CN110337536B - 包括机械分离器的飞行器发动机进气装置 - Google Patents

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Abstract

位于涡轮机的进气口处的机械分离器(15)被定位在进气壳体的外侧上，放射状的臂(27)与外壳体(13)在进气壳体的外侧接触以在发生显著不平衡时将低压轴部分地卸载。由于分离器被定位在距离轴承较远的位置处，因此分离器(15)可被设计成在有较大可用空间并且布局约束没有太大问题的位置处具有较大的自由度。更具体地，分离器被容置在外壳体(13)的通向流动路径(5)的腔(30)中。

Description

包括机械分离器的飞行器发动机进气装置
技术领域
本发明涉及包括机械分离器的飞行器发动机进气装置。
背景技术
通过图1描述了可以应用本发明的涡轮机的进气构造。该进气构造包括进气口1，随后通常是低压压缩机2和高压压缩机3、燃烧室4、然后是涡轮。环形气体流动流5在机器的整个长度上行进并且环绕高压轴6和低压轴7，高压轴6和低压轴7彼此同心并且分别与高压压缩机3和低压压缩机2相关联。轴6和7由轴承保持，其中，将提到在低压轴7的前端处的、邻近进气口1的进气轴承8。所示的机器是双流机器，流5在高压压缩机3的位置被分开以形成二次流29，然而这对于采用本发明不是必需的。
轴承8被保持在低压轴7的支撑件9中(图2)，该支撑件9包括环绕轴承8的外圈的套筒10和通过从套筒10扩张而从机器向前延伸的截头圆锥形筒体11。筒体11连接到进气壳体12，进气壳体12位于流5的进气口处并且部分由臂27形成，臂27穿过流5径向向外延伸直到外壳体13，外壳体13包围流5。这些臂27通常被称为整流器，因为这些臂27的目的是在流动到达可动轮叶的第一级之前纠正流动，因此这些臂27具有空气动力学作用。这些臂27可以是放射状的或相切地延伸到将流5界定到内半径的毂，从而使这些臂在发动机角度方向上具有斜率。通常，这些臂27包括可相对于流具有角度的上游固定部分和第二下游可变桨距部分，并且存在十二个到二十个臂27。因为这些臂27支撑低压轴7的第一轴承，因此，这些臂27也具有结构性作用并形成进气壳体12。流5在进气口1处由进气锥体19在内部界定，进气锥体19覆盖支撑件9。进气锥体19是涡轮机定子的一部分，臂27将进气锥体连接到外壳体13，并且进气锥体19环绕支撑件9和轴承8。进一步示出了第二轴承20和第三轴承22、压缩机间的壳体21和排气壳体23，它们的性能将在后文结合本发明进行描述。
在一些故障情况下，例如在低压压缩机轮叶3(最常见的是第一级的轮叶18)与杂物碰撞之后发生失效的情况下，会出现异常的机器运行，这种碰撞使得有关的轴(一般为低压轴7)出现严重的不平衡。如果有关的转子(该转子在此包括低压压缩机2和低压轴7)的特征模式接近旋转速度，则这种不平衡极大地放大了振动响应，并且在发动机结构中施加了重大载荷。
克服这种情况的可能方法是在敏感部位对机器结构进行足够的加固，但是代价是重量急剧增加。
还考虑通过对应于机械熔断器的分离器来减轻载荷，该分离器在出现由于这种故障情况而导致的高载荷时断开。当分离器分离时，支撑转子的轴承的数量减少，例如在低压压缩机处仅留下一个轴承。因此转子安装变得松动，压缩机的特征模式降低到远低于下文定义的风车式旋转速度，并且结构中的应力不会变得过大。
文献FR-A-2 956 454中描述了机械分离器的示例。轴的支撑轴承中的一个支撑轴承的可能经受故障的支撑件通过在达到载荷阈值时破裂的元件被安装在机器的其余部件上；这个元件通常由具有特殊固定螺钉的圆形件组成，该特殊固定螺钉包括载荷可以剪切的变薄部件。当达到破裂阈值时，轴承停止由机器的其余部件支撑并且转子保持为仅由另一轴承支撑，这使转子能够通过风车式旋转而偏心，但使转子在发动机结构上施加较小的载荷，并且由于特征模式降低，振动响应较小。
这种机械分离器是令人满意的，但是可能难以在包含支撑件9并且由进气锥体19界定的小尺寸容积中构建分离器。实际上，进气锥体必须保持小的直径，以在发动机的外部尺寸不变的情况下在流5的进气口处保留尽可能大的横截面。但是，在支撑件9上增加机械分离器可能会迫使进气锥体19变宽。
US 2016/0201510描述了一种发动机，其中，进气锥体由通过减速器连接到低压轴的轴尖旋转驱动并且承载进气风扇的轮叶，该进气风扇使得环境空气从发动机进气口开始进入主流和外部次级流。轴尖的支撑轴承由包括位于进气锥体的延伸部中的内部壳体环形部分、中间壳体环形部分和连接两个环形部分的臂的结构支撑。该组件通过弹簧分离器悬挂到定子结构上。中间壳体向前逐渐变细，中间壳体在前面将两股流分开，但中间壳体无论如何都要容置相对庞大的分离器。因此，存在布局要求，该布局要求迫使中间壳体变宽，或者迫使臂向后倾斜以将分离器安置在中间壳体的较宽部分处，而这具有更显著的外伸量。
发明内容
本发明的第一目的是通过将分离器安置在轴承与进气壳体的元件之间的其它位置而不是紧邻轴承的位置，以此来改进用于安装轴承的机械分离器的设计和布局可能性。本发明的另一目的是通过一种轻便、简单且易于安装的装置，在发生故障和分离器破裂之前保持发动机进气口的适当安装刚度，并且保持发动机正常运行的适当特性，而不对邻近的设备部件施加更进一步的布局要求。进一步的目的是不使发动机布局复杂化，方法是通过将分离器安置在布局要求低的位置同时从可用容积减小的固定进气锥体内移除分离器，以使该锥体保持小的直径；以允许容易地安装分离器；并且进一步地，尽管分离器破裂，但在发生故障时仍能保持合理的结构内聚力。
总而言之，本发明的一般方面是飞行器发动机进气装置，该飞行器发动机进气装置包括：具有中心旋转轴的转子；轴的支撑件，该支撑件环绕轴并且承载轴承，该轴保持在该轴承中；环绕气体流动流的外壳体和将外壳体与轴的支撑件接合的进气壳体；以及位于外壳体与进气壳体之间的接合点处的机械分离器，该机械分离器被设计成在发生转子故障的情况下断裂，其特征在于，分离器被定位在气体流动流的外周并且被容置在外壳体的小室中。
存在一种布局，该布局的自由度大于轴承及其支撑件周围布局的自由度，尽管安置分离器的位置处的半径更大，这使得能够以更大的自由度构建分离器，而不需要对机器设计强加尽可能多的要求。在外壳体的壁上形成小室确实很容易，小室接纳臂固定装置和分离器。该小室示出了对外壳体的壁的轮廓的微小改变，这减少了对气流的流动性有害的结构不均匀性。
分离器可以由脆性材料构成，这使得分离器能够在达到载荷阈值时容易立即破裂，并且因此在达到阈值时在外壳体与进气壳体之间产生间隙。
合适的材料可以是陶瓷，可以选择预应力陶瓷或多孔陶瓷以调节破裂阈值。
本发明的另一方面是包括这种装置的飞行器发动机。
根据一些有利的可选特征：
-分离器将外壳体连接到进气壳体的臂的顶端，该臂径向地延伸穿过气体流动流：分离器与放射状的臂的直接连接有助于使外壳体与进气壳体的臂之间的连接小型化，可以选择小尺寸的分离器，并将该小尺寸的分离器容置在小小室中；
-该装置可包括用于将外壳体连接到分离器的连接部件，该连接部件穿过外壳体并延伸到小室中，或者该装置可包括将分离器连接到进气壳体的连接部件，该连接部件穿过外壳体并延伸到小室中：这种部件(通常是螺钉或螺栓)使外壳体通过分离器直接参与外壳体与进气壳体的连接，或者如果这些部件本身是分离器则直接参与外壳体与进气壳体的连接；通过在外壳体内部和小室内部的容积中延伸，这些部件不会阻碍流中的气体流动并且提供大的设计简单性。
最后，根据本发明的包含上述装置的发动机有利地是小型气体稀释发动机，其中，进气壳体包括固定的进气锥体，该进气锥体由外壳体的一部分环绕并且包含轴支撑件和轴承，支撑件连接到进气壳体；并且优选地，流动流在发动机的进气口处是单股的，并且进气壳体包括将进气锥体接合到外壳体的臂。
附图说明
现在将通过附图详细描述本发明，附图示出了本发明的特定实施例，但本发明不排除其他实施例：
-已描述的图1和图2示出了飞行器发动机的进气口部分和低压压缩机轴的第一轴承与进气壳体的连接；
-图3示出了本发明的特定实施例；
-并且图4示出了本发明的另一可能的实施例。
具体实施方式
如图3所示，进气壳体12的外边缘现在包括分离器14，分离器14在臂27的外端部处被夹在进气壳体12的外边缘与外壳体13的接合点处。分离器14由脆性材料块15组成，脆性材料块15通过用螺钉16固定到进气壳体12而经由内径向面邻接在进气壳体12上，并且通过用螺钉16固定到外壳体13而经由外径向面邻接在外壳体13上。由于进气壳体12基本上由臂27组成，所以分离器14可位于臂27中的每一个臂的端部或形成连续或不连续的环形结构，该环形结构邻接在进气壳体12的可能的外边缘17上，该外边缘17本身是连续的。分离器14可被容置在外壳体13的小室30中，以免扰乱流动规律。小室30由底面31和两个侧面32、33界定，两个侧面32、33将底面31的边缘接合到外壳体13。小室30可以在外壳体13的整个旋转部上延伸或者仅在臂27的端部的前面的角部分上延伸。小室30仅径向向内打开，即通向流5，并且小室30在小室30与由外壳体13界定的内部容积34之间对流5保持完全隔离。块15优选地由能够在超过确定的破裂阈值时破裂的脆性陶瓷制成。在将超过破裂阈值的载荷施加到块15时，块15变得易碎并且破裂，块15的材料被分散并且进气壳体12可以相对于外壳体13沿径向方向起作用和振荡。陶瓷可以是多孔的。可以在块15的两个固定面之间对块15施加预应力，以在必要时降低破裂阈值并改变发生破裂的位置处的变形。合适的材料可以是通过烧结加工制成的工业陶瓷，烧结加工赋予工业陶瓷高的机械强度，并且工业陶瓷还能抵抗几百度的温度。分离器的破裂阈值可以根据陶瓷的孔隙度、陶瓷的预应力以及由陶瓷组成的层或块的厚度来调节。这种陶瓷的示例是氧化铝和磷酸钙。
当发生轮叶破裂并且块15破裂时，包括低压轴7的转子不再由进气轴承8支撑，而是由位于稍微下游的压缩机间壳体21的位置处的另一轴承20以及位于完全下游的排气壳体23的位置处的第三轴承22支撑，压缩机间壳体21将低压压缩机2与高压压缩机3分离，但是排气壳体23几乎不干涉转子在低压压缩机2的位置处的动态特性。可以认为转子的包括低压压缩机2的这部分现在仅由连接到压缩机间壳体21的轴承20支撑，这使得转子的这部分的支撑更加松动并且使转子的这部分在其风车式自转期间以其特有的惯性轴为中心，从而为涡轮机结构传递较少的载荷，涡轮机结构包括进气壳体12、外壳体和压缩机间壳体21。因此，转子的这部分可以进行风车式旋转并且耗散由不平衡产生的载荷不均匀性。在径向振荡中驱动进气壳体12(进气锥体19和臂27，臂27仅在发动机的轴向方向上具有小的斜率)(这是本发明的原始方面)基本上不改变这种状态：臂27的端部在预先由块15占据并且现在通过块15的破裂和块15的材料的分散而释放的容积中径向振荡。侧面32和33使得能够容纳和引导臂27的移位，侧面32和33在与臂27相同的方向上延伸，侧面32和33与臂27之间具有微小间隙以允许该移位。底面31与臂27的端部相距可以稍微减小的距离，从而可能通过使臂27由此邻接抵靠底面31而限制进气壳体12的角形移位；另一方面，这些移位通常不显著，低压轴7仍然由轴承20和22支撑。小室30不代表外壳体13的劣化，不会剧烈地扰乱通过流5的流动，从而不会强烈地减小内部容积34，内部容积34基本上仍然可用于其他布局。最后，小室30有助于通过在块15破裂后保持臂27的端部不动来保持发动机结构的内聚力。
到目前为止已描述的能够破裂的块15可以由弹性的或可压缩的块代替，这些块能够经受弹性变形或塑性变形，并且能够在达到载荷阈值时由于块本身的材料特性而断裂或在进气壳体与外壳体之间的互补固定装置破裂之后断裂。
由于外壳体13中的布局的相对自由度，本发明的分离器可以以许多其他不同的方式构造，由于容易接近通向流5并且容积大于轴承8附近的容积小室30，外壳体13中的布局的相对自由度还允许更容易的安装。例如，如图4的布置所示，可以使用具有自断螺栓的机械结构代替块15。沿机器的轴向方向X定向的螺钉24将臂27的外端部连接到外壳体13。螺钉24是易熔螺钉，在螺钉24和臂27的连接部位以及螺钉24和外壳体13的连接部位之间设有截面限制部25，并且当载荷通过臂在螺钉24上施加剪切作用时，截面限制部25构成初始断裂部。在臂27与外壳体13之间设有径向间隙26，以便在破裂后允许转子自由移位；当块15已经碎裂时，在诸如图3的实施例的实施例中也出现了这种间隙。如在先前的实施例中那样，分离器可在臂27的端部处被容纳在外壳体13的小室28中，该小室28类似于图3的实施例的小室30。但是，脆性材料块的使用可被证明是有利的。
在臂27不是严格径向的情况下，在进气壳体12与外壳体13之间的连接部位处产生切削载荷，这有利于分离器设计。实际上，由于这种载荷在不平衡的情况下非常普遍，因此更容易确定破裂阈值。

Claims (14)

1.飞行器发动机进气装置，所述飞行器发动机进气装置包括：具有中心旋转轴(7)的转子；所述轴的支撑件(9)，所述支撑件环绕所述轴并且承载轴承(8)，所述轴(7)保持在所述轴承中；环绕气体流动流(5)的外壳体(13)和将所述外壳体(13)与到所述轴(7)的支撑件(9)接合的进气壳体(12)；以及位于所述外壳体(13)与所述进气壳体(12)的接合点处的机械分离器，所述机械分离器被设计成在发生转子故障的情况下断裂，其特征在于，所述机械分离器被定位在所述气体流动流(5)的外周并且被容置在所述外壳体(13)的小室中，并且所述机械分离器包括块(15)，所述块(15)具有邻接在所述进气壳体(12)上的内径向面和邻接在所述外壳体(13)上的外径向面。
2.根据权利要求1所述飞行器发动机进气装置，其特征在于，所述机械分离器将所述外壳体(13)连接到所述进气壳体(12)的臂(27)的顶端，所述臂径向地延伸穿过所述气体流动流(5)。
3.根据权利要求1或2所述的飞行器发动机进气装置，其特征在于，所述小室由底面(31)、两个侧面(32，33)限制，所述两个侧面将所述底面(31)连接到所述外壳体(13)的用于界定所述气体流动流(5)的主要部分，所述小室通向所述气体流动流(5)。
4.根据权利要求2所述的飞行器发动机进气装置，其特征在于，所述小室由底面(31)、两个侧面(32，33)限制，所述两个侧面将所述底面(31)连接到所述外壳体(13)的用于界定所述气体流动流(5)的主要部分，所述小室通向所述气体流动流(5)，并且所述侧面(32，33)沿与所述臂(27)相同的方向以具有间隙的方式延伸，以在所述机械分离器破裂的情况下容纳和引导所述臂(27)的端部的移位。
5.根据权利要求1或2所述的飞行器发动机进气装置，其特征在于，所述飞行器发动机进气装置包括将所述外壳体(13)连接到所述机械分离器的连接元件，所述连接元件穿过所述外壳体(13)并且延伸到所述小室中。
6.根据权利要求2所述的飞行器发动机进气装置，其特征在于，所述机械分离器包括用于将所述进气壳体(12)连接到所述外壳体(13)的连接部件，所述连接部件包括初始断裂部(25)。
7.根据权利要求6所述的飞行器发动机进气装置，其特征在于，所述连接部件穿过所述外壳体(13)并延伸到所述小室中。
8.根据权利要求6或7所述的飞行器发动机进气装置，其特征在于，所述连接部件是沿所述发动机的轴向方向(X)定向的螺钉。
9.根据权利要求1或2所述的飞行器发动机进气装置，其特征在于，所述机械分离器由脆性材料构成。
10.根据权利要求9所述的飞行器发动机进气装置，其特征在于，所述脆性材料是陶瓷。
11.根据权利要求9所述的飞行器发动机进气装置，其特征在于，所述脆性材料受到预应力。
12.飞行器发动机，其特征在于，所述飞行器发动机包括根据权利要求1至11中任一项所述的飞行器发动机进气装置。
13.根据权利要求12所述的飞行器发动机，其特征在于，所述进气壳体(12)包括固定的进气锥体(19)，所述进气锥体由所述外壳体(13)的一部分环绕并且包含所述轴(7)的支撑件(9)以及所述轴承(8)，所述支撑件(9)连接到所述进气壳体(12)。
14.根据权利要求13所述的飞行器发动机，其特征在于，所述气体流动流(5)在所述发动机的进气口处是单股的，并且所述进气壳体(12)包括将所述进气锥体(19)接合到所述外壳体(13)的臂(27)。
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