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CN116044569A - 一种低振动耦合的航空发动机高低压涡轮布局结构 - Google Patents

一种低振动耦合的航空发动机高低压涡轮布局结构 Download PDF

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CN116044569A
CN116044569A CN202310318033.XA CN202310318033A CN116044569A CN 116044569 A CN116044569 A CN 116044569A CN 202310318033 A CN202310318033 A CN 202310318033A CN 116044569 A CN116044569 A CN 116044569A
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low
turbine
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马艳红
洪杰
王维斌
王永锋
陈雪骑
李超
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Beihang University
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Beihang University
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Abstract

本发明属于航空发动机总体结构布局设计领域，公开了一种低振动耦合的航空发动机高低压涡轮布局结构，包括同轴设置的高压涡轮、低压涡轮和涡轮级间承力框架，所述高压涡轮的高压涡轮后轴颈与所述低压涡轮的低压涡轮轴颈之间通过中介支点可转动连接，所述涡轮级间承力框架与所述高压涡轮后轴颈或所述低压涡轮轴颈之间通过后支点可转动连接，所述中介支点、所述后支点和所述涡轮级间承力框架径向同环设置，所述涡轮级间承力框架位于所述高压涡轮与所述低压涡轮轴向之间，本发明通过将中介支点、后支点和涡轮级间承力框架径向同环设置，优化了涡轮端转子载荷传力路线，降低了涡轮端双转子间以及与承力框架间的振动耦合，并提高了后支点承载能力。

Description

一种低振动耦合的航空发动机高低压涡轮布局结构
技术领域
本发明属于航空发动机总体结构布局设计领域，具体涉及一种低振动耦合的航空发动机高低压涡轮布局结构。
背景技术
航空发动机是为航空器提供飞行所需动力的装置，现代航空发动机多为燃气轮机，航空发动机为轻质重载设备，为降低结构质量，提高整机结构效率，现代航空发动机在涡轮端多采用“中介支点+涡轮后承力框架”和“涡轮级间承力框架”布局结构，这两种布局结构在涡轮端使用单个承力框架，控制了静子结构质量的同时带来了结构系统振动耦合问题。
如图1，在“中介支点+涡轮后承力框架”布局结构中，中介支点连接高、低压转子涡轮端，转子运动相互影响、载荷直接传递，后支点设置在低压涡轮后，轴向距中介支点较远，且承载能力较低，二者传力路线中包含低压涡轮，更加剧了双转子系统振动耦合，如图2，在“涡轮级间承力框架”布局结构中，承力框架位于高、低压涡轮级间，同时支承高、低压转子后支点，转子易通过轴承座运动和变形产生交互激励，导致双转子-承力结构系统产生振动耦合。
因此，有必要设计一种低振动耦合的航空发动机高低压涡轮布局结构，同时采用中介支点和涡轮级间承力框架，通过将中介支点、后支点和涡轮级间承力框架径向同环设置，优化了涡轮端转子载荷外传路线，降低了涡轮端双转子间及与承力结构的振动耦合，并提高了后支点承载能力，同时承力结构更靠近于涡轮部件质心，有利于涡轮转子横向变形控制和气动效率保持。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明提供一种低振动耦合的航空发动机高低压涡轮布局结构，以解决现有技术中涡轮端传力路线较远、后支点承载能力较低、双转子及承力结构振动耦合突出的问题，为实现上述发明目的，本发明所采用的技术方案是：
一种低振动耦合的航空发动机高低压涡轮布局结构，包括同轴设置的高压涡轮、低压涡轮和涡轮级间承力框架，所述高压涡轮的高压涡轮后轴颈与所述低压涡轮的低压涡轮轴颈之间通过中介支点可转动连接，所述涡轮级间承力框架与所述高压涡轮后轴颈或所述低压涡轮轴颈之间通过后支点可转动连接；
所述中介支点、所述后支点和所述涡轮级间承力框架径向同环设置，所述涡轮级间承力框架位于所述高压涡轮与所述低压涡轮轴向之间。
进一步的，当所述涡轮级间承力框架与所述低压涡轮轴颈之间通过所述后支点可转动连接时，由内至外的方向上，高压涡轮后轴颈、中介支点、低压涡轮轴颈、后支点以及涡轮级间承力框架依次分布。
进一步的，所述中介支点的外环安装在低压涡轮轴颈的径向内侧，其内环安装在高压涡轮后轴颈的径向外侧；所述后支点的内环安装在低压涡轮轴颈的径向外侧，其外环安装在涡轮级间承力框架的径向内侧。
进一步的，所述低压涡轮轴颈为一个或两个；
当其为一个时，该低压涡轮轴颈连接到低压涡轮轴上，并且该低压涡轮轴颈朝向所述高压涡轮设置，所述低压涡轮的轴向和扭矩载荷经过该低压涡轮轴颈和低压涡轮轴传递。
进一步的，当所述低压涡轮轴颈为两个时，其分别为低压涡轮前轴颈和低压涡轮后轴颈，所述低压涡轮前轴颈设置在低压涡轮朝向所述高压涡轮的一侧，所述低压涡轮后轴颈设置在低压涡轮背向所述高压涡轮的一侧，所述低压涡轮前轴颈连接中介支点和后支点，所述低压涡轮后轴颈连接低压涡轮轴；
所述低压涡轮的轴向和扭矩载荷经过低压涡轮后轴颈和低压涡轮轴传递。
进一步的，所述高压涡轮的径向载荷依次经过高压涡轮后轴颈、中介支点、低压涡轮轴颈、后支点传递到涡轮级间承力框架；
所述低压涡轮的径向载荷经低压涡轮轴颈、后支点传递到涡轮级间承力框架。
进一步的，当所述涡轮级间承力框架与所述高压涡轮后轴颈之间通过所述后支点可转动连接时，由内至外的方向上，低压涡轮轴、中介支点、高压涡轮后轴颈、后支点以及涡轮级间承力框架依次分布。
进一步的，所述低压涡轮轴颈连接到低压涡轮轴上，所述中介支点的内环安装在低压涡轮轴上，其外环安装在高压涡轮后轴颈的径向内侧；所述后支点的内环安装在高压涡轮后轴颈的径向外侧，其外环安装在涡轮级间承力框架的径向内侧。
进一步的，所述高压涡轮的径向载荷经过高压涡轮后轴颈、后支点传递到涡轮级间承力框架，所述低压涡轮的径向载荷经过低压涡轮轴颈、中介支点、高压涡轮后轴颈、后支点传递到涡轮级间承力框架。
进一步的，所述涡轮级间承力框架包括轴承座、承力锥壳和承力辐板，所述轴承座的径向内侧与所述后支点的外环相连，所述轴承座的径向外侧通过所述承力锥壳固定连接多个所述承力辐板。
本发明具有以下有益效果：
1、本发明通过将中介支点、后支点和涡轮级间承力框架径向同环设置，优化了涡轮端转子载荷传力路线，降低了涡轮端结构振动耦合；
2、本发明通过将承力框架设置在高压涡轮和低压涡轮轴向之间，更靠近涡轮部件质心，有利于涡轮转子横向变形控制和气动效率保持；
3、本发明通过将后支点设置在中介支点径向外侧，后支点直径更大，可容纳更多的滚子，提高了后支点承载能力。
附图说明
图1是传统涡轮端“中介支点+涡轮后承力框架”布局结构示意图；
图2是传统涡轮端“涡轮级间承力框架”布局结构示意图；
图3是本发明实施例1的布局结构示意图；
图4是本发明实施例2的布局结构示意图；
图5是本发明实施例3的布局结构示意图；
图中：A、中介支点，B、涡轮级间承力框架，1、高压涡轮，2、高压涡轮后轴颈，3、高压涡轮轴，4、低压涡轮，5、低压涡轮轴颈，6、低压涡轮轴，7、后支点，8、涡轮后承力框架，b1、轴承座，b2、承力锥壳，b3、承力辐板。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的图1-图5，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例，若未特别指明，实施例中所用的技术手段为本领域技术人员所熟知的常规手段。
针对现有技术的以上缺陷或者改进需求，本发明提供了一种低振动耦合的航空发动机高低压涡轮布局结构，通过将中介支点、后支点和涡轮级间承力框架径向同环设置，优化了涡轮端转子载荷传力路线，降低了涡轮端双转子间及与承力框架间的振动耦合，提高了后支点承载能力。
需要说明的，在图1-图5中，为横截面的示意图，其下方为旋转中心线，可以理解的是，本发明是沿旋转中心线轴对称的三维结构，图中为了方便展示，故采用截面来进行说明；另外除非特别说明，以下涉及的方向词“前”，是指附图中的左方，而方向词“后”是指附图中的右方。
参考图3-图5，一种低振动耦合的航空发动机高低压涡轮布局结构，包括同轴设置的高压涡轮1、低压涡轮4和涡轮级间承力框架B，所述高压涡轮1的高压涡轮后轴颈2与所述低压涡轮4的低压涡轮轴颈5之间通过中介支点A可转动连接，所述涡轮级间承力框架B与所述高压涡轮后轴颈2或所述低压涡轮轴颈5之间通过后支点7可转动连接；
所述中介支点A、所述后支点7和所述涡轮级间承力框架B径向同环设置，所述涡轮级间承力框架B位于所述高压涡轮1与所述低压涡轮4轴向之间。
高压涡轮1、低压涡轮4的轴颈相对设置，位于二者之间，中介支点A、后支点7为轴承组件，例如滚棒轴承、滚珠轴承、滑动轴承中的一种或其组合，中介支点A为高、低压涡轮轴向之间的旋转连接部分，而后支点7为涡轮级间承力框架B与高压涡轮1或低压涡轮4之间的旋转连接部分，当高压涡轮后轴颈2位于低压涡轮轴颈5的径向内侧时，后支点7与低压涡轮轴颈5相连，当高压涡轮后轴颈2位于低压涡轮轴颈5的径向外侧时，后支点7与高压涡轮后轴颈2相连，而不管采用何种布局，在径向上，中介支点A、后支点7和涡轮级间承力框架B均同环设置，可以理解是，这里的同环设置是指上述部件位于同一径向直线上。
参考图1和图3，本发明径向载荷在中介支点A和后支点7间传力路线有效缩短，图1中载荷从中介支点A传递到后支点7，需经过低压涡轮轴颈5和低压涡轮轴6，即后支点7对中介支点A是间接约束；
图3中载荷从中介支点A传递到后支点7，仅需经过低压涡轮轴颈5上安装的轴承内外环，即后支点7对中介支点A是直接约束；
同时，图1中低压涡轮4产生的载荷部分沿轴向传递给高压涡轮1，图3中涡轮端载荷全部沿径向传递给后支点7，降低了双转子间的相互激励，有效改善了双转子振动耦合。
相比现有技术，本发明通过将中介支点A、后支点7和涡轮级间承力框架B径向同环设置，能够优化传力路线，进而降低涡轮端双转子间以及与承力框架间的振动耦合，通过将后支点7设置在中介支点A径向外侧，后支点7直径更大，可容纳更多的滚子，提高了后支点7承载能力。
另外，在本发明中，涡轮级间承力框架B位于高压涡轮1与低压涡轮4轴向之间，并设置在涡轮部件质心附近，增强了涡轮变形控制能力，有利于涡轮叶尖间隙和气动效率保持，并且提高了后支点承载能力。
以中介支点A、后支点7和涡轮级间承力框架B径向同环设置为共同点，本发明包括但不限于以下三种具体布局结构，下面具体说明：
参考图3，实施例1：当所述涡轮级间承力框架B与所述低压涡轮轴颈5之间通过所述后支点7可转动连接时，径向由内至外的方向上，高压涡轮后轴颈2、中介支点A、低压涡轮轴颈5、后支点7以及涡轮级间承力框架B依次分布。
也就是说，实施例1为低压涡轮轴颈5在高压涡轮后轴颈2径向外侧的实施方式。
进一步的，所述中介支点A的外环安装在低压涡轮轴颈5的径向内侧，其内环安装在高压涡轮后轴颈2的径向外侧；所述后支点7的内环安装在低压涡轮轴颈5的径向外侧，其外环安装在涡轮级间承力框架B的径向内侧。
进一步的，所述低压涡轮轴颈5为一个或两个。
实施例1为低压涡轮轴颈5仅一个的情况，也就是：低压涡轮轴颈5为一个时，该低压涡轮轴颈5设置在高压涡轮1和低压涡轮4轴向之间，其径向外侧的悬臂连接低压涡轮4盘心，而径向内侧则连接低压涡轮轴6轴向末端，所述低压涡轮4的轴向和扭矩载荷经过该低压涡轮轴颈5和低压涡轮轴6传递。
而当低压涡轮轴颈5为两个时，形成实施例2的布局结构，需要说明的是，实施例2是在实施例1的基础上延伸出的，二者都采用低压涡轮轴颈5在高压涡轮后轴颈2径向外侧的实施方式，结构上的区别在于低压涡轮轴颈5的数量和分布位置不同：
参考图4，实施例2：当所述低压涡轮轴颈5为两个时，其分别为低压涡轮前轴颈和低压涡轮后轴颈，所述低压涡轮前轴颈设置在低压涡轮4朝向所述高压涡轮1的一侧，所述低压涡轮后轴颈设置在低压涡轮4背向所述高压涡轮1的一侧，所述低压涡轮前轴颈连接中介支点A和后支点7，所述低压涡轮后轴颈连接低压涡轮轴6；
所述低压涡轮4的轴向和扭矩载荷经过低压涡轮后轴颈和低压涡轮轴6传递。
本发明的实施例1、实施例2通过低压涡轮轴颈5的数量、分布位置不同，产生了不同的载荷传递路线，二者区别在于：实施例1中，低压涡轮4的横向、轴向和扭矩载荷都经低压涡轮轴颈5从轮盘前侧传递出；实施例2中，低压涡轮4的横向载荷经低压涡轮前轴颈从轮盘前侧传递出，轴向和扭矩载荷经低压涡轮后轴颈从轮盘后侧传递出。
与实施例1相比，实施例2载荷沿轮盘前后分开传递，轴颈应力水平降低，同时前后轴颈产生了更高的角向约束，有利于控制低压涡轮4的局部角向变形，但结构加工与装配难度更高。
参考图5，实施例3：当所述涡轮级间承力框架B与所述高压涡轮后轴颈2之间通过所述后支点7可转动连接时，径向由内至外的方向上，低压涡轮轴6、中介支点A、高压涡轮后轴颈2、后支点7以及涡轮级间承力框架B依次分布。
实施例3为高压涡轮后轴颈2位于低压涡轮轴颈5径向外侧的实施方式。
进一步的，所述低压涡轮4通过低压涡轮轴颈5悬臂连接到低压涡轮轴6上，所述中介支点A的内环安装在低压涡轮轴6上，其外环安装在高压涡轮后轴颈2的径向内侧；所述后支点7的内环安装在高压涡轮后轴颈2的径向外侧，其外环安装在涡轮级间承力框架B的径向内侧。
与实施例1、2相比，实施例3中涡轮转子间横向载荷沿径向传递顺序相反，低压涡轮4横向载荷与高压涡轮1汇合后传递至涡轮级间承力框架B，降低了高压涡轮1对低压涡轮4激励的同时提高了高压涡轮后轴颈2刚度，但也进一步提高了后支点7的转速和强度水平。
在以上三种实施例中，图中下方的低压涡轮轴6均为最靠近轴心结构，而高压涡轮1背向低压涡轮4的一侧设置高压涡轮轴3。
此外，本发明的涡轮级间承力框架B包括轴承座b1、承力锥壳b2和承力辐板b3，所述轴承座b1的径向内侧与所述后支点7的外环相连，所述轴承座b1的径向外侧通过所述承力锥壳b2固定连接多个所述承力辐板b3。
以上所述的实施例仅是对本发明的优选方式进行描述，并非对本发明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通技术人员对本发明的技术方案做出的各种变形、变型、修改、替换，均应落入本发明权利要求书确定的保护范围内。

Claims (10)

1.一种低振动耦合的航空发动机高低压涡轮布局结构，包括同轴设置的高压涡轮（1）、低压涡轮（4）和涡轮级间承力框架（B），其特征在于：所述高压涡轮（1）的高压涡轮后轴颈（2）与所述低压涡轮（4）的低压涡轮轴颈（5）之间通过中介支点（A）可转动连接，所述涡轮级间承力框架（B）与所述高压涡轮后轴颈（2）或所述低压涡轮轴颈（5）之间通过后支点（7）可转动连接；
所述中介支点（A）、所述后支点（7）和所述涡轮级间承力框架（B）径向同环设置，所述涡轮级间承力框架（B）位于所述高压涡轮（1）与所述低压涡轮（4）轴向之间。
2.根据权利要求1所述的一种低振动耦合的航空发动机高低压涡轮布局结构，其特征在于：当所述涡轮级间承力框架（B）与所述低压涡轮轴颈（5）之间通过所述后支点（7）可转动连接时，径向由内至外的方向上，高压涡轮后轴颈（2）、中介支点（A）、低压涡轮轴颈（5）、后支点（7）以及涡轮级间承力框架（B）依次分布。
3.根据权利要求2所述的一种低振动耦合的航空发动机高低压涡轮布局结构，其特征在于：所述中介支点（A）的外环安装在低压涡轮轴颈（5）的径向内侧，其内环安装在高压涡轮后轴颈（2）的径向外侧；所述后支点（7）的内环安装在低压涡轮轴颈（5）的径向外侧，其外环安装在涡轮级间承力框架（B）的径向内侧。
4.根据权利要求2所述的一种低振动耦合的航空发动机高低压涡轮布局结构，其特征在于：所述低压涡轮轴颈（5）为一个或两个；
当其为一个时，该低压涡轮轴颈（5）连接到低压涡轮轴（6）上，并且该低压涡轮轴颈（5）朝向所述高压涡轮（1）设置，所述低压涡轮（4）的轴向和扭矩载荷经过该低压涡轮轴颈（5）和低压涡轮轴（6）传递。
5.根据权利要求4所述的一种低振动耦合的航空发动机高低压涡轮布局结构，其特征在于：当所述低压涡轮轴颈（5）为两个时，其分别为低压涡轮前轴颈和低压涡轮后轴颈，所述低压涡轮前轴颈设置在低压涡轮（4）朝向所述高压涡轮（1）的一侧，所述低压涡轮后轴颈设置在低压涡轮（4）背向所述高压涡轮（1）的一侧；
所述低压涡轮前轴颈连接中介支点（A）和后支点（7），所述低压涡轮后轴颈连接低压涡轮轴（6）；
所述低压涡轮（4）的轴向和扭矩载荷经过低压涡轮后轴颈和低压涡轮轴（6）传递。
6.根据权利要求2-5任意一项所述的一种低振动耦合的航空发动机高低压涡轮布局结构，其特征在于：所述高压涡轮（1）的径向载荷依次经过高压涡轮后轴颈（2）、中介支点（A）、低压涡轮轴颈（5）、后支点（7）传递到涡轮级间承力框架（B）；
所述低压涡轮（4）的径向载荷经低压涡轮轴颈（5）、后支点（7）传递到涡轮级间承力框架（B）。
7.根据权利要求1所述的一种低振动耦合的航空发动机高低压涡轮布局结构，其特征在于：当所述涡轮级间承力框架（B）与所述高压涡轮后轴颈（2）之间通过所述后支点（7）可转动连接时，径向由内至外的方向上，低压涡轮轴（6）、中介支点（A）、高压涡轮后轴颈（2）、后支点（7）以及涡轮级间承力框架（B）依次分布。
8.根据权利要求7所述的一种低振动耦合的航空发动机高低压涡轮布局结构，其特征在于：所述低压涡轮轴颈（5）连接到低压涡轮轴（6）上，所述中介支点（A）的内环安装在低压涡轮轴（6）上，其外环安装在高压涡轮后轴颈（2）的径向内侧；所述后支点（7）的内环安装在高压涡轮后轴颈（2）的径向外侧，其外环安装在涡轮级间承力框架（B）的径向内侧。
9.根据权利要求7所述的一种低振动耦合的航空发动机高低压涡轮布局结构，其特征在于：所述高压涡轮（1）的径向载荷经过高压涡轮后轴颈（2）、后支点（7）传递到涡轮级间承力框架（B），所述低压涡轮（4）的径向载荷经过低压涡轮轴颈（5）、中介支点（A）、高压涡轮后轴颈（2）、后支点（7）传递到涡轮级间承力框架（B）。
10.根据权利要求1所述的一种低振动耦合的航空发动机高低压涡轮布局结构，其特征在于：所述涡轮级间承力框架（B）包括轴承座（b1）、承力锥壳（b2）和承力辐板（b3），所述轴承座（b1）的径向内侧与所述后支点（7）的外环相连，所述轴承座（b1）的径向外侧通过所述承力锥壳（b2）固定连接多个所述承力辐板（b3）。
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