一种主动熔断装置、方法及航空发动机

摘要

本发明涉及一种主动熔断装置、方法及航空发动机，其中，主动熔断装置包括信号检测传送机构和执行机构，所述信号检测传送机构电连接所述执行机构，所述执行机构设置在熔断部位，所述信号检测传送机构将检测的信号传送给所述执行机构，所述执行机构进行加快所述熔断部位失效的操作。本发明采用信号检测传送机构结合执行机构，通过信号检测传送机构检测信号，当检测到的信号大于等于临界失效门槛值时，或者当检测到的信号略低于临界失效门槛值时，均能够通过信号控制执行机构作用于熔断部位，通过执行机构加快熔断部位的失效，增强了熔断的敏感度和精准度，避免了在临界失效门槛值附近出现延迟熔断现象。

权利要求

1.一种主动熔断装置，其特征在于：包括信号检测传送机构和执行机构(6)，所述信号检测传送机构电连接所述执行机构(6)，所述执行机构(6)设置在熔断部位(7)，所述信号检测传送机构将检测的信号传送给所述执行机构(6)，所述执行机构(6)进行加快所述熔断部位(7)失效的操作；其中，所述执行机构(6)包括加热设备，所述加热设备作用于所述熔断部位(7)，通过加热降低所述熔断部位(7)的机械性能，促进所述熔断部位(7)的失效。

2.如权利要求1所述的主动熔断装置，其特征在于：所述信号检测传送机构包括传感器(3)和信号处理设备(4)，所述传感器(3)电连接所述信号处理设备(4)，所述信号处理设备(4)电连接所述执行机构(6)，所述传感器(3)用于检测信号，并将检测的信号传送给所述信号处理设备(4)，所述信号处理设备(4)将信号进行相应的处理后，传送给所述执行机构(6)。

3.如权利要求1或2所述的主动熔断装置，其特征在于：所述执行机构(6)包括电机和冲击锥(62)，所述电机电连接所述信号检测传送机构，所述电机驱动连接所述冲击锥(62)，所述冲击锥(62)作用于所述熔断部位(7)。

4.如权利要求1或2所述的主动熔断装置，其特征在于：所述执行机构(6)包括电机、启动箱(63)、弹簧(61)和冲击锥(62)，所述冲击锥(62)和压缩后的所述弹簧(61)均设置在所述启动箱(63)内，所述弹簧(61)的一端连接所述启动箱(63)，所述弹簧(61)的另一端连接所述冲击锥(62)，所述电机驱动连接所述启动箱(63)，能够将所述启动箱(63)打开，所述启动箱(63)打开，所述冲击锥(62)在所述弹簧(61)的作用下冲击所述熔断部位(7)。

5.如权利要求4所述的主动熔断装置，其特征在于：所述启动箱(63)包括第一启动板(631)和第二启动板(632)，所述第一启动板(631)与所述第二启动板(632)的顶部铰接，所述第一启动板(631)与所述第二启动板(632)的底部能够相互分离，所述电机驱动连接所述第一启动板(631)和所述第二启动板(632)的顶部铰接处，能够使所述第一启动板(631)与所述第二启动板(632)的底部相互分离，释放所述弹簧(61)和所述冲击锥(62)。

6.如权利要求2所述的主动熔断装置，其特征在于：所述传感器(3)为应变片、振动传感器或加速度传感器。

7.一种基于权利要求1-6任一项所述的主动熔断装置的主动熔断方法，其特征在于：通过信号检测传送机构检测信号，如果检测到的信号低于设定的临界失效门槛值的一定比例、或者大于等于设定的临界失效门槛值时，所述信号检测传送机构将信号传送给执行机构(6)，所述执行机构(6)进行加快熔断部位(7)失效的操作。

8.如权利要求7所述的主动熔断方法，其特征在于：当所述检测到的信号低于临界失效门槛值的0～1％时，所述信号检测传送机构将信号传送给所述执行机构(6)。

9.一种航空发动机，包括轴承支撑结构，所述轴承支撑结构上设置有熔断部位(7)，其特征在于：还包括如权利要求1-6任一项所述的主动熔断装置。

10.如权利要求9所述的航空发动机，其特征在于：所述主动熔断装置中的信号检测传送机构，其包括的传感器(3)设置在所述轴承支撑结构上，不发生风扇叶片飞出时，监测量变化不大，发生风扇叶片飞出时，监测量显著变大的位置。

11.如权利要求9或10所述的航空发动机，其特征在于：所述主动熔断装置中的执行机构(6)通过支撑架(9)设置在所述轴承支撑结构上、且位于所述熔断部位(7)的上方。

说明书

一种主动熔断装置、方法及航空发动机

技术领域

[0001] 本发明涉及航空发动机领域，尤其涉及一种主动熔断装置、方法及航空发动机。

背景技术

[0002] 目前，民用航空发动机的涵道比越来越高，风扇直径越来越大。在航空发动机的运行过程中，由于外物吸入或叶片疲劳等因素引起风扇叶片飞出的事件在所难免，该事件会产生极大的冲击碰撞载荷及不平衡载荷，容易引起航空发动机安装系统的失效，导致非故
意的航空发动机与飞机脱开这一危害性事故后果。

[0003] 为了减小航空发动机各部件(主要为安装系统、轴承等部件)在发生FBO(Fan Blade Out，风扇叶片飞出，是指发动机在运行过程中由于外物吸入或叶片疲劳而引起的风扇叶片从风扇盘飞出)事件时所承受的极限载荷，通常采用熔断设计，即在轴承支撑结构上设置一个机械性能薄弱的部位(例如螺栓连接、熔断销钉等)，在承受指定的载荷(主动失效门槛)下主动失效，并配合转子间隙公差，使风扇轴沿新的旋转中心旋转，同时吸收一部分FBO产生的破坏能，使FBO载荷重新分布，从而减小传递给安装节的载荷，满足安全性要求。
上述结构实质上是个减载装置(LRD，Load Reduction Device)。

[0004] 但是，在航空发动机产生巨大不平衡载荷的情况下，即使发动机轴承支撑结构采用了主动失效设计，但由于都采用的是纯机械的熔断方式，就还会导致以下问题的发生：

[0005] 1)例如：发动机发生了风扇叶片脱落，其产生的不平衡量刚好低于临界失效门槛值，而此时发动机还会继续旋转，在停车前发动机会产生巨大的不平衡载荷。根据系统的模态特性，系统一些部件的“持续运行”载荷可能会超过按照整个叶片脱落设计的瞬态载荷。

[0006] 2)现有的熔断设计都是采用纯机械的熔断方式，这就会导致当部分风扇叶片脱落时导致的不平衡载荷稍微低于临界失效门槛值的时候，主动熔断部位不能立即失效，从而
导致更大并且持续时间更长的不平衡载荷。这就给各个部件系统提出了更高的设计要求，
增加了发动机设计的难度和成本。

[0007] 综上所述，现有的熔断设计方法对于在临界失效门槛值附近的载荷灵敏度不高，不能立即使熔断部位起作用，减小不平衡载荷，因此，造成了各部件系统设计的极限载荷偏高，增加了发动机的设计难度和成本。

发明内容

[0008] 本发明的目的是提出一种主动熔断装置、方法及航空发动机，其能够促进熔断部位的失效，敏感度和精确度较高。

[0009] 为实现上述目的，本发明提供了一种主动熔断装置，其包括信号检测传送机构和执行机构，所述信号检测传送机构电连接所述执行机构，所述执行机构设置在熔断部位，所述信号检测传送机构将检测的信号传送给所述执行机构，所述执行机构进行加快所述熔断
部位失效的操作。

[0010] 在一优选或可选实施例中，所述信号检测传送机构包括传感器和信号处理设备，所述传感器电连接所述信号处理设备，所述信号处理设备电连接所述执行机构，所述传感
器用于检测信号，并将检测的信号传送给所述信号处理设备，所述信号处理设备将信号进
行相应的处理后，传送给所述执行机构。

[0011] 在一优选或可选实施例中，所述执行机构包括电机和冲击锥，所述电机电连接所述信号检测传送机构，所述电机驱动连接所述冲击锥，所述冲击锥作用于所述熔断部位。

[0012] 在一优选或可选实施例中，所述执行机构包括电机、启动箱、弹簧和冲击锥，所述冲击锥和压缩后的所述弹簧均设置在所述启动箱内，所述弹簧的一端连接所述启动箱，所述弹簧的另一端连接所述冲击锥，所述电机驱动连接所述启动箱，能够将所述启动箱打开，所述启动箱打开，所述冲击锥在所述弹簧的作用下冲击所述熔断部位。

[0013] 在一优选或可选实施例中，所述启动箱包括第一启动板和第二启动板，所述第一启动板与所述第二启动板的顶部铰接，所述第一启动板与所述第二启动板的底部能够相互
分离，所述电机驱动连接所述第一启动板和所述第二启动板的顶部铰接处，能够使所述第
一启动板与所述第二启动板的底部相互分离，释放所述弹簧和所述冲击锥。

[0014] 在一优选或可选实施例中，所述执行机构包括加热设备，所述加热设备作用于所述熔断部位，通过加热降低所述熔断部位的机械性能，促进所述熔断部位的失效。

[0015] 在一优选或可选实施例中，所述传感器为应变片、振动传感器或加速度传感器。

[0016] 为实现上述目的，本发明还提供了一种基于上述任一实施例中的主动熔断装置的主动熔断方法，其通过信号检测传送机构检测信号，如果检测到的信号低于设定的临界失
效门槛值的一定比例、或者大于等于设定的临界失效门槛值时，所述信号检测传送机构将
信号传送给执行机构，所述执行机构进行加快熔断部位失效的操作。

[0017] 在一优选或可选实施例中，当所述检测到的信号低于临界失效门槛值的0～1％时，所述信号检测传送机构将信号传送给所述执行机构。

[0018] 为实现上述目的，本发明还提供了一种航空发动机，其包括轴承支撑结构，所述轴承支撑结构上设置有熔断部位，其还包括上述任一实施例中的主动熔断装置。

[0019] 在一优选或可选实施例中，所述主动熔断装置中的信号检测传送机构，其包括的传感器设置在所述轴承支撑结构上，不发生FBO时，监测量变化不大，发生FBO时，监测量显著变大的部位。

[0020] 在一优选或可选实施例中，所述主动熔断装置中的执行机构通过支撑架设置在所述轴承支撑结构上、且位于所述熔断部位的上方。

[0021] 基于上述技术方案，本发明至少具有以下有益效果：

[0022] 本发明采用信号检测传送机构结合执行机构，通过信号检测传送机构检测信号，当检测到的信号大于等于临界失效门槛值时，或者当检测到的信号略低于临界失效门槛值
时，均能够通过信号控制执行机构作用于熔断部位，通过执行机构加快熔断部位的失效，以降低航空发动机的载荷，增强了熔断的敏感度和精准度，避免了在临界失效门槛值附近出
现延迟熔断现象。

附图说明

[0023] 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：

[0024] 图1为本发明提供的主动熔断装置设置在转子支承结构上的一优选实施例的结构示意图；

[0025] 图2为本发明提供的主动熔断装置中的执行机构的一优选实施例的结构简图；

[0026] 图3为本发明提供的主动熔断装置中的执行机构的一优选实施例的结构示意图。

[0027] 附图中标号：

[0028] 1-机匣；2-监测信号传输线；3-传感器；4-信号处理设备；5-执行信号传输线；6-执行机构；7-熔断部位；8-支撑锥；9-支撑架；10-第一轴承；11-第二轴承；12-低压转子；13-轴向中心线；

[0029] 61-弹簧；62-冲击锥；63-启动箱；631–第一启动板；632-第二启动板。

具体实施方式

[0030] 下面将结合本发明实施例中的附图，对实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施
例，都属于本发明保护的范围。

[0031] 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，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护
范围的限制。

[0032] 如图1所示，为本发明提供的主动熔断装置的示意性实施例，在该示意性实施例中，主动熔断装置包括信号检测传送机构和执行机构6，信号检测传送机构电连接执行机构
6，执行机构6设置在熔断部位7附近，信号检测传送机构将检测的信号传送给执行机构6，执行机构6进行加快熔断部位7失效的操作。

[0033] 本发明采用信号检测传送机构结合执行机构6，通过信号检测传送机构检测信号，当检测到的信号大于等于临界失效门槛值时，或者当检测到的信号略低于临界失效门槛值
时，均能够通过信号控制执行机构6动作，作用于熔断部位7，通过执行机构6加快熔断部位7的失效，因此，降低了航空发动机的载荷，增强了熔断的敏感度和精准度，避免了在临界失效门槛值附近出现延迟熔断现象。

[0034] 本发明通过设置信号检测传送机构，能够精确控制航空发动机的轴承支撑结构的失效时间，降低了航空发动机部件系统的设计载荷，降低了研发成本。

[0035] 在本发明提供的主动熔断装置的示意性实施例中，信号检测传送机构可以包括传感器3和信号处理设备4，传感器3电连接信号处理设备4，信号处理设备4电连接执行机构6，传感器3用于检测信号，并将检测的信号传送给信号处理设备4，信号处理设备4将信号进行相应的处理后，传送给执行机构6。

[0036] 上述示意性实施例中，传感器3的种类可以有多种，只要能够迅速捕捉到航空发动机出现FBO导致的信号均可，例如：传感器3可以为应变片、振动传感器或加速度传感器等。

[0037] 上述示意性实施例中，信号处理设备4能够将传感器3传递的信号进行信号放大、防干扰等处理。信号处理设备4的设置位置不受限制，只要有电源供应，且不影响航空发动机的正常运行即可。

[0038] 在本发明提供的主动熔断装置的示意性实施例中，执行机构6的结构具有灵活多样性，可根据不同熔断部位7的结构特性选择相应破坏方式的执行器，使熔断效果达到相对最好即可。相应的，执行机构6的熔断操作也具有多样性，例如：可以采用某种机械化传动器对熔断部位7施加额外载荷，或者，也可以采用某种传热装置对熔断部位7迅速加热以降低
其机械性能，甚至，还可以使用某种引爆装置，以及其他任何在执行信号下可以使熔断部位
7失效的装置。本发明中列举执行机构6的三种示意性实施例，如下：

[0039] 执行机构6的第一示意性实施例：执行机构6可以包括电机和冲击锥62，电机电连接信号检测传送机构，电机驱动连接冲击锥62，冲击锥62作用于熔断部位7。

[0040] 执行机构6的第二示意性实施例：如图2所示，执行机构6可以包括电机、启动箱63、弹簧61和冲击锥62，冲击锥62和压缩后的弹簧61均设置在启动箱63内，弹簧61的一端连接启动箱63，弹簧61的另一端连接冲击锥62，电机驱动连接启动箱63，能够将启动箱63打开，启动箱63打开，冲击锥62在弹簧61恢复力的作用下，冲击熔断部位7。

[0041] 在执行机构6的第二示意性实施例中，如图3所示，启动箱63可以包括第一启动板631和第二启动板632，第一启动板631与第二启动板632的顶部铰接，第一启动板631与第二启动板632的底部能够相互分离，电机驱动连接第一启动板631和第二启动板632的顶部铰
接处，能够使第一启动板631与第二启动板632的底部相互分离，释放启动箱63内的弹簧61
和冲击锥62。

[0042] 执行机构6的第三示意性实施例：执行机构6可以包括加热设备，加热设备作用于熔断部位7，通过加热降低熔断部位7的机械性能，促进熔断部位7的失效。

[0043] 基于上述任一示意性实施例中的主动熔断装置，本发明还提供了一种主动熔断方法，其具体为：通过信号检测传送机构检测信号，如果检测到的信号低于设定的临界失效门槛值的一定比例、或者大于等于设定的临界失效门槛值时，信号检测传送机构将信号传送
给执行机构6，执行机构6工作，进行加快熔断部位7失效的操作。

[0044] 在一优选或可选实施例中，当检测到的信号低于临界失效门槛值的0～1％时，信号检测传送机构将信号传送给执行机构6。低于临界失效门槛值的0～1％相当于稍微低于
临界失效门槛值，在稍微低于临界失效门槛值时，就可以通过信息处理设备及时将信号反
馈给执行机构6，立即在预定的熔断部位7执行熔断操作，增强了熔断的敏感度和精准度，避免了在临界失效门槛值附近出现延迟熔断现象。

[0045] 本发明提供的主动熔断装置可以应用在航空发动机上。

[0046] 在本发明提供的航空发动机的示意性实施例中，航空发动机可以包括轴承支撑结构，轴承支撑结构上可以设置有熔断部位7，还包括上述任一实施例中的主动熔断装置。

[0047] 在本发明提供的航空发动机的示意性实施例中，主动熔断装置中的信号检测传送机构可以包括传感器3，传感器3的监测位置可以设置在航空发动机正常运行过程中监测量
不敏感的地方，即不发生FBO时，该监测量变化不大，如果发生FBO时，该监测量显著变大的位置。

[0048] 在本发明提供的航空发动机的示意性实施例中，熔断部位7的设置位置失效会导致航空发动机支撑方式变化显著变化，例如：可以将熔断部位7设置在航空发动机的支撑锥
8处。

[0049] 在本发明提供的航空发动机的示意性实施例中，主动熔断装置中的执行机构6可以通过支撑架9设置在轴承支撑结构上、且位于熔断部位7的上方。执行机构6中的弹簧61可以具体连接在支撑架9上通过铰接轴与启动箱63连接的位置。

[0050] 下面列举航空发动机上应用本发明提供的主动熔断装置的一具体实施例。这里举例所用的航空发动机构型为：高低压双转子系统，主动熔断装置设置在低压转子的轴承支
撑结构上。

[0051] 如图1所示，为沿轴向中心线13对称的轴承支撑结构的部分结构。在该具体实施例中，低压转子12上设置有第一轴承10和第二轴承11，第一轴承10和第二轴承11通过轴承支
撑连接机匣1，在第一轴承10和第二轴承11之间的支撑锥8上设置有预定的熔断部位7。

[0052] 主动熔断装置中的信号检测传送机构包括传感器3和信号处理设备4，传感器3通过监测信号传输线2连接信号处理设备4，信号处理设备4通过执行信号传输线5连接执行机
构6，执行机构6通过支撑架9设置在支撑锥8上，且位于熔断部位7的上方。传感器3设置在第一轴承10的轴承座上。

[0053] 如图2所示，执行机构6为机械化执行机构，其可以包括电机、弹簧61、冲击锥62和启动箱63，其中，启动箱63又可以包括第一启动板631和第二启动板632(如图3所示)。

[0054] 第一启动板631与第二启动板632的顶部铰接，第一启动板631与第二启动板632的底部能够相互分离，当第一启动板631与第二启动板632完全扣合时，形成启动箱63(如图2
和图3所示)，压缩后的弹簧61和冲击锥62设置在启动箱63内，当第一启动板631与第二启动板632的底部相互分离时(如图1所示)，冲击锥62在弹簧61恢复力的作用下能够冲击熔断部
位7。

[0055] 电机可以设置在支撑架9上，也可以设置在启动箱63顶部，电机驱动连接第一启动板631和第二启动板632的顶部铰接处，能够使第一启动板631与第二启动板632的底部相互
分离，释放弹簧61和冲击锥62。

[0056] 上述具体实施例的主动熔断装置的具体工作过程如下：

[0057] 传感器3监测航空发动机转子系统的状态，同时将监测信号传递至信息处理设备4，当传感器3监测到的信号低于临界失效门槛值的一定比例时(例如低于临界失效门槛值
的1％，这个临界失效门槛值可以通过分析加上试验验证得出)，信号处理设备4会产生熔断命令信号，并将熔断命令信号传递给执行机构6中的电机，电机驱动启动箱63的第一启动板
631和第二启动板632的底部自动打开，压缩的弹簧61瞬间释放能量，将冲击锥62打向熔断
部位7，加速熔断失效。

[0058] 在该具体实施例中，熔断部位7本身可以设计为传统的缩颈段或是使用熔断销钉等。

[0059] 此处举例的执行机构6可设置在支撑锥8受风扇叶片脱落载荷影响最大方向上的熔断部位7，以最少的数量达到最好的熔断效果。

[0060] 上述实施例中，电机驱动冲击锥动作，电机驱动启动箱打开，以及电机驱动第一启动板和第二启动板的底部打开等，其中用到的驱动连接结构，可以采用现有技术实现，在此不再详细说明。

[0061] 最后应当说明的是:以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然
可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本发
明技术方案的精神，其均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。