连接到以可溶方式与涡轮喷气发动机罩壳相连的轴承托架上。当该间隙减少到零，在风扇转子进动运动和与该同一固定环接触的结合作用下，轴承外圈会受到相对于固定环的运动。更具体地来讲，外圈的相对运动是其在由固定环形成的呈圆形截面的圆柱形壳体上的滚动动作。在该滚动动作期间，外圈轴线因此而相对于固定环在运动，其始终相对于轴承托架保持不动。但是，尤其是，在固定环上的轴承外圈的滚动引起这些部件之间的相对切向/圆周位移，这会损坏通常安装在这些部件之间的挠性联接装置。

因此，这些可溶连接装置的断裂情况不能不予以考虑。然而，在这些装置断裂的情况下，轴承外圈必须轴向固定，目的是防止排出任何碎片。此外，其轴向保持也会使得其在固定环上的滚动得以继续，直到机械解耦。

根据现有技术，人们知道，在轴承托架和外圈上游端之间，插装外圈的轴向保持装置。实际上，也可以选择在轴承托架前端上采用螺栓来安装多个垫片。这种技术解决方案的不足是，其会造成妨碍和实际总重量，主要是由于需要向前延伸轴承外圈，以便将垫片固定到带有制动表面的轴承托架上。实际上，该外圈之所以向前延伸是因为后者需要延伸过固定环，目的是安装制动垫片，后者连接到围绕固定环的轴承托架上。

轴承外圈的这种向前延伸有的时候是不可能实现的，因为在涡轮喷气发动机的这个区域存在障碍问题，这个区域已经非常密集了。实际上，可以缩小固定环的轴向尺寸和外圈在该固定环内部分的轴向尺寸，但是，这种缩小会导致部件的安装在机械上太弱。此外，在优先情况下，通过环形油膜的减振装置设计成位于固定环和外圈之间，这样，相当于缩小了该薄膜的轴向尺寸，因此，也意味着轴承外圈的减振效能降低。

发明内容

因此，与现有技术的实施例相比，本发明的目的是提供一种至少部分地解决上述缺陷的方案。

为了达到这个目的，本发明的一个目的是提供飞机涡轮喷气发动机的结构，包括：

-包括外圈的滚动轴承；

-围绕所述外圈的轴承托架；

-插装在轴承外圈和轴承托架之间的固定环；

-将外圈连接到轴承托架上的装置，所述装置包括：

-安装在轴承托架上的固定凸缘；以及

-首先固定到轴承外圈其次连接到固定凸缘上的挠性装置；

其中，如果所述挠性连接装置断裂时，所述结构还包括轴承外圈轴向保持装置，

根据本发明，所述轴承外圈轴向保持装置包括：

-牢牢地固定到固定环上的第一制动装置，如果所述挠性连接装置断裂时，能够相对于轴承托架轴向固定该固定环；以及

-牢牢地固定到固定环上的第二制动装置，如果所述挠性连接装置断裂时，能够相对于该固定环轴向固定该外圈。

此外，所述第二制动装置采用多个金属芯形式，彼此沿周缘相对间隔，其中，每个金属芯置于所述固定环内的金属芯***开口内，其中，所述金属芯带有位于所述轴承圈沟槽内的径向内端，所述内端上装有多个径向间隙通孔，自所述沟槽底部伸出，其中，每个所述金属芯径向位于所述沟槽底部整个部分的对面。

因此，本发明的显著特点是，外圈通过固定环而轴向固定。总的来讲，与上述现有技术的解决方案相比，这样会减少障碍，并进而降低结构的总体重量，特别是因为外圈轴向长度缩短，但同时并没有减弱该外圈在固定环内的机械安装。

此外，如下所述，径向开口可方便金属芯在固定环上的安装，而工作时，沟槽底部整个部分可以防止这些金属芯径向向内部退出。

所述第一制动装置优选地采用裙部形式，轴向安装在轴承托架和所述固定凸缘之间。该裙部可以带有或不带有间隙地位于上述部件之间，限制/防止沿两个方向出现轴向位移。

在这样的布局中，同样优选地，所述裙部可以带有凹口，彼此沿周缘相对间隔，并与牢牢固定到所述轴承托架上的扣掣相配合，目的是限制/防止固定环相对于所述轴承托架转动。

每个所述金属芯优选地径向位于固定凸缘的对面。该布局还可以防止工作时这些金属芯径向向外部退出。

本发明的另一个目的是提供一种安装上述飞机涡轮喷气发动机的结构的方法，包括如下步骤：

-将轴承外圈***固定环内，从而使得外圈内每个间隙孔与固定环上金属芯***开口径向对准；

-通过通孔将金属芯***到金属芯***开口内，从而可将每个金属芯的径向内端置于所述外圈的沟槽内；

-转动轴承外圈，这样，每个金属芯就径向地位于所述沟槽底部整个部分的对面；以及

-在轴承托架上安装固定凸缘。

最后，本发明的另一个目的是飞机涡轮喷气发动机，所述发动机包括了上述结构。

本发明的其它优点和特性可通过下面的非限定性详细披露而显现出来。

附图说明

本说明将参照如下附图介绍，附图如下：

图1为根据本发明最佳实施例的涡轮喷气发动机局部纵向剖面示意图；

图2类似于图1所示部分的示意图，所示涡轮喷气发动机的布局形式是在出现风扇叶片损失时轴承机械解耦后采用的结构布局形式；

图3为前面附图所示涡轮喷气发动机的结构的更详细剖面示意图，其中，该结构特别包括了最靠近风扇的滚动轴承，所示结构为本发明的最佳实施例形式；

图4为沿图3的IV-IV线的剖面图；

图5为沿图3的V-V线的剖面图；

图6为前面附图所示滚动轴承外圈和将该外圈固定到轴承托架的凸缘之间的挠性连接装置局部透视图；

图7a和7b示出了轴承机械解耦之前轴承外圈的动作情况；以及

图8a和8b示出了前面附图所示结构安装最佳方法示意步骤。

具体实施方式

参照图1，图1示出了根据本发明最佳实施例的飞机涡轮喷气发动机的局部1。

通常，该涡轮喷气发动机1带有纵轴2，安装风扇叶片6的风扇转子4以此轴线为中心，以及刚性安装的传动轴8，这样，就可以与转子4一起转动，称之为风扇转盘。

涡轮喷气发动机1还包括构成了固定刚性壳体的机匣10，其中，图1中示出了该机匣。为了安装和导向传动轴8，设置了三个滚动轴承，沿轴线2依次间隔，其中，这些轴承从前往后分别标号为12a，12b和12c。

三个滚动轴承中，每个轴承的外圈通过连接装置(分别为14a，14b和14c)固定到机匣10上。如图1清楚所示，每个连接装置采取轴承托架形式，构成了将外圈直接连接到机匣上的环形结构，或直接连接到机匣内部延伸端，如最靠近转子4的两个前部轴承12a，12b。

最前面的轴承12a和最后面的轴承12c均设计成可传递径向力，而中间的滚动轴承12b也可设计成轴向固定传动轴8。

关于这两个前面的轴承12a，12b，其每个轴承托架14a，14b都通过可溶机械连接装置16a，16b连接到机匣10上。例如，这些连接装置采用螺钉来构成，其数量、尺寸和位置都是选定的，从而可给予所期望的可溶特性，这些将在下面介绍。

在机匣10上，中间轴承12b的外圈18的轴承托架14b具有附加特性，即其包括了保持部分20，形成了以轴线2为中心的环形滚道22。该环形滚道22径向朝外部对准，并径向位于安装在机匣10上的附加保持部分24的对面。更确切地说，该附加保持部分24包括附加滚道26，该滚道同样为环形，并以轴线2为中心。在正常飞行布局中，如图1所示，滚道26因此位于滚道22周围并与其相距一定距离，这样，它们就不能彼此配合。于是，由两个部分20，24所构成的保持装置就保持不动状态，因为滚道22，26彼此为径向距离，构成了环形间隙34，该间隙在整个周围上保持大体恒定不变。

在该正常布局中，可溶机械连接装置16a，16b可足以承受前部轴承12a，12b所传递的各种径向力，所述两个轴承用来保持传动轴8沿涡轮喷气发动机纵轴2转动。

如果出现意外问题导致一个或多个风扇叶片6损失，转子4会遭遇不平衡，这会在涡轮喷气发动机的结构内，特别是轴承托架14a，14b和14c中，产生极高的径向力。

如前所述，两个可溶机械连接装置16a，16b设计成可在轴承托架14a，14b遭受这些极高径向力时断裂，径向力的幅度是预先确定的。参照图2，这些断裂导致的几乎直接后果是，承受这种不平衡的装有转子4的传动轴8会承受径向偏转，其中，在径向间隙34降到零后，这种偏转使得滚道22会与托架14b一起也径向移动，直到其与附加滚道26相接触。然后，在两个滚道22，26之间会出现点状接触36，而这两个滚道最初是分开的，如图4所示。

一旦建立接触，传动轴8的径向偏转即停止。该传动轴然后以所属领域技术人员所熟知方式会承受进动动作，在此期间，其继续在其自身轴线上旋转，也会围绕纵轴2转动，其与此轴线始终保持角度上的偏置。为此，规定了后轴承12c会继续导引该传动轴8并在轴线2上使其偶尔地置于中心位置。

传动轴8及其转子4的进动动作，结合固持部分20，24的接触，使得保持部分20相对于附加保持部分24而动作。

这种相对运动为滚动，通常由于接触力非常高而不会使得滚道22在较大直径的固定滚道26上滑动。

上面所述设计方案是这样的，即其会引起尽可能最快的机械解耦。例如，该设计是这样的，即风扇叶片6损失的瞬间和可溶机械连接部分16a，16b断裂的瞬间之间的持续时间不会超过大约一毫秒。

更具体地说，本发明试图限定机械解耦前对涡轮喷气发动机造成损坏的风险，正如下面将要详细介绍的那样。实际上，在解耦时间期间，两个滚动轴承的外圈，特别是最靠近风扇的轴承12a的外圈，会承受非常高的径向载荷。

现在参照图3到图6，可以看到涡轮喷气发动机的结构40，该构件的核心由前轴承12a构成。该结构40还包括环形轴承托架14a，形成了以轴线2为中心的内孔42。该内孔紧紧地固持着固定环44，后者的形状为套管或金属环，以轴线2为中心，其本身形成了内孔45，在这个内孔内置放着轴承12a的外圈46。因此，固定环44径向插装在托架14a的内孔42和外圈46之间，后者内部安装轴承的滚柱48。

外圈46装有两个环形金属密封件47，彼此轴向隔开，每个密封件都与由固定环44形成的内孔45形成密封连接。这些密封件47优选采用铸铁制成，在其之间形成了一个环形间隙，位于外圈46的外表面和内孔45之间，该间隙内充有滑油，目的是形成环形油膜49，从而构成了减振装置。该装置又称之为“挤压油膜”，实际上使得外圈46的振动得以缓冲，这些振动主要是沿径向方向。如图所示，油通常由图3所示的孔61来提供。

在外圈46和托架14a之间设有连接装置。这些装置首先包括以轴线2为中心的固定凸缘50，并采用螺栓连接方式安装在托架14a的下游一侧。然后，该凸缘50径向地位于外圈46的后端对面，并与之相距一定距离。为了将其连接在一起，提供有挠性装置，例如，采用多个心轴52的形式，彼此沿周缘相对间隔，如图3和图6所示。每个心轴52都呈U型，位于径向平面上，其带有两个侧向分支，通过底部在其后端连接，其两个前端则优选采用焊接方式分别固定到凸缘50和外圈46的后端上。这些心轴52允许外圈46在内孔45内留有径向间隙，通过油膜49来对轴承12a进行减振。

在固定环44的后端，其带有裙部54，后者径向向外部延伸，并形成了彼此沿周缘相对间隔的凹口56。每个凹口56都向外部径向打开，内状有扣掣58，后者从轴承托架14a的下游侧轴向向后突出，这些扣掣58紧紧固定在所示轴承托架上。如图4所示，凹口56和扣掣58之间的连接部件形成的机械连接防止/限制了固定环44在托架14a内孔42内沿轴线2转动。

图3示出了带齿裙部54通过采用突肩而被轴向地固定在托架14a的下游侧和凸缘50上的轴向环形制动表面60之间。裙部54的该轴向夹紧是采用或不采用间隙形式来实现的，可使裙部相对于托架14a和凸缘50沿两个轴向方向而轴向固定。因此，裙部54构成了第一制动装置，牢牢地固定到固定环上，而且，特别是，如果心轴52断裂时，其能够相对于轴承托架14a轴向地保持该固定环44。

固定环44还带有环形后延伸部分62，上装有金属芯64(slug)，彼此沿周缘相对间隔布置。如图3和图5所示，每个金属芯64都固定在延伸段62的***开口66内。它们都可以以所属领域技术人员认为合适的任何方式来安装，例如，通过用力或用螺丝。

每个金属芯64都大体径向对准，其径向内端置于外圈46后端上的沟槽68内，且向外部径向打开。如图5清楚所示，可以注意到，每个金属芯64的径向内端径向地布置在沟槽底部整个部分的对面。实际上，该沟槽底部沿其整个环形周缘并不是完整的，因为整个部分因横穿外圈46的多个径向间隙孔72而中断。这些间隙孔72，彼此沿周缘相对间隔布置，因此，每个间隙孔在整个部分70的两个部分之间都会从沟槽底部伸出，可以使金属芯64得以安装，如下所述。

此外，每个金属芯64的径向外端径向地位于固定凸缘50的对面。这样，其金属芯64就会围绕轴线5而有规律地布置，并沿两个径向方向被封闭，从而在其与环形延伸段62的连接出现意外断裂的情况下，可防止其损失。

金属芯64，其被紧紧地夹持在以轴线2为中心的沟槽68的两个侧边，带有或不带有间隙，使得固定环62的环形延伸段相对于轴承外圈46而沿两个轴向方向轴向固定。因此，这些金属芯64形成牢牢固定到固定环上的第二制动装置，而且特别是，如果心轴52断裂时，其能够相对于该固定环44轴向地固持轴承外圈46。

图7a和7b示出了在轴承解耦前以及在风扇叶片损失后，轴承外圈46在解耦期间的动作情况。在这些附图中，可以看出，当外圈46在固定环45的内孔内滚动时，在这两个部件之间同时会形成切向/周向相对位移，如两个交叉线76之间的相对位置变化所示，分别象征性地表示固定环和外圈的任何两个点。这种切向/周向相对位移使得挠性连接心轴52出现沿周缘的应力，心轴因此而损坏，直到其断裂。

如果挠性心轴52出现这种意外断裂，前轴承的外圈46则不再由这些损坏的心轴的轴向固定，但是，上述第一和第二制动装置就会接过这个任务，它们一起会将外圈46和整个轴承12a相对于轴承托架14a而轴向固定。

如图所示，人们会注意到，心轴52的这种断裂位置是可以预定的，例如，为小截面的一部分。这个位置的选择是这样的，在断裂后，金属芯64继续被外圈后端以及固定凸缘50而径向包围。

由于这种偶然发生的轴向固定，外圈46会继续在固定环45的内孔上滚动，直到轴承机械解耦，从这个时候起，该外圈46就不再径向地承受应力，也就不再会有损坏的风险。实际上，在轴承机械解耦后，径向力基本上通过中间轴承12b来传递，如上参照图2所述。

图8a和8b示出了安装图3到图7b所示结构的方法。

固定环44首先紧紧安装在托架14a的内孔42内。这两个部件之间的相对角度位置的选择是这样的，即在安装后，扣掣58被置于固定环54裙部的凹口56内。

此后，轴承外圈46通过这两个部件之间的轴向相对位移而***固定环45的内孔内。该插装的实现是将外圈46内每个间隙孔72径向地与固定环内金属芯***开口66对准，如图8a所示。在这同一附图中，示出了如下步骤，即将金属芯64插装到开口66内，穿过间隙孔72。因此，每个金属芯都横穿过间隙孔72而径向朝外，直到其被固持在相关的***开口66内。在其最后位置时，金属芯64的径向内端固持在外圈的沟槽68内，并从其横穿的间隙孔72内完全退出。

此后，如图8b所示，外圈46旋转，这样每个金属芯64就径向地位于沟槽底部整个部分70的对面。这样，金属芯64不是径向地位于间隙孔72的对面，而是位于整个部分70的对面，构成通向内部的径向制动部分。因此，外圈46的转动则意味着对金属芯64的锁定。

最后，固定凸缘50通过螺栓安装在轴承托架14a上。

按规定，每个金属芯64沿切向/周向方向位于两个心轴52之间，安装至此完成。这样，这些金属芯的改进检查得以—例如—使用垫片进行，该垫片必须从两个心轴52之间形成的切向空间轴向地插在凸缘50和外圈46之间，这对于操作手来讲是很容易做到的。

显然，所属领域技术人员可以对上述发明进行各种不同的改进，此处所述仅给出非限定性的示例。

Claims (7)

1.一种飞机涡轮喷气发动机的结构(40)，包括：

包括外圈(46)的滚动轴承(12a)；

围绕所述外圈的轴承托架(14a)；

插装在外圈和轴承托架之间的固定环(44)；

将外圈连接到轴承托架上的装置，其中，所述装置包括：

安装在轴承托架上的固定凸缘(50)；以及

首先固定到外圈，其次固定到固定凸缘上的挠性连接装置；

其中，如果所述挠性连接装置断裂时，所述结构还包括可使外圈轴向保持的装置，

其特征在于，

所述装置可实现外圈的轴向保持，包括：

如果所述挠性连接装置断裂时，牢牢固定到固定环(44)上并能够使该固定环相对于轴承托架(14a)轴向固定的第一制动装置；以及

如果所述挠性连接装置断裂时，牢牢固定到固定环(44)上并能够使该外圈(46)相对于该固定环轴向固定的第二制动装置，

其中，所述第二制动装置的形式是多个金属芯，彼此沿周缘相对间隔，其中，每个金属芯都置于所述固定环(44)的金属芯***开口(66)内，其中，所述金属芯带有径向内端，其位于所述外圈(46)的沟槽(68)内，所述外圈装有多个径向间隙通孔，从所述沟槽(68)底部伸出，其中，每个所述金属芯径向位于所述沟槽底部整个部分(70)的对面。

2.根据权利要求1所述的结构，其特征在于，每个所述金属芯径向位于固定凸缘(50)的对面。

3.根据权利要求1或2所述的结构，其特征在于，所述挠性连接装置的形式为多个心轴，彼此沿周缘相对间隔，其中，每个都呈U形状，并位于径向平面上。

4.根据权利要求1或2所述的结构，其特征在于，所述第一制动装置的形式为裙部(54)，轴向地位于轴承托架(14a)和所述固定凸缘(50)之间。

5.根据权利要求4所述的结构，其特征在于，所述裙部带有凹口(56)，彼此沿周缘相对间隔，并与扣掣(58)相配合，后者牢牢固定到所述轴承托架(14a)上，为的是限制/防止固定环相对于所述轴承托架转动。

6.—种安装根据前面任一项权利要求所述的飞机涡轮喷气发动机结构(40)的方法，包括如下步骤：

将外圈(46)***固定环内，以便使得外圈内每个间隙孔与固定环(44)金属芯***开口(66)保持径向对准；

通过通孔将金属芯***金属芯开口内，以便将每个金属芯的径向内端置于所述沟槽(68)内；

转动外圈(46)，这样，每个金属芯径向位于所述沟槽底部整个部分(70)的对面；以及

在轴承托架(14a)上安装固定凸缘(50)。

7.—种飞机涡轮喷气发动机(1)，包括根据权利要求1到5任一项所述的结构(40)。