航空发动机及其隔热支承机匣的制作方法

1.本发明涉及航空发动机的支承机匣技术领域，特别地，涉及一种隔热支承机匣和采用所述隔热支承机匣的航空发动机。


背景技术：

2.在燃气涡轮发动机中，支承机匣作为承力系统，为轴承提供支承以及将转子载荷传递到发动机安装节上。然而，由于支承机匣的支板及内外缘板均直接暴露在高温燃气环境中，在工作过程中随着温度的上升、飞机机动载荷和转子的不平衡载荷影响下，支承机匣会产生热应力和变形，并且容易将热量直接传递至轴承座上，导致轴承腔温度升高，引起滑油结焦。
3.其次，当发动机停车时，冷气停止供应，支承机匣上的热量难以散发，从而会继续传导到轴承座的安装边处，进一步从轴承座安装边传导至轴承座内腔，导致航空发动机在长时间使用后，轴承腔容易出现积碳，影响发动机的性能。


技术实现要素：

4.本发明首要提供一种隔热支承机匣，以解决现有支承机匣的结构不利于热应力释放并且容易将热量传递至轴承座上的技术问题。
5.根据本发明的第一方面，提供一种隔热支承机匣，包括沿径向依次设置的外环臂、支板和内环臂，所述外环臂用于与外机匣连接，所述外机匣沿其轴向的一端设有燃烧室，所述内环臂用于与轴承座连接，所述支板设有多个，多个支板沿周向间隔布设于所述外环臂和所述内环臂之间并将所述外环臂和所述内环臂连接成一体，
6.所述外环臂的第一端与所述支板在宽度方向上远离所述燃烧室的一侧连接，所述外环臂的第二端用于与外机匣连接，所述外环臂的第一端和第二端之间通过第一弧形结构连接；
7.所述内环臂的第一端与所述支板在宽度方向上靠近所述燃烧室的一侧连接，所述内环臂的第二端通过第二弧形结构换向后沿轴向延伸至所述支板在宽度方向上远离所述燃烧室的一侧并用于与所述轴承座连接。
8.优选地，所述内环臂包括与所述第二弧形结构连接并沿所述隔热支承机匣的轴向延伸设置的平直支撑段，所述平直支撑段靠近所述第二弧形结构的一端用于抵接所述轴承座上的碳密封组件，所述平直支撑段远离所述第二弧形结构的一端用于与所述轴承座连接。
9.优选地，所述平直支撑段沿周向间隔开设有多个第一应力释放窗口。
10.更优地，所述支板沿所述隔热支承机匣的径向设有用于穿设管路的空腔，所述第一应力释放窗口包括正对所述支板设置的第一窗口和布设于相邻两个支板之间的多个第二窗口，所述第一窗口的面积大于所述第二窗口的面积。
11.优选地，所述外环臂的第一弧形结构沿周向间隔开设有多个第二应力释放窗口。
12.更优地，所述第二应力释放窗口和所述支板一一对应设置。
13.优选地，所述隔热支承机匣还包括设于所述支板和所述外环臂之间的上缘板，所述上缘板和所述外环臂用于与外机匣围合成第一腔体，所述内环臂用于与轴承座围合成第二腔体，所述支板沿所述隔热支承机匣的径向设有用于穿设管路的空腔，所述空腔连通所述第一腔体和所述第二腔体；
14.所述上缘板对应所述空腔的位置设有台阶孔，所述隔热支承机匣还包括设于所述台阶孔内并用于环绕所述管路的外周设置的隔热衬套。
15.更优地，所述外机匣对应所述空腔的位置开设有管道孔，所述隔热支承机匣还包括用于沿所述外机匣远离所述上缘板的一端穿设于所述管道孔内的轴套，所述轴套和所述隔热衬套的至少部分节段相互嵌套设置。
16.优选地，所述第一弧形结构和/或所述第二弧形结构的圆心角为80-100度。
17.根据本发明的第二方面，还提供一种航空发动机，包括上述隔热支承机匣。
18.本发明具有以下有益效果：
19.本发明提供的隔热支承机匣通过优化外环臂和内环臂的结构布局，并在外环臂和内环臂上分别设置弧形结构，能够极大地延长外环臂和内环臂的连接长度，从而增加该隔热支承机匣相对外机匣和轴承座之间的热阻，减少热量传递作用，能够减少停车后的温度传递而避免出现轴承座内部出现滑油结焦的问题，还能有效避免外、内环臂与外机匣及轴承座上的对应安装边温差过大而引起定心作用减弱甚至失效的问题，保证在高温环境中的连接精度和稳定性。其次，由于外环臂和内环臂上均设有弧形结构，在受热膨胀发生热变形时，弧形结构能起到明显的缓冲作用，有效抑制由于受热引起的热变形对外机匣及轴承座上的安装止口处的影响，并且弧形结构更有利于热应力的释放，可避免该隔热支承机匣长时间受热应力的影响而产生裂纹，从而提升该隔热支承机匣的使用寿命，确保航空发动机的性能稳定。
20.除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
21.构成本技术的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，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：
22.图1为本发明实施例提供的隔热支承机匣的立体图；
23.图2为图1所示的隔热支承机匣的装配结构示意图。
24.图例说明：
25.1、隔热支承机匣；11、外环臂；111、第一弧形结构；112、第二应力释放窗口；12、支板；13、内环臂；131、第二弧形结构；132、平直支撑段；133、第一应力释放窗口；1331、第一窗口；1332、第二窗口；14、上缘板；141、台阶孔；15、隔热衬套；16、轴套；100、第一腔体；200、第二腔体；2、外机匣；3、轴承座；4、燃烧室；5、碳密封组件；6、管路。
具体实施方式
26.以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由下述所限定和
覆盖的多种不同方式实施。
27.图1和图2共同示出了本发明实施例提供的隔热支承机匣，其用于安装在航空发动机的轴承座和外机匣之间并将所述轴承座和外机匣连接成整体，由于结构简单紧凑且隔热效果好，整体结构更有利于热应力的释放，能够提升使用寿命，保证航空发动机的性能。
28.请结合图1和图2，所述隔热支承机匣1包括沿径向由外往内依次设置的外环臂11、支板12和内环臂13，所述外环臂11用于与外机匣2连接并与所述外机匣2共同围合成第一腔体100，所述内环臂13用于与轴承座3连接并与所述轴承座3共同围合成第二腔体200，所述外机匣2沿其轴向的一端设有燃烧室4，所述支板12设有多个，多个支板12沿周向间隔布设于所述外环臂11和所述内环臂13之间并将所述外环臂11和所述内环臂13连接成一体，即所述隔热支承机匣1一体成型，以保证加工精度和结构强度。
29.进一步地，所述支板12的沿所述隔热支承机匣1的径向延伸设置，以使所述支板12的宽度方向与所述隔热支承机匣1的轴线平行。
30.优选地，所述外环臂11的第一端与所述支板12在宽度方向上远离所述燃烧室4的一侧连接，所述外环臂11的第二端用于与外机匣2连接，所述外环臂11的第一端和第二端之间设有第一弧形结构111，以通过所述第一弧形结构111将所述外环臂11的第一端和第二端连接成一体。所述内环臂13的第一端与所述支板12在宽度方向上靠近所述燃烧室4的一侧连接，所述内环臂13的第二端通过第二弧形结构131换向后沿轴向延伸至所述支板12在宽度方向上远离所述燃烧室4的一侧并用于与所述轴承座3连接，即所述内环臂13的第一端和第二端之间设有第二弧形结构131，通过所述第二弧形结构131的弯折换向作用使所述内环臂13的第二端能够延伸至所述支板12远离所述燃烧室4的一侧，并且所述内环臂13的第二端相对所述支板12分离，以避免所述支板12直接将温度传导至所述内环臂13的第二端。
31.所述隔热支承机匣1通过优化所述外环臂11和所述内环臂13的结构布局，并在所述外环臂11和所述内环臂13上分别设置弧形结构，能够极大地延长所述外环臂11和所述内环臂13的连接长度，从而增加所述隔热支承机匣1相对外机匣2和轴承座3之间的热阻，减少热量传递作用，避免所述隔热支承机匣1将过多的热量传递至所述外机匣2和所述轴承座3中，还能够减少停车后的温度传递而避免出现所述轴承座3内部出现滑油结焦的问题，并可有效避免外、内环臂与所述外机匣2及所述轴承座3上的对应安装边温差过大而引起定心作用减弱甚至失效的问题，保证在高温环境中的连接精度和稳定性。其次，由于所述外环臂11和所述内环臂12上均设有弧形结构，在受热膨胀发生热变形时，弧形结构能起到明显的缓冲作用，有效抑制由于受热引起的热变形对所述外机匣2及所述轴承座3上的安装止口处的影响，并且弧形结构更有利于热应力的释放，可避免所述隔热支承机匣1长时间受热应力的影响而产生裂纹，从而提升所述隔热支承机匣1的使用寿命，确保航空发动机的性能稳定。
32.优选地，所述第一弧形结构111和/或所述第二弧形结构131的圆心角为80-100度，即所述第一弧形结构111和/或所述第二弧形结构131的圆心角在90度左右，保证具备较佳的热应力释放效果和较好的缓冲作用的同时，避免转角过大而出现过多的弹性变形导致零件晃动的问题，以确保装配精度和稳定性。
33.优选地，所述内环臂13包括与所述第二弧形结构131连接并沿所述隔热支承机匣1的轴向延伸设置的平直支撑段132，所述平直支撑段132靠近所述第二弧形结构131的一端用于抵接所述轴承座3上的碳密封组件5，所述平直支撑段132远离所述第二弧形结构131的
一端用于与所述轴承座3连接。
34.应当理解的是，所述碳密封组件5用于通过涨圈抵接所述平直支撑段132，以实现一定的密封作用，但由于所述碳密封组件5和所述平直支撑段132之间并没有通过螺栓紧固连接，热量传递较少，并且在所述碳密封组件5远离所述轴承座3内腔的一侧通常设有冷气流道，在工作状态时能够流通冷却气体对所述碳密封组件5进行冷却。因此，所述平直支撑段132抵接所述碳密封组件5的位置并不会将过多的热量通过所述碳密封组件5传递至所述轴承座3上，此时通过所述平直支撑段132的两端分别与所述碳密封组件5和所述轴承座3上的远离所述碳密封组件5的一端连接，能够具备较佳的支撑强度和稳定性。
35.在图1中示出，优选地，所述平直支撑段132沿周向间隔开设有多个第一应力释放窗口133，所述第一应力释放窗口133的转角处采用圆角设计，以平衡过渡每个转角位置，保证所述平直支撑段132的强度和刚度。由于所述平直支撑段132上开设有多个第一应力释放窗口133，可以有效减少热量传递截面积，进一步增大传热热阻，避免所述隔热支承机匣1将过多的热量传递至所述轴承座3上，还能降低热应力，减少热变形。
36.更优地，所述支板12沿所述隔热支承机匣1的径向设有用于穿设管路6的空腔，所述第一应力释放窗口133包括正对所述支板12设置的第一窗口1331和布设于相邻两个支板12之间的多个第二窗口1332，所述第一窗口1331的面积大于所述第二窗口1332的面积，并且所述第一窗口1331完全覆盖所述空腔。由于所述第一窗口1331的面积较大，更加方便所述管路6的穿设及安装作业，降低装配难度，保证装配精度，而在不需要安装所述管路6的位置(位置相邻两个支板12之间的位置)布设多个面积较小的第二窗口1332，在保证热应力释放效果的同时，能够提升所述平直支撑段132的结构强度。
37.优选地，所述外环臂11的第一弧形结构111沿周向间隔开设有多个第二应力释放窗口112，所述第二应力释放窗口112的转角处同样采用圆角设计，以平衡过渡每个转角位置，保证所述第一弧形结构111的强度和刚度，并且通过所述第二应力释放窗口112能够减少所述第一弧形结构111的热量传递截面积，进一步增大传热热阻，避免所述隔热支承机匣1将过多的热量传递至所述外机匣2上，降低热应力，减少热变形。
38.更优地，所述第二应力释放窗口112和所述支板12一一对应设置，即每个第二应力释放窗口112都开设在正对所述支板12的位置，该结构能够有效避免所述外环臂11和所述支板12之间产生热应力，避免所述外环臂11发生变形甚至出现裂纹。
39.进一步地，所述管路6包括但不限于油管，所述隔热支承机匣1通过所述管路6将外部的滑油输送至所述轴承座3内，实现所述轴承座3内的轴向的润滑及冷却。而由于所述空腔的两端分别与所述第一腔体100和所述第二腔体200连接，容易将所述第一腔体100内的高温传递至所述第二腔体200中。
40.优选地，所述隔热支承机匣1还包括设于所述支板12和所述外环臂11之间的上缘板14，所述上缘板14对应所述空腔的位置设有台阶孔141，所述隔热支承机匣1还包括安装于所述台阶孔141内并用于环绕所述管路6的外周设置的隔热衬套15，通过所述隔热衬套15包裹所述管路6，能够实现隔离密封作用，有效避免所述第一腔体100内的高温空气进入所述第二腔体200，进一步提升对所述轴承座3的隔热效果。
41.更优地，所述外机匣2对应所述空腔的位置开设有管道孔21，所述隔热支承机匣1还包括用于沿所述外机匣2远离所述上缘板14的一端穿设于所述管道孔21内的轴套16，所
述轴套16和所述隔热衬套15的至少部分节段相互嵌套设置，并且所述轴套16和所述隔热衬套15相互嵌套的位置设有密封结构，以通过所述轴套16和所述隔热衬套15的嵌套配合完全封堵所述空腔和管道孔21在所述第一腔体100内的开口，避免所述第一腔体100内的高温气体外溢，加强隔热效果。
42.根据本发明的第二方面，还提供一种航空发动机，包括上述隔热支承机匣1。由于所述航空发动机采用所述隔热支承机匣1，能够有效减少对所述外机匣2和所述轴承座3的热量传递，并可较好地释放热应力，提升使用寿命，从而使所述航空发动机的性能更加稳定。
43.以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。