一种航空发动机引气管阻尼减振结构

技术领域

本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种航空发动机引气管阻尼减振结构。

背景技术

航空发动机工作时为了实现它部件的封严或冷却，通常在压气机转子上设有一管式减涡器，用于破坏从压气机流道进入涡轮盘腔后引气气流形成的涡流，促进引气气流的径向流动，从而降低压力损失，提高引气效率。

如图1所示为典型的管式减涡器结构，在该结构中，叶片转子11与涡轮转子12之间形成盘腔13，盘腔13内具有多个涡流14，引气气流自压气机流道17流入进盘腔13内，并从引气管15内继续向下流道，引气管15则通过引气管安装盘16进行安装。该结构可以高效的进行引气，因此在先进航空发动机上得到广泛应用。

但在实际使用过程中，由于引气管15属于薄壁悬臂结构，且处于复杂的涡流环境中，并且引气气流在引气管15内高速流动，从而易发生强迫振动和自激振动。在引气管15与引气管安装盘16的交接位置产生较大的振动应力，发生高周疲劳而导致损坏，影响发动机安全。由于该结构激振因素复杂，很难通过主动设计避免共振，通常采用加强引气管刚度或附加阻尼结构等降低有害振动。

如图2所示为目前常见的引气管减振结构，该引气管减振结构是在引气管15内增加一个带底座19的阻尼管18，引气管15的内壁与阻尼管18的外壁小间隙配合，阻尼管18从引气管15下方插入，通过底座19与引气管15固定在一起。工作过程中引气管15发生振动时，阻尼管18的外壁与引气管15的内壁发生点接触或局部面接触，一方面加强引气管刚度，限制了引气管由振动引起的位移变形，降低引气管振动应力，另一方面接触部位产生摩擦，消耗振动能量，降低振动。

但该带底座19的引气管18质量较大，特别是底座部分，一方面导致发动机增重，另一方面增加了引气管安装盘16的负载，增加了引气管安装盘16的应力，降低了结构可靠性和寿命。引气管15只有发生一定幅度的振动时才出现引气管15内壁与阻尼管18外壁的接触，对引气管15进行刚度加强和摩擦减振；此外，该引气管减振结构不能对引气管中的振动薄弱部位——即引气管15与安装盘16的交接位置进行刚度加强，引气管振动时引气管内壁与阻尼管外壁的接触属于点接触或局部面接触，接触面积小，且无法主动控制接触紧度，干摩擦阻尼效果不佳。

发明内容

本申请的目的是提供了一种航空发动机引气管阻尼减振结构，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。

本申请的技术方案是：一种航空发动机引气管阻尼减振结构，包括：

引气管；以及

安装在所述引气管内的阻尼管，所述阻尼管的外表面从上至下依次配置为阻尼管上圆柱面、阻尼管锥面和阻尼管下圆柱面，所述阻尼管下圆柱面和阻尼管锥面构成固定区域，所述阻尼管上圆柱面构成阻尼区域，所述阻尼管的固定区域外表面在装配状态下与所述引气管的内表面过盈配合，所述阻尼管的阻尼区域外表面与引气管的内表面在装配状态下间隙配合。

进一步的，还包括：引气管安装盘，所述引气管安装盘与引气管固定以支撑引气管与阻尼管构成的阻尼减振结构。

进一步的，所述阻尼管22的材料膨胀系数大于引气管材料的膨胀系数。

进一步的，所述阻尼管的固定区域范围包含所述引气管与引气管安装盘的交接位置。

进一步的，所述阻尼管的内表面为平直形。

进一步的，所述引气管的内表面从上至下依次具有适配于阻尼管上圆柱面、阻尼管锥面和阻尼管下圆柱面的引气管上圆柱面、引气管锥面和引气管下圆柱面，在所述引气管下圆柱面的末端设有引气管凸台。

本申请提供的航空发动机引气管阻尼减振结构可以大幅度降低阻尼结构的质量，在保证对引气管与安装盘交接位置的振动薄弱部位进行刚度加强的同时，可以实现对引气管刚度的加强，并提升阻尼减振效果。

附图说明

为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。

图1为现有技术中的典型管式减涡器结构示意图。

图2为现有技术中的引气管减振结构示意图。

图3为本申请的航空发动机引气管阻尼减振结构示意图

图4为本申请中的引气管结构示意图。

图5为本申请中的阻尼管结构示意图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

为了能够在保证可装配条件下，大幅降低引气管减振结构的质量，特别是阻尼管的质量，以及在引气管发生振动时引气管与安装盘交接位置的振动薄弱部位具有较好的刚度、引气管内壁与阻尼管外壁能够保持稳定接触从而增强引气管刚度，提升引气管减振结构的阻尼减振效果，本申请中提供了一种改进型的引气管阻尼减振结构

如图3至图5所示，本申请中提出的用于新型航空发动机引气管的阻尼减振结构主要包括引气管21和阻尼管22。

该阻尼管22的外表面从上至下依次为阻尼管上圆柱面221、阻尼管锥面222和阻尼管下圆柱面223，下端的阻尼管下圆柱面223和阻尼管锥面222称为固定区域，上端的阻尼管上圆柱面221称为阻尼区域。

阻尼管22安装在引气管21的内部，其中，阻尼管22采用膨胀系数大于引气管21的材料制成，同时，阻尼管22的固定区域包含引气管21与引气管安装盘23的交接位置(图3的圆圈区域)。更进一步的，阻尼管22的固定区域外表面在装配状态下与引气管21的内表面为过盈装配，阻尼管22的阻尼区域外表面与引气管21的内表面在装配状态下为小间隙装配，从而形成内衬式自紧阻尼减振结构。

需要说明的是，本申请中的小间隙配合通常指的是小于相关标准中的配合间隙。但在本申请一些实施例中，该小间隙配合可以采用范围进行限制，例如该范围通常可以为0.05mm～0.1mm。

此外，在本申请优选实施例中，阻尼管22的内表面为平直型结构，从而使气流通过阻尼管22时不会产生气流阻力。

引气管21内表面从上至下依次为引气管上圆柱面211、引气管锥面212、引气管下圆柱面213和引气管凸台214，引气管21的内表面与阻尼管22外表面相适配。

引气管安装盘23可与现有结构相同，引气管21安装在引气管安装盘23上实现固定。

装配时，首先将引气管21固定在引气管安装盘23上，之后将阻尼管22进行低温冷却后，从引气管21的下端将阻尼管22装入，使用工装或工具使阻尼管22向上移动而与引气管21形成紧配合结构。

本申请的航空发动机引气管阻尼减振结构的减振工作原理如下：

1)在工作状态下，引气管21与阻尼管22均处于高温状态，但由于阻尼管22的材料膨胀比大于引气管21的材料膨胀比，阻尼管22的安装端与引气管21的装配紧度增加，同时在离心作用下装配紧度进一步增加(该发动机的轴线在引气管安装盘23的下端)，接近固支状态，确保了阻尼管22的稳定装配，并大幅增加了引气管21与引气管安装盘23交接的振动薄弱部位的刚度；

2)在工作状态下，引气管21与阻尼管22均处于高温状态，由于阻尼管22的材料膨胀比大于引气管21的材料膨胀比，阻尼管22的阻尼端与引气管21紧度增加，装配关系由小间隙状态过渡为小紧度状态，从而使得引气管内壁与阻尼管22外壁由间隙状态变为紧度状态，引气管振动与否都能保证引气管内壁与阻尼管外壁稳定接触，实现对引气管刚度的加强；此外引气管内壁与阻尼管外壁由不接触状态变为面接触状态，只要发生振动即可产生干摩擦阻尼，且接触面积大，阻尼效果增强；通过控制引气管与阻尼管的膨胀变形差，通过控制引气管内壁与阻尼管外壁初始装配间隙，可控制工作状态下引气管内壁与阻尼管外壁接触紧度。

本申请提供的航空发动机引气管阻尼减振结构有益效果：

1)该阻尼结构可以大幅度降低结构质量，并且通过阻尼管固定端初始装配紧度、工作状态下由于温度导致的装配紧度增加、阻尼管内壁与引气管外壁间锥面接触，保证稳定可靠的安装；

2)工作状态下能够保证一直对引气管与安装盘交接位置的振动薄弱部位进行刚度加强；

3)工作状态下不管引气管振动与否，引气管内壁与阻尼管外壁都能保证稳定接触，实现对引气管刚度的加强；

4)工作状态下引气管内壁与阻尼管外壁能够保持稳定的面接触，从而增加了接触面积，使得接触面积大，提升了阻尼减振效果；

5)工作状态下引气管内壁与阻尼管外壁接触紧度可进行主动设计，实现工作状态下引气管内壁与阻尼管外壁接触紧度可控。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。