断开装置及航空发动机

摘要

本发明涉及一种断开装置及航空发动机，其中断开装置用于将可失效转子(12)的支承结构断开，该支承结构包括第一支承结构(3)和第二支承结构(4)，第一支承结构(3)设置在靠近可失效转子(12)的一端，第二支承结构(4)设置在远离可失效转子(12)的一端，第一支承结构(3)与第二支承结构(4)通过连接件(1)进行连接，断开装置能够在可失效转子(12)失效时通过使连接件离开连接位置而使第一支承结构和第二支承结构断开连接。本发明的断开装置在转子断裂失效时，能够通过使连接件离开连接位置的形式，使得第一支承结构与第二支承结构断开连接，从而避免转子失效后所带来的不平衡载荷的传递，保证发动机工作的可靠性和安全性。

权利要求

1.一种断开装置，用于将可失效转子(12)的支承结构断开，其特征在于，该支承结构包括第一支承结构(3)和第二支承结构(4)，所述第一支承结构(3)设置在靠近所述可失效转子(12)的一端，所述第二支承结构(4)设置在远离所述可失效转子(12)的一端，所述第一支承结构(3)与所述第二支承结构(4)通过连接件(1)进行连接，所述断开装置能够在所述可失效转子(12)失效时通过使所述连接件(1)离开连接位置而使所述第一支承结构(3)和所述第二支承结构(4)断开连接，所述第一支承结构(3)或所述第二支承结构(4)设有容纳空腔(15)，所述容纳空腔(15)用于在所述连接件(1)离开连接位置后容纳所述连接件(1)。

2.根据权利要求1所述的断开装置，其特征在于，所述第一支承结构(3)上设有第一安装孔，所述第二支承结构(4)上设有第二安装孔，所述连接件(1)穿设在所述第一安装孔和所述第二安装孔之间，以通过使所述连接件(1)离开所述第一安装孔和所述第二安装孔中的至少一个，来实现所述第一支承结构(3)与所述第二支承结构(4)的断开连接。

3.根据权利要求2所述的断开装置，其特征在于，所述容纳空腔(15)与所述第一安装孔或所述第二安装孔连通。

4.根据权利要求1所述的断开装置，其特征在于，所述断开装置包括流体引入机构，所述流体引入机构用于引入能够作用于所述连接件(1)的流体，以通过所述流体的冲击作用使所述连接件(1)离开连接位置。

5.根据权利要求4所述的断开装置，其特征在于，所述连接件(1)的一端设有容腔(16)，所述容腔(16)与所述流体引入机构连接。

6.根据权利要求1所述的断开装置，其特征在于，所述断开装置包括记忆合金体(17)，所述记忆合金体(17)与所述连接件(1)相互抵靠，所述记忆合金体(17)能够在预设温度条件下伸长，以推动所述连接件(1)离开连接位置。

7.根据权利要求1所述的断开装置，其特征在于，所述断开装置包括爆破件(18)，所述爆破件(18)设置在靠近所述连接件(1)的位置，以通过所述爆破件(18)爆炸时所产生的冲击力使所述连接件(1)离开连接位置。

8.一种航空发动机，其特征在于，包括如权利要求1～7任一项所述的断开装置，所述断开装置用于使所述航空发动机的可失效转子(12)的支承结构断开连接。

9.根据权利要求8所述的航空发动机，其特征在于，还包括传感器(19)和控制器(20)，所述传感器(19)与所述控制器(20)信号连接，所述传感器(19)用于检测所述支承结构的受力载荷情况并将检测信息传递给所述控制器(20)，所述控制器(20)用于根据所述检测信息控制所述断开装置对所述支承结构进行断开。

说明书

断开装置及航空发动机

技术领域

[0001] 本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种断开装置及航空发动机。

背景技术

[0002] 在航空发动机设计当中，必须通过适航的包容性规定，最严苛的条件是发生风扇叶片脱落时，发动机能够包容住破损叶片，且关闭发动机后仍需要以风车转速持续运作3小
时以上。风扇叶片脱落(FBO，Fan Blade Out)时，发动机运转在较高的转速，产生的径向不
平衡载荷(FBO载荷)很大，达到几十吨，径向不平衡载荷通过轴承传递给轴承支承结构，之
后传递到中介机匣，再通过安装节系统传递给飞机，若要求发动机能够完全承受FBO载荷，
则对发动机的结构强度提出很高的要求，会大大增加发动机的重量。

[0003] 传统应对FBO载荷的方法中，一种是加强发动机的结构强度，如加强风扇轴承、轴承支承、中介机匣、安装节及推力拉杆等结构强度，而这样设计在发动机正常运转时，安全
裕度较大，使得发动机的重量大大增加，特别是在现代民用航空中将影响发动机的燃油经
济性，在市场竞争中处于不利地位；另一种是通过采用局部减薄等纯机械的结构方式，当不
平衡载荷超过到转子支承结构的强度安全裕度后，产生断裂失效，实现降载，但此类结构需
要大量试验验证才能最终确定失效结构参数，增加产品研制周期和成本。

[0004] 现有技术中有一种主动熔断装置，如图1所示，转子上设有第一轴承a2和第二轴承a8，第一轴承a2和第二轴承a8通过轴承支撑连接在机匣a1上，在第一轴承a2和第二轴承a8
之间的支撑锥a5上设有预定的熔断部位a9，主动熔断装置的执行机构a3通过支撑架a4设置
在支撑锥a5上，其中执行机构a3包括电机、弹簧a6和冲击锥a7，当转子失效断裂后，电机驱
动弹簧a6压缩，将冲击锥a7打向熔断部位a9，加速轴承支撑的熔断失效，减少转子失效所传
递的不平衡载荷，满足安全要求。

[0005] 上述熔断装置的结构比较复杂，需要在支撑锥上设置多个部件，这一方面会增加支承结构的复杂性，降低发动机运行可靠性；另一方面会增大熔断结构的重量，同时熔断装
置需要安装在支撑锥上，因此会影响轴承支撑的刚性均匀性，增加支承结构的设计难度。

[0006] 需要说明的是，公开于本发明背景技术部分的信息仅仅旨在增加对本发明的总体背景的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域技术人员所公
知的现有技术。

发明内容

[0007] 本发明的目的是提出一种断开装置及航空发动机，以尽可能地提高断开装置的可靠性。

[0008] 为实现上述目的，本发明提供了一种断开装置，用于将可失效转子的支承结构断开，该支承结构包括第一支承结构和第二支承结构，所述第一支承结构设置在靠近所述可
失效转子的一端，所述第二支承结构设置在远离所述可失效转子的一端，所述第一支承结
构与所述第二支承结构通过连接件进行连接，所述断开装置能够在所述可失效转子失效时
通过使所述连接件离开连接位置而使所述第一支承结构和所述第二支承结构断开连接。

[0009] 进一步地，所述第一支承结构上设有第一安装孔，所述第二支承结构上设有第二安装孔，所述连接件穿设在所述第一安装孔和所述第二安装孔之间，以通过使所述连接件
离开所述第一安装孔和所述第二安装孔中的至少一个，来实现所述第一支承结构与所述第
二支承结构的断开连接。

[0010] 进一步地，所述第一支承结构或所述第二支承结构设有容纳空腔，所述容纳空腔与所述第一安装孔或所述第二安装孔连通，以使所述连接件在离开连接位置后进入所述容
纳空腔内。

[0011] 进一步地，所述断开装置包括流体引入机构，所述流体引入机构用于引入能够作用于所述连接件的流体，以通过所述流体的冲击作用使所述连接件离开连接位置。

[0012] 进一步地，所述连接件的一端设有容腔，所述容腔与所述流体引入机构连接。

[0013] 进一步地，所述断开装置包括记忆合金体，所述记忆合金体与所述连接件相互抵靠，所述记忆合金体能够在预设温度条件下伸长，以推动所述连接件离开连接位置。

[0014] 进一步地，所述断开装置包括爆破件，所述爆破件设置在靠近所述连接件的位置，以通过所述爆破件爆炸时所产生的冲击力使所述连接件离开连接位置。

[0015] 为实现上述目的，本发明还提供了一种航空发动机，包括上述的断开装置，所述断开装置用于使所述航空发动机的可失效转子的支承结构断开连接。

[0016] 进一步地，还包括传感器和控制器，所述传感器与所述控制器信号连接，所述传感器用于检测所述支承结构的受力载荷情况并将检测信息传递给所述控制器，所述控制器用
于根据所述检测信息控制所述断开装置对所述支承结构进行断开。

[0017] 基于上述技术方案，本发明的断开装置在转子断裂失效时，能够通过使连接件离开连接位置的形式，使得第一支承结构与第二支承结构断开连接，从而避免转子失效后所
带来的不平衡载荷通过靠近转子的第一支承结构传递至远离转子的第二支承结构以及与
第二支承结构连接的其他结构，保证发动机工作的可靠性和安全性；该断开装置使第一支
承结构和第二支承结构断开的方式，简单方便，并且不会对发动机的整体重量以及载荷平
衡性造成影响，因此该断开装置的可靠性较高。

附图说明

[0018] 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：

[0019] 图1为现有技术中转子支撑结构上所设置的主动熔断装置的结构示意图。

[0020] 图2为本发明断开装置一个实施例在航空发动机上的安装示意图。

[0021] 图3为本发明断开装置一个实施例的结构示意图。

[0022] 图4为图3实施例的另一角度的示意图。

[0023] 图5为本发明断开装置另一个实施例的结构示意图。

[0024] 图6为图5实施例的另一角度的示意图。

[0025] 图7为本发明断开装置又一个实施例的结构示意图。

[0026] 图8为本发明航空发动机一个实施例中支承结构断开的结构示意图。

[0027] 图9为本发明航空发动机另一个实施例的结构示意图。

[0028] 图中：a1-机匣，a2-第一轴承，a3-执行机构，a4-支撑架，a5-支撑锥，a6-弹簧，a7-冲击锥，a8-第二轴承，a9-熔断部位；

[0029] 1-连接件，2-销钉，3-第一支承结构，4-第二支承结构，5-第一轴承座，6-第一轴承，7-转子轴，8-叶盘，9-第二轴承座，10-第三轴承座，11-第二轴承，12-可失效转子，13-风扇机匣，15-容纳空腔，16-容腔，17-记忆合金体，18-爆破件，19-传感器，20-控制器，21-监测器。

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做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”、“横向”、“纵向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”、“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2所示，为将本发明断开装置的一个实施例在航空发动机上的安装示意图。该航空发动机包括可失效转子12(风扇叶片)、转子轴7、叶盘8、第一轴承6、第二轴承11和风扇
机匣13，可失效转子12的根部安装在叶盘8上且整体处于风扇机匣13的内部，叶盘8与转子
轴7连接，转子轴7通过第一轴承6和第二轴承11与轴承支承结构连接，第一轴承6通过在第
一轴承座5连接在支承锥壁前端，第二轴承11通过第二轴承座9和第三轴承座10连接在转子
轴7后端，第二轴承座9和第三轴承座10之间通过销钉2进行连接。

[0033] 该发动机上设有断开装置，断开装置用于将可失效转子12的支承结构断开，该支承结构即为如图2所示的支撑锥壁，该支承结构为分体式结构，具体包括第一支承结构3和
第二支承结构4，第一支承结构3设置在靠近可失效转子12的一端，第二支承结构4设置在远
离可失效转子12的一端，第一支承结构3与第二支承结构4通过连接件1进行连接。

[0034] 其中，连接件1可以为销钉或销轴，也可以为其他能够实现连接作用的结构。

[0035] 对于支承结构的整体来说，具体在什么位置使其分为第一支承结构3和第二支承结构4，可以根据预先测定的失效结构参数来确定，使得支承结构在该位置断开后能够达到
较好的效果。当然，支承结构也不限制于分成两个部分，在其他实施例中，也可以分为三个
或三个以上的部分，每两个相邻部分之间的连接和断开方式可以与第一支承结构3与第二
支承结构4之间的方式相同，也可以采用相同的断开装置进行断开。

[0036] 在可失效转子12断裂失效时，断开装置能够使连接件1离开连接位置的形式，使得第一支承结构3与第二支承结构4断开连接，从而避免可失效转子12失效后所带来的不平衡
载荷通过靠近可失效转子12的第一支承结构3传递至远离可失效转子12的第二支承结构4
以及与第二支承结构4连接的其他结构，保证发动机工作的可靠性和安全性；该断开装置使
第一支承结构和第二支承结构断开的方式，简单方便，并且不会对发动机的整体重量以及
载荷平衡性造成影响，因此该断开装置的可靠性较高。

[0037] 作为第一支承结构3和第二支承结构4的一种具体连接方式，第一支承结构3上设有第一安装孔，第二支承结构4上设有第二安装孔，连接件1穿过第一安装孔和第二安装孔，
以实现第一支承结构3与第二支承结构4之间的连接。在这种连接方式中，上述的连接位置
指的就是第一安装孔和第二安装孔。

[0038] 连接件1穿设在第一安装孔和第二安装孔之间，以通过使连接件1离开第一安装孔和第二安装孔中的至少一个，来实现第一支承结构3与第二支承结构4的断开连接。

[0039] 第一安装孔和第二安装孔可以均为通孔，当需要将第一支承结构3和第二支承结构4断开连接时，只需通过推动连接件1，使连接件1穿出第一安装孔或第二安装孔，即实现
了第一支承结构3与第二支承结构4的断开。

[0040] 为避免连接件1穿出第一安装孔和第二安装孔后损伤发动机机匣或机匣内的其他部件，第一支承结构3或第二支承结构4设有容纳空腔15，容纳空腔15与第一安装孔或第二
安装孔连通，以使所述连接件1在离开连接位置后进入所述容纳空腔15内。容纳空腔15起到
容纳、安置连接件1的作用，防止连接件1在失去对第一支承结构3和第二支承结构4的连接
作用后乱飞、乱撞，甚至对机匣或机匣内的其他部件造成损伤，影响发动机的安全性。

[0041] 作为断开装置的一个优选实施例，如图3和图4所示，断开装置包括流体引入机构，所述流体引入机构用于引入能够作用于所述连接件1的流体，以通过所述流体的冲击作用
使所述连接件1离开连接位置。

[0042] 其中，流体可以为高压气体，也可以为高压液体，以利用其压力作用冲击连接件1，使其离开连接位置。高压气体可以来自于发动机内某一处具有较高压力的区域，以利用自
身条件，实现推动连接件1运动的目的。

[0043] 如图8所示，为第一支承结构3和第二支承结构4处于断开状态的示意图，此时，由于可失效转子12断裂所产生的不平衡载荷不会再传递至第二支承结构4以及与第二支承结
构4连接的其他结构，这些结构的瞬态传递载荷减小，可以随着重心的变化绕新的中心线旋
转。

[0044] 通过引入流体来使连接件1离开连接位置的实现方式，不需要在支承结构上设置太多的零部件，不会增大发动机的整体重量，也不会给支承结构的载荷平衡造成影响，因此
这种方式结构比较简单，可靠性也比较高。

[0045] 如图3和图4所示，所述连接件1的一端设有容腔16，所述容腔16与所述流体引入机构连接，以使流体能够进入该容腔16内进行积聚，然后产生推动连接件1离开连接位置的推
力，容腔16有使流体积聚以产生更大推力的作用。

[0046] 当然，容腔16也可以设置在第一支承结构3或第二支承结构4上，只要能够实现使流体积聚，然后通过流体产生的推力能够推动连接件1离开连接位置即可。

[0047] 作为断开装置的另一个优选实施例，如图5和图6所示，断开装置包括记忆合金体17，记忆合金体17与连接件1相互抵靠，记忆合金体17能够在预设温度条件下伸长，以推动
连接件1离开连接位置。

[0048] 在上述实施例中，记忆合金体17具有“变态温度”，在未达到变态温度之前，记忆合金体17可以被缠绕压缩；当温度达到变态温度时，记忆合金体17可以恢复到原来的状态，相
比于温度未达到变态温度之前的状态，此时记忆合金体17的长度增大，从而可以推动连接
件1离开连接位置，这种实现方式同样不会增大发动机的整体重量，也不会给支承结构的载
荷平衡造成影响，因此这种方式的结构也比较简单，可靠性高。

[0049] 具体地，记忆合金体17可以设置在第一安装孔内，也可以设置在第二安装孔内；第一安装孔或第二安装孔可以为盲孔，即一端封闭的孔，这样当记忆体17伸长时可以将连接
件1推出；当然，第一安装孔或第二安装孔也可以为通孔，但在第一安装孔或第二安装孔的
一端设有直径减小的部分，如图5所示即为这种结构，以对记忆合金体17形成阻挡作用，以
在记忆合金体17伸长时可以将连接件1推出。

[0050] 记忆合金体17与连接件1相互抵靠，包括记忆合金体17与连接件1之间具有连接关系和不具有连接关系两种，只要在记忆合金体17伸长时能够推动连接件1运动即可。

[0051] 上述的预设温度条件可以为达到一定的高温或低温，当然预设条件并不限制于此，预设条件可以根据记忆合金体17所采用的记忆材料的类型和特性来确定。

[0052] 在以上两个优选实施例中，无论是通过引入气体推动连接件1移动，还是利用记忆合金体17的伸长推动连接件1移动，都可以通过主动控制的方式对断开连接进行控制，并且
无需设置太多的零部件，结构比较简单，实现起来比较容易、可靠。

[0053] 作为断开装置的又一个优选实施例，如图7所示，断开装置包括爆破件18，爆破件18设置在靠近连接件1的位置，以通过所述爆破件18爆炸时所产生的冲击力使所述连接件1
离开连接位置。通过爆破方式实现断开连接目的的方式比较直接，效率高。

[0054] 以上各个实施例中的断开装置可以应用于各类航空发动机中，断开装置安装在航空发动机的可失效转子12的支承结构上，以在可失效转子12断裂失效时使第一支承结构3
和第二支承结构4断开连接。上述各个实施例中断开装置所具备的积极效果同样适用于航
空发动机，这里不再赘述。

[0055] 当然，航空发动机上可以设置多个断开装置，以对发动机多处连接进行断开，以避免不平衡载荷的传递。

[0056] 另外，为实现对支承结构断开连接的主动控制，如图9所示，航空发动机中还可以包括传感器19和控制器20，传感器19与控制器20信号连接，传感器19可以设置在发动机的
轴承上，以检测轴承处的受力载荷、振动以及变形情况，传感器19还可将检测信息传递给控
制器20，控制器20根据检测信息控制断开装置对支承结构进行断开。

[0057] 其中，传感器19和控制器20之间还可以设置监视器21，以对传感器19的检测信息进行实时监控。

[0058] 下面对本发明断开装置及航空发动机的一个实施例的工作过程进行说明：

[0059] 如图2和图9所示，在第一轴承6、第二轴承11、第一支承结构3和第二支承结构4上设置监视用加速度传感器19和应变片(周向3处或以上)，监视相应加速度等参数，并传输到
发动机的监视器21上，控制器20可以判断轴承处的动态支承载荷及传力路径上的载荷是否
出现严重的不平衡载荷和振动。

[0060] 当发生FBO时，可失效转子12断裂飞脱，瞬态产生不平衡载荷，导致监测点部位发生剧烈振动和形变，通过信号监控显示支点部位载荷情况，当超过允许安全裕度时，通过信
号传递给发动机的控制器20，对连接件1和销钉2进行结构失效控制，使得第一轴承6和第二
轴承11的支承作用失效。

[0061] 具体的断开形式可以如图3和图4所示，在连接件1的一端开设充气口16，根据控制器20的信号，引入一股高压气体，通过气压推动连接件1移动到容纳空腔15内。

[0062] 断开形式也可以如图5和图6所示，在连接件1的一端装配记忆合金体17，记忆合金体17可以根据不同的环境温度进行伸缩变形，根据控制器20的信号，在记忆合金体17的一
端引入一股高温气流，改变其长度推动连接件1移动到容纳空腔15内。

[0063] 还可以如图7所示，在轴承支承锥壁的预定部位设置爆破件18，如在连接件1内部植入爆破材料，根据控制器20的信号，以无线电子遥控形式引爆连接件1，精准确定引爆时
间点和转子支承传力失效点及范围。

[0064] 如图8所示，连接件1移动后，第一支承结构3和第二支承结构4的连接支承功能失效，支撑第二轴承11的第二轴承座9和第三轴承座10允许在限定区域内沿球面移动，失效后
可失效转子12的前端刚度变小，瞬态传递载荷减小，可失效转子12与风扇机匣13碰磨，减小
传递到轴承支承结构的载荷；同时，第二支承结构4、第二轴承11以及与其连接的其他结构
可以绕新的中心线旋转。

[0065] 通过对本发明断开装置及航空发动机的多个实施例的说明，可以看到本发明断开装置及航空发动机实施例至少具有以下一种或多种优点：

[0066] 1、断开装置通过移动连接件的形式使第一支承结构和第二支承结构断开连接，结构简单，可靠性高；

[0067] 2、提供了引入高压气体冲击、记忆合金体伸长和爆破三种实施例，能够实现支承结构的有效断开，降低瞬态不平衡载荷的传递；

[0068] 3、利用断开装置使支承结构断开连接后，可以减小发动机的重量，提高燃油经济性；

[0069] 4、通过设置传感器和控制器实现主动控制，避免通过大量试验提取失效结构参数和避免发动机正常工作结构失效，保证结构失效的可靠性与发动机工作的安全性。

[0070] 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。