一种熔断系统和航空发动机的制作方法

本发明涉及航空发动机领域，更具体地，涉及一种熔断系统和航空发动机。

背景技术：

航空发动机可能会受到飞鸟等外物撞击，导致一片或更多的风扇叶片断裂或脱落，即fbo(fanbladeoff)。fbo事件发生后，风扇的重心会偏离低压转子的中心线。然而，由于轴承的限制，风扇仍绕低压转子的中心线转动。风扇绕偏离其重心的轴转动会激励低压转子系统产生一个或多个振荡模态，从而产生不平衡载荷。对于当前商用飞机上常用的大涵道比涡扇发动机，其风扇叶片半径长、质量大，fbo事件会导致风扇的重心线与发动机的中心线不对中，引起巨大的不平衡载荷。由于轴承沿径向约束风扇转子，故fbo不平衡载荷主要通过轴承及其支撑结构传递到中介机匣上，并进一步传递到安装节甚至飞机上。

专利文件cn107237655a公开了一种航空发动机风扇叶片飞脱载荷下熔断结构和方法，其中航空发动机包括风扇转子、静子件中介机匣、支撑风扇转子的第一轴承和第二轴承、将第一轴承支撑在静子件中介机匣上的第一支撑锥壁以及将第二轴承支撑在静子件中介机匣上的第二支撑壁，第一支撑锥壁为薄壁环形结构，包括上锥壁和下锥壁，上锥壁具有上结合面，下锥壁具有下结合面，上结合面和下结合面中的一方为凹球面，另一方为凸球面，上结合面和下结合面彼此互补并焊接成强度小于母体材料强度的熔断结构，熔断结构的球面中心位于风扇转子的轴心。

上述专利文件的技术方案中，熔断发生后凹球面与凸球面仍然保持贴合状态，导致缓冲效果不理想。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种熔断系统，该熔断系统具有缓冲效果较好的优点。

本发明的目的还在于提供一种航空发动机，该航空发动机包括上述熔断系统。

为实现所述目的的熔断系统，包括用于支撑第一轴承的第一支撑锥壁，所述第一支撑锥壁包括上锥壁和下锥壁；所述上锥壁具有第一结合端，所述下锥壁具有第二结合端，所述第一结合端与所述第二结合端可熔断地连接；

所述第一结合端和所述第二结合端中的一方具有连接头，另一方具有限位腔以及与所述限位腔连通的通孔；

所述连接头包括连接部、挡块部和薄弱部，所述挡块部分别与所述连接部和所述薄弱部连接；

所述挡块部和所述薄弱部设置在所述限位腔内，所述挡块部与所述限位腔可活动地配合，其中，所述薄弱部与所述限位腔的内壁固定连接；所述连接部穿设在所述通孔中；所述通孔的尺寸小于所述挡块部的尺寸，以阻挡所述挡块部从所述限位腔内脱出。

在一个实施例中，所述挡块部的外周壁与所述限位腔的内壁相对设置且存在间隙。

在一个实施例中，所述连接部与所述通孔间隙配合。

在一个实施例中，所述限位腔的内壁包括顶壁、侧壁和底壁，所述顶壁与所述底壁相对设置，其中，所述通孔开设在所述顶壁上，所述薄弱部与所述底壁固定连接。

在一个实施例中，所述限位腔为以所述第一支撑锥壁的轴线为中心的环形腔；所述通孔为以所述第一支撑锥壁的轴线为中心的环形通孔。

在一个实施例中，所述第一支撑锥壁为薄壁环形结构。

在一个实施例中，所述连接头还包括限位部，所述限位部设置在所述限位腔外且与所述连接部连接；所述限位部的尺寸大于所述通孔的尺寸。

在一个实施例中，所述限位部、所述连接部、所述挡块部和所述薄弱部为以所述第一支撑锥壁的轴线为中心的环形结构。

在一个实施例中，所述第一结合端和所述第二结合端通过增材制造工艺制造。

为实现所述目的的熔断系统航空发动机，包括如上所述的熔断系统(800)。

本发明的积极进步效果在于：本发明提供的熔断系统，包括用于支撑第一轴承的第一支撑锥壁，第一支撑锥壁包括上锥壁和下锥壁；上锥壁具有第一结合端，下锥壁具有第二结合端，第一结合端与第二结合端可熔断地连接；第一结合端和第二结合端中的一方具有连接头，另一方具有限位腔以及与限位腔连通的通孔；连接头包括连接部、挡块部和薄弱部，挡块部分别与连接部和薄弱部连接；挡块部和薄弱部设置在限位腔内，挡块部与限位腔可活动地配合，其中，薄弱部与限位腔的内壁固定连接；连接部穿设在通孔中；通孔的尺寸小于挡块部的尺寸，以阻挡挡块部从限位腔内脱出。

由于挡块部与限位腔可活动地配合，且通孔能够阻挡挡块部从限位腔内脱出，因此，当薄弱部在熔断调节下发生断裂后，挡块部被可活动地限位于限位腔内，从而使得上锥壁和下锥壁不会完全脱离，且上锥壁相对于下锥壁具有较多的自由度，从而具有较好的缓冲效果。

附图说明

本发明的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：

图1为航空发动机的示意图；

图2为熔断系统的示意图，其中薄弱部还未发生断裂；

图3为图2中b处的放大图；

图4为熔断系统的示意图，其中薄弱部发生断裂；

图5为图4中c处的放大图；

图6为下锥壁相对于上锥壁沿方向d发生摆动的示意图；

图7为下锥壁相对于上锥壁沿方向e发生摆动的示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本发明，但是本发明显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本发明的保护范围。

下述公开了多种不同的实施的主题技术方案的实施方式或者实施例。为简化公开内容，下面描述了各元件和排列的具体实例，当然，这些仅仅为例子而已，并非是对本发明的保护范围进行限制。例如在说明书中随后记载的第一特征在第二特征上方或者上面形成，可以包括第一和第二特征通过直接联系的方式形成的实施方式，也可包括在第一和第二特征之间形成附加特征的实施方式，从而第一和第二特征之间可以不直接联系。另外，这些公开内容中可能会在不同的例子中重复附图标记和/或字母。该重复是为了简要和清楚，其本身不表示要讨论的各实施方式和/或结构间的关系。进一步地，当第一元件是用与第二元件相连或结合的方式描述的，该说明包括第一和第二元件直接相连或彼此结合的实施方式，也包括采用一个或多个其他介入元件加入使第一和第二元件间接地相连或彼此结合。

需要注意的是，图1至图7均仅作为示例，其并非是按照等比例的条件绘制的，并且不应该以此作为对本发明实际要求的保护范围构成限制。

图1示出了本发明的一个实施例中的航空发动机900，包括风扇转子700、静子件中介机匣600、支撑风扇转子700的第一轴承1(又叫做1号轴承)和第二轴承2(又叫做2号轴承)、将第一轴承1支撑在静子件中介机匣600上的熔断系统800以及将第二轴承2支撑在静子件中介机匣600上的第二支撑壁4。

如图2、3、4、5所示，熔断系统800包括用于支撑第一轴承1的第一支撑锥壁3，第一支撑锥壁3包括上锥壁31和下锥壁32；上锥壁31具有第一结合端31a，下锥壁32具有第二结合端32a，第一结合端31a与第二结合端32a可熔断地连接。

可熔断地连接可以是焊接，例如通过焊料将第一结合端31a与第二结合端32a焊接成一体，但使焊料凝固形成的结构的强度小于第一结合端31a与第二结合端32a自身的结构强度。

然而上述焊接的结构在熔断发生后，会使得第一结合端31a与第二结合端32a完全脱离，导致航空发动机900完全失效。

若采用专利文件cn107237655a的技术方案，使得第一结合端31a与第二结合端32a球面配合，虽然这一方案不会使第一结合端31a与第二结合端32a完全脱离，但由于第一结合端31a与第二结合端32a始终面面贴合，会导致轴向载荷无法被缓冲，进而导致熔断系统的缓冲效果不好。

继续参考图3、5，在一个实施例中，第一结合端31a和第二结合端32a中的一方具有连接头310，另一方具有限位腔311以及与限位腔311连通的通孔312；连接头310包括连接部3101、挡块部3102和薄弱部3103，挡块部3102分别与连接部3101和薄弱部3103连接；挡块部3102和薄弱部3103设置在限位腔311内，其中，薄弱部3103与限位腔311的内壁311a固定连接，挡块部3102与限位腔311可活动地配合；连接部3101穿设在通孔312中；通孔312的尺寸小于挡块部3102的尺寸，以阻挡挡块部3102从限位腔311内脱出。

在图2、3、4、5所示的实施例中，第一结合端31a具有限位腔311和通孔312，第二结合端32a具有连接头310。

由于挡块部3102与限位腔311可活动地配合，且通孔312能够阻挡挡块部3102从限位腔311内脱出，因此，当薄弱部3103在熔断调节下发生断裂后，挡块部3102被可活动地限位于限位腔311内，从而使得上锥壁31和下锥壁32不会完全脱离，且上锥壁31相对于下锥壁32具有较多的自由度，从而具有较好的缓冲效果。

如图3、5所示，在一个更具体的实施例中，挡块部3102的外周壁与限位腔311的内壁311a相对设置且存在间隙。在图3中，挡块部3102的全部外周壁均与限位腔311的内壁311a存在间隙，这一方案使得熔断发生后挡块部3102具有较大的自由度。在某些附图未示出的实施例中，挡块部3102的部分外周壁会与限位腔311的内壁311a相接触，导致熔断发生后挡块部3102的自由度相应减少。

在图3、5所示的实施例中，连接部3101与通孔312间隙配合。这一方案使得熔断发生后连接部3101具有较大的自由度。在某些附图未示出的实施例中，连接部3101的外周壁会与通孔312的内壁相接触，导致熔断发生后连接部3101的自由度相应减少。

继续参考图3、5，限位腔311的内壁311a包括顶壁311a-1、侧壁311a-2和底壁311a-3，顶壁311a-1与底壁311a-3相对设置，其中，通孔312开设在顶壁311a-1上，薄弱部3103与底壁311a-3固定连接。这一方案能够保证薄弱部3103发生断裂后，挡块部3102具有沿第一支撑锥壁3的轴向的运动空间。

限位腔311为以第一支撑锥壁3的轴线a-a为中心的环形腔；通孔312为以第一支撑锥壁3的轴线a-a为中心的环形通孔。这一方案使得限位腔311和通孔312易于制造。

继续参考图1，第一支撑锥壁3为薄壁环形结构。这一方案使得第一支撑锥壁3易于制造。

连接头310还包括限位部3104，限位部3104设置在限位腔311外且与连接部3101连接；限位部3104的尺寸大于通孔312的尺寸。限位部3104能够在极端状况下与限位腔311的外壁相抵，避免连接部3101承受过大的剪切力而断裂。

为方便制造，限位部3104、连接部3101、挡块部3102和薄弱部3103为以第一支撑锥壁3的轴线a-a为中心的环形结构。限位部3104、连接部3101、挡块部3102和薄弱部3103可以一体成型。

更具体地，第一结合端31a和第二结合端32a通过增材制造工艺制造。增材制造的机理为：以金属粉末为原料，通过激光熔化/快速凝固逐层沉积“生长制造”，由零件cad模型一步完成高性能结构件。

如图6、7所示，熔断发生即薄弱部3103发生断裂后，下锥壁32相对于上锥壁31沿方向d或者方向e发生摆动，摆动后的位置如虚线所示。熔断发生后，由于限位腔311的限位作用，下锥壁32可继续保持轴承对低压转轴的部分约束，不完全失去支撑作用。

此外，根据fbo载荷在第一支撑锥壁3处产生的剪切力、拉伸力等载荷，可以调整薄弱部3103的形状和尺寸、限位腔311的形状和尺寸等参数，以控制fbo发生后上锥臂31和下锥臂32之间的相对位移量，使低压轴不会产生径向瞬时大变形，导致转子发生径向振荡变形，损坏轴承部件的密封圈，使部件的润滑和冷却油泄漏，进而导致轴承在转动过程中发生过热和卡死现象的发生。

本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本发明权利要求所界定的保护范围之内。