CN111219251B - 航空发动机后承力框架 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种航空发动机后承力框架，其包括外机匣、前段内流道、后段内流道和弹性轴承座，所述外机匣设置有多个穿过流道的承力支板，每个所述承力支板的内侧前端设置有前端安装边，后端设置有后端安装边；所述前端安装边的下端与所述弹性轴承座的一端连接，所述前端安装边的上端与所述前段内流道连接；所述后端安装边的下端与所述弹性轴承座的另一端连接，所述后端安装边的上端与所述后段内流道连接。本发明航空发动机后承力框架能够实现通过较大温度梯度区保持稳定刚性及各态热匹配，保证发动机各状态的稳定运转，及长寿命高可靠性的要求。

Description

航空发动机后承力框架
技术领域
本发明涉及航空发动机领域，特别涉及一种航空发动机后承力框架。
背景技术
在航空发动机领域中，航空发动机的后承力框架是发动机关键部件，其位于发动机后部热端，主要承担将转子后部支点重力、冲击传出到外部机匣的功能。
后承力框架是发动机的一个主要承力结构，对发动机的稳定可靠运行至关重要。由于后承力框架位于发动机的后部热端，要穿过高温的流道，工作环境苛刻，其结构方案一直是各航空发动机公司设计领域的关键技术。
由于后承力框架是发动机一个主要承力结构，因此其刚性的稳定对整个发动机的稳定运转至关重要。后承力框架穿过高温的发动机流道，通过的区域温度梯度较大，其热匹配问题对发动机的长寿命、可靠性也至关重要。
后承力框架通过的较大温度梯度区域的刚性稳定及通过的较大温度梯度区域的热匹配问题，可以保证发动机各状态的稳定运转，以及对发动机长寿命高可靠性的要求。
有鉴于此，各航空发动机研究机构都在摸索克服后承力框架热稳定性的设计方案，以期克服上述技术问题。
发明内容
本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中航空发动机后承力框架的热稳定性有待提高的缺陷，提供一种航空发动机后承力框架。
本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：
一种航空发动机后承力框架，其特点在于，所述航空发动机后承力框架包括外机匣、前段内流道、后段内流道和弹性轴承座，所述外机匣设置有多个穿过流道的承力支板，每个所述承力支板的内侧前端设置有前端安装边，后端设置有后端安装边；
所述前端安装边的下端与所述弹性轴承座的一端连接，所述前端安装边的上端与所述前段内流道连接；所述后端安装边的下端与所述弹性轴承座的另一端连接，所述后端安装边的上端与所述后段内流道连接。
根据本发明的一个实施例，所述航空发动机后承力框架还包括前段外流道和后段外流道，所述前段外流道和所述后段外流道分别安装在所述外机匣的前后端面的安装边上。
根据本发明的一个实施例，所述航空发动机后承力框架还包括弹性挡片，所述弹性挡片的上端与所述后端安装边连接，所述弹性挡片的下端与所述弹性轴承座的另一端连接。
根据本发明的一个实施例，所述航空发动机后承力框架还包括环段，所述环段安装在所述后端安装边和所述后段内流道之间。
根据本发明的一个实施例，所述弹性轴承座呈Y型。
根据本发明的一个实施例，所述外机匣设置有八个承力支板，所述承力支板均布在所述外机匣内，且采用空心结构。
根据本发明的一个实施例，所述前段外流道和所述后段外流道为流道腔的外层，所述后段外流道上与所述承力支板对应的位置处开设有第一缺口。
根据本发明的一个实施例，所述前段内流道和所述后段内流道为流道腔的内层，所述后段内流道上与所述承力支板对应的位置处开设有第二缺口。
根据本发明的一个实施例，所述外机匣的前后端面的安装边呈扇形段。
根据本发明的一个实施例，所述弹性轴承座的刚性为所述外机匣和所述承力支板的刚性的三分之一。
本发明的积极进步效果在于：
本发明航空发动机后承力框架能够实现通过较大温度梯度区保持稳定刚性及各态热匹配，保证发动机各状态的稳定运转，及长寿命高可靠性的要求。
附图说明
本发明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：
图1为本发明航空发动机后承力框架的结构示意图。
图2为本发明航空发动机后承力框架中外机匣的主视图。
图3为本发明航空发动机后承力框架中外机匣的俯视图。
图4为本发明航空发动机后承力框架中流道腔外层的主视图。
图5为本发明航空发动机后承力框架中流道腔外层的俯视图。
图6为本发明航空发动机后承力框架中流道腔内层的主视图。
图7为本发明航空发动机后承力框架中流道腔内层的俯视图。
【附图标记】
外机匣 10
前段内流道 20
后段内流道 30
弹性轴承座 40
承力支板 11
前端安装边 12
后端安装边 13
前段外流道 50
后段外流道 60
弹性挡片 70
环段 80
第一缺口 61
第二缺口 31
具体实施方式
为让本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，以下结合附图对本发明的具体实施方式作详细说明。
现在将详细参考附图描述本发明的实施例。现在将详细参考本发明的优选实施例，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。
此外，尽管本发明中所使用的术语是从公知公用的术语中选择的，但是本发明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。
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发明。
图1为本发明航空发动机后承力框架的结构示意图。图2为本发明航空发动机后承力框架中外机匣的主视图。图3为本发明航空发动机后承力框架中外机匣的俯视图。图4为本发明航空发动机后承力框架中流道腔外层的主视图。图5为本发明航空发动机后承力框架中流道腔外层的俯视图。图6为本发明航空发动机后承力框架中流道腔内层的主视图。图7为本发明航空发动机后承力框架中流道腔内层的俯视图。
如图1至图7所示，本发明公开了一种航空发动机后承力框架，其外机匣10、前段内流道20、后段内流道30和弹性轴承座40，在外机匣10内设置有多个穿过流道的承力支板11，每个承力支板11的内侧前端设置有前端安装边12，后端设置有后端安装边13。前端安装边12的下端与弹性轴承座40的一端连接，在前端安装边12的上端与前段内流道20连接。后端安装边13的下端与弹性轴承座40的另一端连接，且后端安装边13的上端与后段内流道30连接。
此外，所述航空发动机后承力框架还包括前段外流道50和后段外流道60，前段外流道50和后段外流道60分别安装在外机匣10的前后端面的安装边上。外机匣10的前后端面的安装边优选地呈扇形段。
进一步地，所述航空发动机后承力框架还包括弹性挡片70，将弹性挡片70的上端与后端安装边13连接，弹性挡片70的下端与弹性轴承座40的另一端连接。
优选地，所述航空发动机后承力框架还包括环段80，环段80安装在后端安装边13和后段内流道30之间。
特别地，此处弹性轴承座40呈Y型。Y型的弹性轴承座40位于后承力框架温度较低区域，其刚性具有相对的稳定性，将弹性轴承座40的刚性优选为所述外机匣和所述承力支板的刚性的三分之一。根据构件刚性窜连的原理，Y型的弹性轴承座40刚性稳定，整个框架的刚性就能保持稳定。Y型的弹性轴承座40的y型构造，结构上能够提供一定的弹性协调弹性支板热变形。
进一步地，外机匣10设置有八个承力支板11，将承力支板11均布在外机匣10内，且采用空心结构。每个承力支板11的内侧前后端各有一个扇形段安装边。
更优选地，前段外流道50、后段外流道60、前段内流道20和后段内流道30形成流道腔，高温气流从流道腔通过。为满足安装要求，前段外流道50和后段外流道60为流道腔的外层，后段外流道60上与承力支板11对应的位置处开设有第一缺口61。前段内流道20和后段内流道30为流道腔的内层，避免高温气流冲击内腔轴承座。后段内流道30上与承力支板11对应的位置处开设有第二缺口31。
综上所述，本发明航空发动机后承力框架能够实现通过较大温度梯度区保持稳定刚性及各态热匹配，保证发动机各状态的稳定运转，及长寿命高可靠性的要求。
虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式作出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种航空发动机后承力框架，其特征在于，所述航空发动机后承力框架包括外机匣、前段内流道、后段内流道和弹性轴承座，所述外机匣设置有多个穿过流道的承力支板，每个所述承力支板的内侧前端设置有前端安装边，后端设置有后端安装边；
所述前端安装边的下端与所述弹性轴承座的一端连接，所述前端安装边的上端与所述前段内流道连接；所述后端安装边的下端与所述弹性轴承座的另一端连接，所述后端安装边的上端与所述后段内流道连接；
所述弹性轴承座呈Y型，所述外机匣设置有八个承力支板，所述承力支板均布在所述外机匣内，且采用空心结构；所述弹性轴承座的刚性为所述外机匣和所述承力支板的刚性的三分之一。
2.如权利要求1所述的航空发动机后承力框架，其特征在于，所述航空发动机后承力框架还包括前段外流道和后段外流道，所述前段外流道和所述后段外流道分别安装在所述外机匣的前后端面的安装边上。
3.如权利要求2所述的航空发动机后承力框架，其特征在于，所述航空发动机后承力框架还包括弹性挡片，所述弹性挡片的上端与所述后端安装边连接，所述弹性挡片的下端与所述弹性轴承座的另一端连接。
4.如权利要求2所述的航空发动机后承力框架，其特征在于，所述航空发动机后承力框架还包括环段，所述环段安装在所述后端安装边和所述后段内流道之间。
5.如权利要求2所述的航空发动机后承力框架，其特征在于，所述前段外流道和所述后段外流道为流道腔的外层，所述后段外流道上与所述承力支板对应的位置处开设有第一缺口。
6.如权利要求2所述的航空发动机后承力框架，其特征在于，所述前段内流道和所述后段内流道为流道腔的内层，所述后段内流道上与所述承力支板对应的位置处开设有第二缺口。
7.如权利要求2所述的航空发动机后承力框架，其特征在于，所述外机匣的前后端面的安装边呈扇形段。
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