一种新型航空发动机热补偿结构的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种航空发动机热补偿连接结构，属于航空推进技术领域。
【背景技术】
[0002]热补偿结构是在某些发动机结构中连接后机匣与轴承座的结构，上段连接着承力机匣，下端与轴承座相连。由于涡轮前进气温度很高，尽管后机匣可以通过结构设计和冷却系统来冷却，但是温度还是至少会在500°C以上，而轴承由于润滑限制，其正常工作温度一般不超过300°C，两者的温度相差接近200°C。因此热补偿结构同时肩负着承力和降温的使命，既要有足够的强度和恰当的刚度支撑，又要在狭小空间实现降温。
[0003]热补偿结构一方面要有足够的强度和恰当的刚度来保证支撑，另一方面又要在较短距离内减小热量传递。
【发明内容】
[0004]针对上述问题，本发明的目的是提供一种航空发动机热补偿连接结构，该结构在不减小热补偿连接结构刚度的前提下，能够比较明显地降低热补偿连接结构的导热性能。
[0005]根据本发明的一个实施例，热补偿连接结构采用截面为S的结构形式，增长热传导距离，在环形结构上开长卵形孔，目的是增大传导热阻。为了保证刚度要求，在S形结构加上肋板。
[0006]根据本发明的一个实施例的一种航空发动机热补偿连接结构的外形是环形结构，包括上安装边、下安装边、肋板、圆孔和长卵形孔；其特征在于热补偿连接结构在常规的结构基础上开了长卵形孔、加了肋板，其中孔有两种形状，孔是长卵形孔，是肋板之间的最主要的也是数量最多的孔，每一排与上下两排采用相互交叉的方式排列，是降温主要措施，还有少数圆孔，主要分布在肋板两侧，补位每一排错开孔的间隙。肋板一共有8条，均布在环形结构上。
[0007]本发明的有益效果为:在满足强度和刚度设计要求的前提下，能较大幅度提高热补偿连接结构的热传导效果。
【附图说明】
[0008]图1为本发明:新型航空发动机热补偿连接结构；
[0009]图2为航空发动机普通热补偿连接结构降温效果图；
[0010]图3为本发明降温效果图；
[0011]图4为本发明应力分布图。
[0012]图中标号说明如下:
[0013]I一上安装边；2—下安装边；3—肋板；4一圆形孔；5—长卯形孔。
【具体实施方式】
[0014]本发明提供了一种航空发动机热补偿连接结构，下面结合附图和【具体实施方式】对本发明作进一步的说明。
[0015]如图1所示，根据本发明的一个实施例的热补偿连接结构包括:上安装边1、下安装边2、肋板3、圆形孔4和长卵形孔5组成。上安装边I与后机匣连接，下安装边2与轴承座连接，由于上下温差较大，主体采用截面为S形的结构形式，目的是增长热传导距离。主体结构有3部分可以打孔的环形区域，每个区域根据宽度大小开两排或三排长卵形孔，且每一排与上下两排相互错开，每排距离保持在3mm?5mm之间，距离越小，传递的热量越少，加工起来也越困难，孔与孔之间的距离保持在2_?2.5_，太小的话强度不能满足设计要求，太大的话降温效果不好，在接近肋板3处由于长卵形孔错开排列不能完全一致，因此没有开孔处开圆形孔，此种结构设计目的是最大程度地增大传导热阻，更大程度地降温。同时，为了保证热补偿连接结构强度和刚度的要求，在S形环结构加上8条肋板3，每条肋板3相间45°，沿圆周排列。肋板3越宽越厚，对于增加刚度和强度效果越好，本发明的热补偿连接结构只需要保证强度和刚度设计要求即可。
[0016]本发明人对该热补偿连接结构的降温效果进行了模拟分析:在热补偿连接结构各个面施加初始温度参数，进行传热分析，得出温度场后，在下安装边处施加轴向约束，进行强度分析。
[0017]传热分析结果显示，本结构下安装边温度(从图3读出为344.17°C )远远低于原结构的对应温度(从图2读出为400°C )，降温效果明显。
[0018]图4应力分析结果显示最大应力(496.36MPa)分布在肋板折弯处，由于S形结构本来角度就不大，加上肋板相当于增加厚度，导致角度减小，所以应力变大，可以通过倒角的方式增大弯角，减小应力。另外长卵形孔之间的应力随着孔间距的减小而增加，所以孔间距要在保证应力满足要求的前提下尽量地小。
[0019]本发明中引入新的结构形式，在主体结构的基础上开孔、加肋板。开孔的目的是为了增加结构的传导热阻，增加温降。开孔后结构的强度和刚度均有所降低，因此增加肋板使强度和刚度满足设计要求。
[0020]所述结构具有以下优点:(I)能够较大程度地降低热补偿连接结构下端的温度；
(2)降低了重量有利于发动机整体设计。
【主权项】
1.用于连接航空发动机的后机匣与轴承座的热补偿连接部件，其特征包括: 上安装边(I)，用于与后机匣连接； 下安装边(2)，用于与轴承座连接； 其中所述热补偿连接部件的主体部分具有S形截面，有三个环形区域，以增长热传导距离；在每个所述环形区域上开有2 - 3排长卵形孔。2.根据权利要求1的热补偿连接部件，其特征在于进一步包括: 在所述S形截面上沿圆周设置有多个肋板(3)，用于保证热补偿连接部件的强度和刚度。3.根据权利要求2的热补偿连接部件，其特征在于: 所述肋板(3)共有八个，沿圆周等间隔地设置。4.根据权利要求2或3的热补偿连接部件，其特征在于: 每一排的长卵形孔与上下两排的长卵形孔相互错开，在接近肋板(3)的所述环形区域的部分，在由于所述肋板(3)而无法开长卵形孔处，开有圆形孔。5.根据权利要求4的热补偿连接部件，其特征在于: 每排长卵形孔/圆形孔的距离在3mm - 5mm之间，同排的长卵形孔/圆形孔之间的距离在 2mm — 2.5mm。
【专利摘要】这种新型的航空发动机热补偿连接结构，与传统的热补偿结构有类似的外形，它是一种截面为S形的环形结构，其差异和特征是：它是在环形结构的基础之上开孔和加肋板。其中，开的孔是一种长卵形孔，是热补偿结构上主要孔的形状，每一排孔都与上下排的孔相互错开，孔之间的距离越小隔热效果越好，但是应力和刚度也会变小。为了弥补此缺陷，在热补偿结构开孔的基础上再加肋板。本发明在保证热补偿连接结构强度和刚度满足设计要求的前提下，能够明显地阻隔热量传递，且减小重量。
【IPC分类】F01D25/08, F01D25/28
【公开号】CN104963731
【申请号】CN201510191104
【发明人】申秀丽, 张龙治
【申请人】北京航空航天大学, 中国航空动力机械研究所
【公开日】2015年10月7日
【申请日】2015年4月21日