CN114542640B - 阻尼减振装置以及航空发动机 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种阻尼减振装置以及航空发动机，涉及航空发动机领域，用于优化阻尼减振装置的性能。该阻尼减振装置包括减涡管以及阻尼管。减涡管具有凹腔。阻尼管安装在凹腔中；阻尼管的第一端与凹腔的顶部可拆卸连接且连接长度可调节，阻尼管的第二端与凹腔的底部抵顶，阻尼管的中部被构造为可变形地且处于变形状态的阻尼管的中部与凹腔的内壁接触。上述技术方案提供的阻尼减振装置，通过调节阻尼管***到减涡管内的深度，能够实现不同的阻尼特性，从而抑制减涡管的振动响应。

Description

阻尼减振装置以及航空发动机
技术领域
本发明涉及航空发动机领域，具体涉及一种阻尼减振装置以及航空发动机。
背景技术
为增强高温部件的冷却，现代航空发动机结构中往往通过增加减涡器来降低冷却气流的压力损失，进而提高高温部件的冷却效果，避免不必要的压气机性能损失。
发明人发现，现有技术中至少存在下述问题：减涡器结构为悬臂支撑的多管结构，易受到盘腔内冷却气流的激振而发生强迫响应。
发明内容
本发明提出一种阻尼减振装置以及航空发动机，用以优化阻尼减振装置。
本发明实施例提供一种阻尼减振装置，包括：
减涡管，具有凹腔；以及
阻尼管，所述阻尼管安装在所述凹腔中；所述阻尼管的第一端与所述凹腔的顶部可拆卸连接，所述阻尼管的第二端与所述凹腔的底部抵顶，所述阻尼管的中部被构造为可变形地且处于变形状态的所述阻尼管的中部与所述凹腔的内壁接触。
在一些实施例中，所述阻尼管的外壁面和/或内壁面设置有凹槽；和/或，所述阻尼管设置有贯穿自身壁体的通孔。
在一些实施例中，所述凹槽沿着所述阻尼管的周向分散布置有多个；和/或，所述通孔沿着所述阻尼管的周向分散布置有多个。
在一些实施例中，沿着所述阻尼管的轴向方向，所述凹槽的深度是变化的。
在一些实施例中，沿着所述阻尼管的轴向方向，所述凹槽的至少其中一端设置有加强部，以增加所述阻尼管位于加强部处的厚度。
在一些实施例中，所述减涡管的凹腔底部设置有朝内凸起的环形面，所述阻尼管的第二端与所述环形面抵顶。
在一些实施例中，所述阻尼管的第一端设置有外螺纹，所述凹腔的顶部设置有内螺纹，所述外螺纹和所述内螺纹形成螺纹配合。
在一些实施例中，所述内螺纹和所述外螺纹的旋合长度可调节。
在一些实施例中，当所述阻尼管处于未变形状态，所述阻尼管的中部的外壁和所述减涡管的内壁之间具有缝隙。
本发明实施例还提供一种航空发动机，包括本发明任一技术方案所提供的阻尼减振装置。
上述技术方案提供的阻尼减振装置，阻尼管的第一端与凹腔的顶部可拆卸连接且连接长度可调节，通过调节阻尼管***到减涡管内的深度，能够实现不同的阻尼特性，从而抑制减涡管的振动响应。阻尼管***到减涡管中时，原始状态下阻尼管没有形变；当阻尼管***深度足够时，阻尼管开始形变；之后阻尼管***的深度越长，阻尼管的形变量越大，阻尼管和减涡管之间的接触面积越大。整个阻尼减振装置的阻尼特性通过阻尼管的***深度来改变。当振动发生时，由于减涡管和阻尼管贴合且两者之间存在相对位移，从而产生摩擦力，消耗振动能量，从而达到减振效果，抑制有害振动。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1为本发明实施例提供的阻尼减振装置结构示意图；
图2为本发明实施例提供的阻尼减振装置的减涡管结构示意图；
图3为本发明实施例提供的阻尼减振装置的阻尼管结构示意图；
图4为本发明另一些实施例提供的阻尼减振装置的阻尼管结构示意图。
具体实施方式
下面结合图1～图4对本发明提供的技术方案进行更为详细的阐述。
参见图1，本发明实施例提供一种阻尼减振装置，包括减涡管1以及阻尼管2。减涡管1具有凹腔11。阻尼管2安装在凹腔11中；阻尼管2的第一端21与凹腔11的顶部可拆卸连接且连接长度可调节，阻尼管2的第二端22与凹腔11的底部抵顶，阻尼管2的中部被构造为可变形地，且处于变形状态的阻尼管2的中部与凹腔11的内壁接触。阻尼管2的中部变形越大，阻尼管2的中部与凹腔11的内壁的接触面积越大。
减涡管1是应用在涡扇发动机压气机中的用于降低引气损失的管状结构。减涡管1的凹腔11有多种结构形式，以满足阻尼管2的安装为宜。参见图2，在一些实施例中，减涡管1设置有贯穿自身轴向的孔，该孔的中间部分设置有朝着孔内壁凸起的环形面110，该环形面110用于与阻尼管2的第二端22抵顶接触。当然，亦可在孔的中间部分设置有朝着孔内壁凸起的凸块，与环形面不同，该凸块并不是环形的，只是沿着孔内壁圆周方向分散布置有两个或者三个。该结构同样可以实现抵顶阻尼管2的第二端22。
上述技术方案提供的阻尼减振装置，通过调节阻尼管2***到减涡管1内的深度，能够实现不同的阻尼特性，从而抑制减涡管1的振动响应。阻尼管2***到减涡管1中时，原始状态下阻尼管2没有形变；当阻尼管2***深度足够时，阻尼管2开始形变；之后阻尼管2***的深度越长，阻尼管2的形变量越大，阻尼管2和减涡管1之间的接触面积越大。阻尼结构的阻尼特性与其长度、厚度等实际尺寸以及阻尼结构与减涡管1之间的接触压力密切相关。接触压力是指两种或者以上结构接触后产生的接触力。上述技术方案提供的阻尼减振装置，能够根据需要调整阻尼管2的***深度，进而调节阻尼管2的形变量，进而调整其阻尼特性。
为了使得阻尼管2便于变形，在一些实施例中，阻尼管2的外壁面和/或内壁面设置有凹槽23。凹槽23并不贯穿阻尼管2的壁体，只是使得阻尼管2的部分壁体变薄了。凹槽23可以设置多个，多个凹槽23沿着阻尼管2的圆周方向分布。对于同一个凹槽23而言，沿着阻尼管2的轴向方向，该凹槽23的深度可以是均匀的或者是变化的。
在一些实施例中，阻尼管2设置有贯穿自身壁体的通孔。通孔和凹槽23可以同时布置、择一布置、分散布置、挨着布置均可。其布置方式与所需要的阻尼参数相关。
上述技术方案，通过在阻尼管2的轴向方向，即长度方向上设置凹槽23、通孔等结构特征，使得阻尼管2长度方向上可被压缩变形。通过设计不同的薄弱部位，可以调整阻尼结构在外力作用下的变形，进而改变其余减涡管1的接触面积和接触压力。
在一些实施例中，凹槽23沿着阻尼管2的周向分散布置有多个；和/或，通孔沿着阻尼管2的周向分散布置有多个。图3和图4示意了凹槽23的两种不同布置形式。
参见图3和图4，在一些实施例中，沿着阻尼管2的轴向方向，凹槽23的至少其中一端设置有加强部24，以增加阻尼管2位于加强部24处的厚度。加强部24可以设置在凹槽23的长度方向的两端。设置加强部24使得阻尼管2的部分区域的厚度变大，这使得阻尼管2除了变形区域之外的其他区域的结构更加稳固。
下面介绍阻尼管2的第一端21和减涡管1的顶端连接方式。参见图1至图4，在一些实施例中，阻尼管2的第一端21设置有外螺纹，凹腔11的顶部设置有内螺纹，外螺纹和内螺纹形成螺纹配合。减涡管1与阻尼结构相配合时，两者之间的接触应力能够显著改变阻尼减振装置的阻尼效果。将减涡管1与阻尼结构设计为螺纹连接，同时，在阻尼结构上设计若干薄弱位置，通过螺纹连接提供的压紧力，使得阻尼结构发生形变，进而改变其余减涡管1的接触面积和压力，进而调整该阻尼结构的阻尼特性。并且阻尼减振装置只需要一次安装，通过旋转螺纹的方式调整阻尼结构的阻尼特性，可以提高阻尼设计和研究的效率，无需通过生产大量的阻尼结构匹配出合适的阻尼特性，降低了成本。
在一些实施例中，内螺纹和外螺纹的旋合长度可调节。通过调节内螺纹和外螺纹的旋合长度，来改变阻尼减振装置的阻尼特性。
在一些实施例中，当阻尼管2处于未变形状态，阻尼管2的中部的外壁和减涡管1的内壁之间具有缝隙。缝隙比如为0.1mm～0.5mm。阻尼管2顶部与减涡管1的环形面相接触，减涡管1和阻尼管2之间存在初始间隙。该初始间隙使得阻尼管2可以很方便地装入到减涡管1内部。后续调节减涡管1和阻尼管2螺纹旋合段的长度，由于阻尼管2的第二端抵顶在环形面上，不可再移动了，此时如果继续增加减涡管1和阻尼管2螺纹旋合段的长度，会使得阻尼管2发生形变，然后与减涡管1的内壁接触上。后续如果减涡管1和阻尼管2收到振动而发生相对位移，那么就会因为两者接触形成的摩擦力消耗振动能量。
当阻尼管2处于变形状态，阻尼管2的中部的外壁和减涡管1的内壁贴合。阻尼管2的变形量越大，阻尼管2的中部的外壁和减涡管1的内壁贴合的越紧密，且接触面积越大。
减涡管1和阻尼管2的材质可以相同，都采用金属材质。
本发明实施例还提供一种航空发动机，包括本发明任一技术方案提供的阻尼减振装置。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗指所指的装置或元件必须具有特定的方位、为特定的方位构造和操作，因而不能理解为对本发明保护内容的限制。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，但这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种阻尼减振装置，其特征在于，包括：
减涡管(1)，具有凹腔(11)；以及
阻尼管(2)，安装在所述凹腔(11)中；所述阻尼管(2)的第一端(21)与所述凹腔(11)的顶部可拆卸连接且连接长度可调节，所述阻尼管(2)的第二端(22)与所述凹腔(11)的底部抵顶，所述阻尼管(2)的中部被构造为可变形地且处于变形状态的所述阻尼管(2)的中部与所述凹腔(11)的内壁接触；其中，所述阻尼减振装置的阻尼特性通过调节所述阻尼管(2)***所述凹腔(11)的深度来改变。
2.根据权利要求1所述的阻尼减振装置，其特征在于，所述阻尼管(2)的外壁面和/或内壁面设置有凹槽(23)；和/或，所述阻尼管(2)设置有贯穿自身壁体的通孔。
3.根据权利要求2所述的阻尼减振装置，其特征在于，所述凹槽(23)沿着所述阻尼管(2)的周向分散布置有多个；和/或，所述通孔沿着所述阻尼管(2)的周向分散布置有多个。
4.根据权利要求2所述的阻尼减振装置，其特征在于，沿着所述阻尼管(2)的轴向方向，所述凹槽(23)的深度是变化的。
5.根据权利要求2所述的阻尼减振装置，其特征在于，沿着所述阻尼管(2)的轴向方向，所述凹槽(23)的至少其中一端设置有加强部(24)，以增加所述阻尼管(2)位于加强部(24)处的厚度。
6.根据权利要求1所述的阻尼减振装置，其特征在于，所述减涡管(1)的凹腔(11)底部设置有朝内凸起的环形面(110)，所述阻尼管(2)的第二端(22)与所述环形面(110)抵顶。
7.根据权利要求1所述的阻尼减振装置，其特征在于，所述阻尼管(2)的第一端(21)设置有外螺纹，所述凹腔(11)的顶部设置有内螺纹，所述外螺纹和所述内螺纹形成螺纹配合。
8.根据权利要求7所述的阻尼减振装置，其特征在于，所述内螺纹和所述外螺纹的旋合长度可调节。
9.根据权利要求1所述的阻尼减振装置，其特征在于，当所述阻尼管(2)处于未变形状态，所述阻尼管(2)的中部的外壁和所述减涡管(1)的内壁之间具有缝隙。
10.一种航空发动机，其特征在于，包括权利要求1～9任一所述的阻尼减振装置。
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