航空发动机传扭机构及航空发动机制造技术

本实用新型专利技术涉及一种航空发动机传扭机构及航空发动机，用于缓解疲劳断裂的问题。其中，航空发动机传扭机构包括：中介机匣；齿轮箱，包括行星轮，以及支撑行星轮的行星轮支架；第一支架，连接行星轮支架，第一支架包括第一配合部和连接部，第一配合部为环形，第一配合部的外部周向设有凸台，连接部的一端连接第一配合部，连接部的第二端向远离第一配合部的方向延伸，且连接行星轮支架；以及第二支架，设于第一支架远离行星轮支架的一侧，且连接第一支架和中介机匣，第二支架将第一配合部罩设在内，第二支架设有容纳凸台的凹槽。本实用新型专利技术通过凸台与凹槽形成的辅助传扭结构，能有效限制第二支架的变形程度，缓解第二支架的疲劳断裂问题。题。题。

【技术实现步骤摘要】
航空发动机传扭机构及航空发动机


[0001]本技术涉及航空航天设备领域，尤其涉及一种航空发动机传扭机构及航空发动机。

技术介绍

[0002]风扇驱动齿轮箱中的行星架与中介机匣通过传扭机构连接，该传扭机构通常采用传扭支架和柔性支撑支架将风扇驱动齿轮箱连接在中介机匣上。传扭支架和柔性支撑支架之间通常采用铰制孔螺栓连接并起到传扭作用。为满足整机刚度匹配设计及风扇驱动齿轮箱与整机的隔振需求，柔性支撑支架的轴向、径向及角向刚度一般较弱，柔性支撑支架一般设计为薄壁结构，导致在大扭矩工况下，风扇驱动齿轮箱整体位移非常大。在较大的变形情况下，柔性支撑支架薄壁部分应力过大容易疲劳断裂，因此，对柔性支撑支架材料和设计提出了很高的要求，对齿轮箱的油路设计也带来了很大的困难。

技术实现思路

[0003]本技术的一些实施例提出一种航空发动机传扭机构及航空发动机，用于缓解疲劳断裂的问题。
[0004]本技术的一些实施例提供了一种航空发动机传扭机构，其包括：
[0005]中介机匣；
[0006]齿轮箱，包括行星轮，以及支撑所述行星轮的行星轮支架；
[0007]第一支架，连接所述行星轮支架，所述第一支架包括第一配合部和连接部，所述第一配合部为环形，所述第一配合部的外部周向设有凸台，所述连接部的一端连接所述第一配合部，所述连接部的第二端向远离所述第一配合部的方向延伸，且连接所述行星轮支架；以及
[0008]第二支架，设于所述第一支架远离所述行星轮支架的一侧，且连接所述第一支架和所述中介机匣，所述第二支架将所述第一配合部罩设在内，所述第二支架设有容纳所述凸台的凹槽。
[0009]在一些实施例中，所述凹槽的尺寸大于所述凸台的尺寸，在正常安装状态下，所述凸台与所述凹槽的侧壁不接触，在大扭矩状态下，所述凸台与所述凹槽的侧壁接触。
[0010]在一些实施例中，
[0011]所述凸台包括多个第一凸台和多个第二凸台，每个第一凸台的两侧分别设有一第二凸台；
[0012]所述凹槽包括多个第一凹槽和多个第二凹槽，所述第一凹槽容纳所述第一凸台，所述第二凹槽容纳所述第二凸台；
[0013]所述第二凹槽的一侧设有第三凹槽，所述第二凸台被配置为首先进入所述第三凹槽，后随所述第一支架的转动位于所述第二凹槽，所述第一凹槽允许所述第一凸台在其内沿所述第一支架的转动方向移动的距离大于所述第二凸台的移动距离。
[0014]在一些实施例中，所述第一配合部包括第一安装面，所述第二支架包括第二安装面，所述第一安装面与所述第二安装面通过连接件连接。
[0015]在一些实施例中，所述第二支架包括：
[0016]第一安装部，为环形，所述第二安装面设于所述第一安装部；以及
[0017]第二配合部，为环形，所述第二配合部连接所述第一安装部的外缘，且向所述行星轮支架的方向延伸，所述凹槽设于所述第二配合部。
[0018]在一些实施例中，所述第二支架还包括：
[0019]支撑部，为环形，连接所述第二配合部且向所述行星轮支架的方向延伸；以及
[0020]第二安装部，为环形，连接所述支撑部的外周，且向远离支撑部的方向延伸，所述第二安装部与所述中介机匣连接。
[0021]在一些实施例中，所述支撑部的厚度大于所述第二配合部的厚度，所述支撑部为刚性支撑段。
[0022]在一些实施例中，所述第二配合部的截面呈波形，为变刚性段。
[0023]在一些实施例中，所述齿轮箱包括：
[0024]输入轴，被配置为连接航空发动机的转子；
[0025]输出轴，被配置为连接所述风扇的转子；
[0026]太阳轮，设于所述输入轴；以及
[0027]内齿圈，设于所述输出轴；
[0028]其中，所述行星轮设于所述太阳轮与所述内齿圈之间，且与所述太阳轮和所述内齿圈啮合。
[0029]本技术的一些实施例提供了一种航空发动机，其包括上述的航空发动机传扭机构。
[0030]基于上述技术方案，本技术至少具有以下有益效果：
[0031]在一些实施例中，齿轮箱通过第一支架和第二支架安装在风扇的中介机匣上，其中，第一支架设有凸台，第二支架设有与凸台配合的凹槽，通过凸台与凹槽形成辅助传扭结构，在最大起飞工况或非预期的恶劣工况，大载荷通过辅助传扭结构直接传递到中介机匣，避免第二支架被破坏断裂，为齿轮箱提供保护，在巡航等正常运转状态下，第二支架正常传扭，并提供与整机匹配的支撑刚度，使得齿轮箱运转在舒适状态，因此，通过凸台与凹槽形成的辅助传扭结构，能有效限制第二支架的变形程度，缓解第二支架的疲劳断裂问题。
附图说明
[0032]此处所说明的附图用来提供对本技术的进一步理解，构成本申请的一部分，本技术的示意性实施例及其说明用于解释本技术，并不构成对本技术的不当限定。在附图中：
[0033]图1为根据本技术一些实施例提供的航空发动机传扭机构的示意图；
[0034]图2为根据本技术一些实施例提供的第一支架的示意图；
[0035]图3为根据本技术一些实施例提供的第二支架的示意图；
[0036]图4为根据本技术一些实施例提供的第二支架的剖视示意图；
[0037]图5为根据本技术一些实施例提供的第一支架与第二支架的配合示意图；
[0038]图6为根据本技术一些实施例提供的第一支架与第二支架配合的透视示意图及局部放大示意图；
[0039]图7为根据本技术一些实施例提供的第二凸台与第二凹槽的配合示意图。
[0040]附图中标号说明如下：
[0041]1‑
第一支架；11
‑
第一配合部；111
‑
第一连接孔；12
‑
连接部；13
‑
凸台；131
‑
第一凸台；132
‑
第二凸台；
[0042]2‑
第二支架；21
‑
第一安装部；211
‑
第二连接孔；212
‑
定位销孔；22
‑
第二配合部；23
‑
支撑部；24
‑
第二安装部；241
‑
第三连接孔；25
‑
凹槽；251
‑
第一凹槽；252
‑
第二凹槽；253
‑
第三凹槽；
[0043]3‑
中介机匣；
[0044]4‑
齿轮箱；41
‑
行星轮；42
‑
行星轮支架；43
‑
太阳轮；44
‑
内齿圈；45
‑
输入轴；46
‑
输出轴；
[0045]5‑
风扇的转子。
具体实施方式
[0046]下面将结合本本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机传扭机构，其特征在于，包括：中介机匣(3)；齿轮箱(4)，包括行星轮(41)，以及支撑所述行星轮(41)的行星轮支架(42)；第一支架(1)，连接所述行星轮支架(42)，所述第一支架(1)包括第一配合部(11)和连接部(12)，所述第一配合部(11)为环形，所述第一配合部(11)的外部周向设有凸台(13)，所述连接部(12)的一端连接所述第一配合部(11)，所述连接部(12)的第二端向远离所述第一配合部(11)的方向延伸，且连接所述行星轮支架(42)；以及第二支架(2)，设于所述第一支架(1)远离所述行星轮支架(42)的一侧，且连接所述第一支架(1)和所述中介机匣(3)，所述第二支架(2)将所述第一配合部(11)罩设在内，所述第二支架(2)设有容纳所述凸台(13)的凹槽(25)。2.如权利要求1所述的航空发动机传扭机构，其特征在于，所述凹槽(25)的尺寸大于所述凸台(13)的尺寸，在正常安装状态下，所述凸台(13)与所述凹槽(25)的侧壁不接触，在大扭矩状态下，所述凸台(13)与所述凹槽(25)的侧壁接触。3.如权利要求1所述的航空发动机传扭机构，其特征在于，所述凸台(13)包括多个第一凸台(131)和多个第二凸台(132)，每个第一凸台(131)的两侧分别设有一第二凸台(132)；所述凹槽(25)包括多个第一凹槽(251)和多个第二凹槽(252)，所述第一凹槽(251)容纳所述第一凸台(131)，所述第二凹槽(252)容纳所述第二凸台(132)；所述第二凹槽(252)的一侧设有第三凹槽(253)，所述第二凸台(132)被配置为首先进入所述第三凹槽(253)，后随所述第一支架(1)的转动位于所述第二凹槽(252)，所述第一凹槽(251)允许所述第一凸台(131)在其内沿所述第一支架(1)的转动方向移动的距离大于所述第...

【专利技术属性】
技术研发人员：覃琨，冯金，吕作鹏，
申请(专利权)人：中国航发商用航空发动机有限责任公司，
类型：新型
国别省市：