F100和CT7、涡桨6发动机转子支承方案和转子支承结构简析|陈光谈航发202

陈光/文

3.2.12 F100发动机转子支承方案

图39示出F100发动机简图。由图39可以看出,它的高压转子采用的1 1 0支承方案同于JT9D(图25)、PW4000(图26)的,这是普惠公司惯用的设计,它的 PW2037、V2500均采用了这种支承方案。低压转子由于有风扇进口导流叶片,因而采用了F110、F404等军用发动机惯用的1 1 1式三支点支承方案。

整个发动机无中介支点。因而承力构件比采用中介支点的F110、F404的多1个即4个。

图39、F100发动机简图

3.3 涡桨发动机转子支承方案

3.3.1 某型涡桨发动机转子支承方案

图40示出某型涡桨发动机转子支承方案简图,燃气发生器转子由单级轴流压气机、单级离心式压气机与双级涡轮组成,支承于三个支点上,其中,1号、2号支点均为滚珠轴承,装于轴流叶轮与离心叶轮间,3号支点为滚棒轴承,因此其支承方案为2’0 1(用2’表示在轴流叶轮与离心叶轮间有两个支点)。三个轴承均装在弹性支座中。

1号、2号支点同时采用滚珠轴承是为了共同承担压气机 涡轮联合转子的轴向力,为使它们在工作中能均衡轴向力,在装配轴流转子时,对其弹性支座施加780N的轴向预紧力。动力涡轮支承于涡轮盘后的两个刚性支点(4,5号)上,其中5号支点由双排滚珠轴承组成。动力涡轮轴输出端与减速器传动轴左端以套齿轴相连,传递扭矩。螺旋桨轴支承于两个支点上。

图40、某型涡桨发动机转子支承简图

3.3.2 CT7涡桨发动机转子支承方案

图41示出了CT7涡桨发动机转子支承方案简图,整台发动机的转子支承于六个支点上,其中输出轴支承于1号、2号支点;燃气发生器转子支承于3号、4号支点上,为11 0支承方案;低压涡轮转子在轮盘后有两个支点(5号,6号),涡轮轴前端藉外套齿伸入到输出轴,与其内套齿相啮合,作为其前支点,为1(套齿啮合处)2支承方案。

在这些支点中,1号支点为加了轴向预载的两个滚珠轴承,3号、6号为滚珠轴承,分别承受燃气发生器与动力涡轮的轴向负荷;2,4,5号滚棒轴承均支承于弹性支座上。

图41、CT7涡桨发动机转子支承简图

3.3.3 涡桨6涡桨发动机转子支承方案

图42示出了涡桨6涡桨发动机简图。涡桨6发动机属单轴式结构,即3级涡轮既驱动压气机转子又通过减速器驱动螺旋桨。发动机转子支承方案为1 2 0。

图42、涡桨6涡桨发动机简图

转子支承结构

航空燃气涡轮发动机转子均用滚动轴承支承于机匣内,在发动机发展的最初阶段,轴承均直接装于固定在机匣上用于固定轴承的衬套中。

但在20世纪60年代,由于发动机寿命要求越来越长,要求发动机工作时振动小,于是有些发动机在轴承外环与衬套间留有间隙,间隙内充满润滑用的压力滑油,形成挤压油膜;

有些发动机轴承不直接固定于机匣上,而装在一个称为弹性支座的刚性较低的衬套中,衬套再固定于机匣上;

通常还将弹性支座与限幅环间的间隙中,充以滑油,形成了带挤压油膜的弹性支座。挤压油膜、弹性支座、带挤压油膜的弹性支座很快地得到推广。但是,到了20世纪70年代发展的发动机又都不采用这些结构,20世纪80年代这些技术措施又在发动机中相继予以采用,得到更大的发展,并已成为降低发动机振动,提高发动机寿命的一项主要措施。

在大多数发动机中,滚珠轴承均是单独使用的,当转子轴向负荷较小时,采用1个滚珠轴承,当转子轴向负荷较大时,采用2个甚至3个滚珠轴承并列作为1个支点。

在一些新研制的发动机中,有的在滚珠轴承侧增加1滚棒轴承,让滚棒轴承承受径向负荷,而滚珠轴承仅承受轴向载荷,以减轻滚珠轴承的负荷。

下面将分别分析这些特殊的支承结构构造。

图43、RB211挤压油膜减振器

4.1 挤压油膜

4.1.1 挤压油膜应用概述

发动机工作时,转子的不平衡力通过支承结构传给机匣,使发动机产生振动。因此,原则上可以在轴承与支承结构间设置减振器,减小外传的振动负荷与振幅,降低发动机振动。

1962年,罗·罗公司的S.Cooper发表了利用挤压油膜阻尼减振器降低发动机振动的实验 告,开创了在发动机中采用挤压油膜的新纪元。所谓挤压油膜阻尼减振器(简称挤压油膜),就是将轴承外环以一定间隙装入机匣上固定轴承的轴承套筒中,在间隙中通以润滑系统中的压力滑油,形成油膜,如图43所示。

轴承的外传负荷通过油膜后再外传至机匣,其工作原理简单地可以看成是一般的液压减振器或缓冲器。轴承在转子不平衡力作用下,外环向不平衡力作用的方向移动挤压油膜,在液体动力的作用下,外环的移动受到阻碍,同时滑油吸收了外环运动的能量也即振动能量的大部分,从而使传到机匣的振动值大大降低。另外,采用挤压油膜后,还改变了转子的支承刚性。

Cooper的研究成果很快用在发动机上,当时罗·罗公司研制的用于军用飞机的康维发动机,将被旅客机采用,这时,要求降低发动机的振动,以提高发动机与飞机的寿命以及为旅客提供一种低振动的舒适环境。

为此,将高压涡轮轴承外环与机匣安装套筒间通以滑油形成挤压油膜,发动机工作时振动明显下降,在80%高压转速下,发动机振幅由0.13mm降为0.0465mm,降低了64%。由于这种降低振动的措施,减振效果好,结构简单,所以很快被一些发动机采用。

首先,罗·罗公司在它所研制的发动机以及在役的发动机中采用了挤压油膜。图43即为RB211(1972年投入使用)的滚棒轴承采用挤压油膜的典型结构,图44示出RB211高、中压涡轮轴承处采用挤压油膜以及滑油通路的结构图。

罗·罗公司的另一发动机威派尔原来是一种短寿命、靶机用的发动机,后改为教练机、轻型民用飞机的动力,也采用了挤压油膜来减振,图45示出其压气机前滚珠轴承采用挤压油膜的结构。罗·罗公司与法国国营航空发动机研究制造公司(SNECMA)共同研制的、用于协合式超音速客机的奥林普斯593发动机的全部轴承均用了挤压油膜。

图44、 RB211高、中压涡轮轴承结构

美国也很快将挤压油膜用于发动机中,例如20世纪60年代发展的J69发动机上,轴流转子的后轴承处就采用了挤压油膜,如图46所示。

1969年投产的JT8D发动机在1、6号滚棒轴承处采用挤压油膜也得到了较好的效果,图47、图48分别示出了它的结构与试验结果。由图48可以看出,在发动机各种转速下,均使振幅有较大的降低,特别是在5000r/min时,振幅降低几乎接近100%。

由于挤压油膜中的滑油吸收了振动能量,滑油的温度有所增加,因而使轴承的外环温度增高。在JT8D的试验中,当转子不平衡度为490g·cm,转子转速为8000r/min时,进油温度为93.3 ℃下,油膜阻尼器不起作用时,轴承外环温度为100 ℃,油膜阻尼器起作用时,轴承外环温度为104.4 ℃即是明证。

T64的燃气发生器采用挤压油膜后,在所有工作状态下,发动机运转都较平稳,最佳情况下可使振动减小60% 。另外,T65、T72 等20 世纪60 年代的发动机上也都采用挤压油膜。

20世纪60年代后期到70年代发展的一些发动机,如F100、JT9D、CF6、F101、F404和 CFM56 等却没有采用挤压油膜,20世纪80年代发展的一些发动机又采用了这一技术。

例如普惠公司的 PW2037、PW4000,它与其他公司合作研制的 V2500等上,在5号轴承(低压涡轮后轴承)与3号轴承(高压压气机前轴承)处采用了挤压油膜,图49即为 PW4000的 5号轴承处采用挤压油膜的结构图。

图49、 PW4000低压涡轮后支点

CFM56发动机是20世纪70年代后期发展的发动机,原设计中没有采用挤压油膜,但在1989年中,在5号轴承(低压涡轮后轴承)处改用了挤压油膜,不仅新生产的发动机改装,且已在外场使用的发动机也需改装。

1989年定型的、由罗·罗公司与法国透博梅卡(Turbomeca)公司联合研制的RTM322涡轴发动机,燃气发生器与动力涡轮中各有两个轴承采用挤压油膜。

GE 公司为新一代大型双发客机波音777 研制的,于1995年2 月取得适航证的 GE90 发动机,高压涡轮后轴承如图50所示、低压涡轮后轴承如图51所示以及高压压气机前滚棒轴承(与滚珠轴承并列使用,见如图52所示)均采用了挤压油膜。

罗·罗公司研制的军用发动机 RB199的低压涡轮前滚珠轴承如图53所示及中压压气机后滚珠轴承如图54所示也都采用了挤压油膜。

苏制Д36的三转子高涵道比涡扇发动机为苏联发展三转子涡扇发动机Д18T所做的技术验证机,在完成技术验证工作后将它改进发展成为用于雅克42客机的发动机。

在 Д36发动机的三个转子上,共有六个支点,其中,风扇后滚珠轴承,高压涡轮、中压涡轮和低压涡轮的滚棒轴承上都采用了挤压油膜,高、中压压气机前滚珠轴承则采用了带挤压油膜的弹性支座,也即 Д36发动机全部轴承都采取了减振措施。图55、图56分别示出了 Д36中压压气机、高压压气机滚珠轴承支承结构。