本发明专利技术属于航空发动机安全性设计领域，公开了一种用于航空发动机断轴后防止涡轮飞转的刹车结构，该刹车结构位于低压涡轮和涡轮后承力框架之间，所述涡轮后轴颈的后侧固定连接短鼓筒，所述短鼓筒为环形，其径向内侧与所述低压涡轮轴之间间隔分布，且与所述低压涡轮轴同轴设置；在轴向上，所述短鼓筒后端与所述刚性轴承座之间间隙分布；当低压涡轮轴断裂后，所述低压涡轮向后移动，涡轮后轴颈的后端与刚性轴承座之间发生摩擦，限制低压涡轮转速并使其刹车，本发明专利技术实现了航空发动机涡轮飞转的快速刹车与回弹限位，保证了涡轮部件结构的完整性，防止二次事故的发生，具有较高安全性。具有较高安全性。具有较高安全性。
【技术实现步骤摘要】
一种用于航空发动机断轴后防止涡轮飞转的刹车结构
[0001]本专利技术属于航空发动机安全性设计领域，具体涉及一种用于航空发动机断轴后防止涡轮飞转的刹车结构。
技术介绍
[0002]涡轮飞转对于航空发动机来说是一种恶劣的且复杂的事故。航空发动机在正常工作期间，因为极限载荷、加工装配、疲劳、卡滞或者其他一些因素导致低压涡轮轴发生断裂，低压涡轮轴断裂后，低压转子失去负载，在燃气的驱动下，低压涡轮转速增加，当涡轮转速增大到一定量级，涡轮叶片会发生断裂，冲击机匣，涡轮盘也会因为离心应力过大而发生破裂，产生的高能碎片会击穿机匣向外飞出，可能会击中飞机，严重影响飞机的安全。因此，设计一种航空发动机断轴后防止涡轮飞转的刹车结构是安全性设计中必不可少的内容。
[0003]为了降低涡轮飞转带来的危害，传统的方法是通过转子转速监测实行断油降转的方法进行主动控制，但这样的做法缺点是，监测设备发现发动机转子飞转后才停止燃油，停止燃油瞬间，油管内依然有燃油供给，发动机转子依然会继续转动，这样会使发动机转子系统的转速越来越快，发生不可挽回的二次事故。停止燃油不能立刻使转子系统丧失驱动力，这个过程具有延时性。随着技术的发展，这种主动控制刹车技术在现代航空发动机中已不再适用，因此需要设计一种刹车结构用被动控制的方法防止涡轮飞转。
[0004]航空发动机低压转子断轴后，低压涡轮在燃气的驱动下，会向后冲击承力框架，但是，承力框架是弹性的，涡轮转子冲击承力框架后会发生一定的反弹，发动机涡轮转子冲击承力框架后回弹会引起低压涡轮与其他静子结构发生碰撞摩擦，在高转速的情况下，会引起二次事故的发生，使发动机的结构完整性发生破坏，因此有必要对航空发动机进行一个断轴后的回弹限位结构设计，以提高发动机的安全性。
技术实现思路
[0005]为解决上述技术问题，本专利技术提供一种用于航空发动机断轴后防止涡轮飞转的刹车结构，以解决现有技术中的问题，为实现上述专利技术目的，本专利技术所采用的技术方案是：
[0006]一种用于航空发动机断轴后防止涡轮飞转的刹车结构，应用在航空发动机上，该刹车结构位于低压涡轮和涡轮后承力框架之间，低压涡轮的后端固定设置涡轮后轴颈，涡轮后轴颈与低压涡轮轴相连，低压涡轮轴上安装支点轴承，支点轴承通过刚性轴承座与涡轮后承力框架相连；
[0007]所述涡轮后轴颈的后侧固定连接短鼓筒，所述短鼓筒为环形，其径向内侧与所述低压涡轮轴之间间隔分布，且与所述低压涡轮轴同轴设置；在轴向上，所述短鼓筒后端与所述刚性轴承座之间间隙分布；
[0008]当低压涡轮轴断裂后，所述低压涡轮向后移动，涡轮后轴颈的后端与刚性轴承座之间发生摩擦，限制低压涡轮转速并使其刹车。
[0009]进一步的，所述短鼓筒后端设置楔形锥面，所述刚性轴承座包括与楔形锥面适配
且位置对应的前缘锥面，所述楔形锥面与所述前缘锥面均为锥面结构，二者间隙分布。
[0010]进一步的，所述楔形锥面的环向设置第一摩擦部，对应地所述前缘锥面的环向设置第二摩擦部，第一、第二摩擦部用于提高接触时的摩擦力。
[0011]进一步的，所述第一摩擦部为固定设置在所述楔形锥面上的第一凸齿，所述第二摩擦部为固定设置在所述前缘锥面上的第二凸齿。
[0012]进一步的，所述刚性轴承座还包括设置在所述前缘锥面前端的轴向挡边，所述短鼓筒的径向外侧设置有与所述轴向挡边适配的环槽，所述短鼓筒的后端径向内侧固定设置凸块；
[0013]当低压涡轮轴断裂后，低压涡轮转速增大，所述短鼓筒发生径向变形，其与刚性轴承座前端的轴向挡边之间的径向间隔减小，环槽嵌套到轴向挡边上并相互卡滞，从而对低压涡轮进行轴向限位，实现低压涡轮回弹限位的功能，所述凸块用于增大短鼓筒的径向变形量。
[0014]进一步的，所述刚性轴承座还包括依次设置的轴承安装部、传力锥壳和固定安装边，所述前缘锥面位于所述轴承安装部的前端，所述轴承安装部的径向内侧安装所述支点轴承的轴承外环，所述传力锥壳倾斜设置，所述固定安装边的后端与所述涡轮后承力框架相连。
[0015]进一步的，所述涡轮后轴颈包括止口安装边和轴颈，所述轴颈的后侧固定连接所述短鼓筒的前端，所述轴颈的径向外侧固定连接所述止口安装边，所述止口安装边与所述低压涡轮可拆卸连接。
[0016]进一步的，所述轴颈的径向内侧通过套齿联轴器与所述低压涡轮轴相连。
[0017]进一步的，所述轴颈的径向内侧与所述低压涡轮轴的径向外侧之间形成槽体，所述套齿联轴器位于槽体内，所述轴颈的后端抵接所述支点轴承的前端端面，所述支点轴承的后端端面抵接螺母，所述螺母套接在所述低压涡轮轴上。
[0018]一种航空发动机，该航空发动机包括由前至后依次设置的三级风扇，中介承力框架，五级高压压气机，环形燃烧室，一级高压涡轮，涡轮级间承力框架，低压涡轮和涡轮后承力框架，该刹车结构位于低压涡轮和涡轮后承力框架之间，所述低压涡轮为两级低压涡轮。
[0019]本专利技术具有以下有益效果：本专利技术通过采用涡轮后轴颈的楔形锥面与轴承座前缘锥面的实现了航空发动机涡轮飞转的快速刹车与回弹限位。航空发动机正常运转时，涡轮后轴径的楔形锥面与轴承座前缘之间存在间隙，不会发生接触摩擦。当航空发动机发生断轴事故后，涡轮转子向后移动，涡轮后轴颈的楔形锥面与轴承座前缘锥面发生摩擦，通过摩擦限制涡轮转子转速，实现涡轮转子快速刹车。涡轮向后冲击刚性轴承座后会发生回弹，通过轴向挡边与环槽实现了涡轮回弹限位，保证了涡轮部件结构的完整性，防止二次事故的发生，具有较高安全性。
附图说明
[0020]图1为本专利技术中典型双转子高推重比涡扇航空发动机的结构简图。
[0021]图2为图1中低压涡轮与涡轮后承力框架处的局部结构图；
[0022]图3为图2中A处的局部放大图；
[0023]图4为图3中B处的刹车结构放大图；
[0024]图5为图4中C处的环形剖切图；
[0025]图6为本专利技术中涡轮飞转后的刹车结构放大图。
[0026]图7为图6中D处的环形剖切图。
具体实施方式
[0027]下面将结合本专利技术实施例中的图1
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图7，对本专利技术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专利技术一部分实施例，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。
[0028]需要说明的是，附图1
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7为截面示意图，本专利技术中的低压涡轮轴90、套齿联轴器2、涡轮后轴颈1、低压涡轮97和支点轴承4均为同轴旋转结构，称为低压涡轮转子系统，在本文中简称为转子系统；刚性轴承座3和涡轮后承力框架98为同轴非旋转结构，称为静子系统；图1和图6中的箭头为低压涡轮轴90断裂后低压涡轮97的移动方向。
[0029]另外，本专利技术中所指的“径向”是附图中的上下方向，“径向外侧”即指该部件位于上方的位置，即该部件位于远离低压涡轮轴90的一侧；“径向内侧”即指该部件位于下方的位置，即该本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种用于航空发动机断轴后防止涡轮飞转的刹车结构，应用在航空发动机(9)上，其特征在于：该刹车结构位于低压涡轮(97)和涡轮后承力框架(98)之间，低压涡轮(97)的后端固定设置涡轮后轴颈(1)，涡轮后轴颈(1)与低压涡轮轴(90)相连，低压涡轮轴(90)上安装支点轴承(4)，支点轴承(4)通过刚性轴承座(3)与涡轮后承力框架(98)相连；所述涡轮后轴颈(1)的后侧固定连接短鼓筒(13)，所述短鼓筒(13)为环形，其径向内侧与所述低压涡轮轴(90)之间间隔分布，且与所述低压涡轮轴(90)同轴设置；在轴向上，所述短鼓筒(13)后端与所述刚性轴承座(3)之间间隙分布；当低压涡轮轴(90)断裂后，所述低压涡轮(97)向后移动，涡轮后轴颈(1)的后端与刚性轴承座(3)之间发生摩擦，限制低压涡轮(97)转速并使其刹车。2.根据权利要求1所述的一种用于航空发动机断轴后防止涡轮飞转的刹车结构，其特征在于：所述短鼓筒(13)后端设置楔形锥面(14)，所述刚性轴承座(3)包括与楔形锥面(14)适配且位置对应的前缘锥面(32)，所述楔形锥面(14)与所述前缘锥面(32)均为锥面结构，二者间隙分布。3.根据权利要求2所述的一种用于航空发动机断轴后防止涡轮飞转的刹车结构，其特征在于：所述楔形锥面(14)的环向设置第一摩擦部，对应地所述前缘锥面(32)的环向设置第二摩擦部，第一、第二摩擦部用于提高接触时的摩擦力。4.根据权利要求2所述的一种用于航空发动机断轴后防止涡轮飞转的刹车结构，其特征在于：所述第一摩擦部为固定设置在所述楔形锥面(14)上的第一凸齿(141)，所述第二摩擦部为固定设置在所述前缘锥面(32)上的第二凸齿(321)。5.根据权利要求2所述的一种用于航空发动机断轴后防止涡轮飞转的刹车结构，其特征在于：所述刚性轴承座(3)还包括设置在所述前缘锥面(32)前端的轴向挡边(31)，所述短鼓筒(13)的径向外侧设置有与所述轴向挡边(31)适配的环槽(131)，所述短鼓筒(13)的后端径向内侧固定设置凸块(142)；当低压涡轮轴(90)断裂后，低压涡轮(97)转速增大，所述短鼓筒(13)发生径向变形，其与刚性轴承座(3)前端的轴向挡边(3...
【专利技术属性】
技术研发人员：李超，洪杰，付杰，陈雪骑，王永锋，马艳红，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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