[實用新型]航空發動機傳扭機構及航空發動機

有效

• 申請號: 202023154944.4
• 申請日: 2020-12-24
• 公開（公告）號: CN214617699U
• 公開（公告）日: 2021-11-05
• 發明（設計）人: 覃琨;馮金;呂作鵬
• 申請（專利權）人: 中國航發商用航空發動機有限責任公司
• 主分類號: F16H1/28
• 分類號: F16H1/28;F16H57/08
• 代理公司: 中國貿促會專利商標事務所有限公司 11038
• 代理人: 宋少娜

本實用新型涉及一種航空發動機傳扭機構及航空發動機，用于緩解疲勞斷裂的問題。其中，航空發動機傳扭機構包括：中介機匣；齒輪箱，包括行星輪，以及支撐行星輪的行星輪支架；第一支架，連接行星輪支架，第一支架包括第一配合部和連接部，第一配合部為環形，第一配合部的外部周向設有凸臺，連接部的一端連接第一配合部，連接部的第二端向遠離第一配合部的方向延伸，且連接行星輪支架；以及第二支架，設于第一支架遠離行星輪支架的一側，且連接第一支架和中介機匣，第二支架將第一配合部罩設在內，第二支架設有容納凸臺的凹槽。本實用新型通過凸臺與凹槽形成的輔助傳扭結構，能有效限制第二支架的變形程度，緩解第二支架的疲勞斷裂問題。

技術領域

本實用新型涉及航空航天設備領域，尤其涉及一種航空發動機傳扭機構及航空發動機。

背景技術

風扇驅動齒輪箱中的行星架與中介機匣通過傳扭機構連接，該傳扭機構通常采用傳扭支架和柔性支撐支架將風扇驅動齒輪箱連接在中介機匣上。傳扭支架和柔性支撐支架之間通常采用鉸制孔螺栓連接并起到傳扭作用。為滿足整機剛度匹配設計及風扇驅動齒輪箱與整機的隔振需求，柔性支撐支架的軸向、徑向及角向剛度一般較弱，柔性支撐支架一般設計為薄壁結構，導致在大扭矩工況下，風扇驅動齒輪箱整體位移非常大。在較大的變形情況下，柔性支撐支架薄壁部分應力過大容易疲勞斷裂，因此，對柔性支撐支架材料和設計提出了很高的要求，對齒輪箱的油路設計也帶來了很大的困難。

發明內容

本實用新型的一些實施例提出一種航空發動機傳扭機構及航空發動機，用于緩解疲勞斷裂的問題。

本實用新型的一些實施例提供了一種航空發動機傳扭機構，其包括：

中介機匣；

齒輪箱，包括行星輪，以及支撐所述行星輪的行星輪支架；

第一支架，連接所述行星輪支架，所述第一支架包括第一配合部和連接部，所述第一配合部為環形，所述第一配合部的外部周向設有凸臺，所述連接部的一端連接所述第一配合部，所述連接部的第二端向遠離所述第一配合部的方向延伸，且連接所述行星輪支架；以及

第二支架，設于所述第一支架遠離所述行星輪支架的一側，且連接所述第一支架和所述中介機匣，所述第二支架將所述第一配合部罩設在內，所述第二支架設有容納所述凸臺的凹槽。

在一些實施例中，所述凹槽的尺寸大于所述凸臺的尺寸，在正常安裝狀態下，所述凸臺與所述凹槽的側壁不接觸，在大扭矩狀態下，所述凸臺與所述凹槽的側壁接觸。

在一些實施例中，

所述凸臺包括多個第一凸臺和多個第二凸臺，每個第一凸臺的兩側分別設有一第二凸臺；

所述凹槽包括多個第一凹槽和多個第二凹槽，所述第一凹槽容納所述第一凸臺，所述第二凹槽容納所述第二凸臺；

所述第二凹槽的一側設有第三凹槽，所述第二凸臺被配置為首先進入所述第三凹槽，后隨所述第一支架的轉動位于所述第二凹槽，所述第一凹槽允許所述第一凸臺在其內沿所述第一支架的轉動方向移動的距離大于所述第二凸臺的移動距離。

在一些實施例中，所述第一配合部包括第一安裝面，所述第二支架包括第二安裝面，所述第一安裝面與所述第二安裝面通過連接件連接。

在一些實施例中，所述第二支架包括：

第一安裝部，為環形，所述第二安裝面設于所述第一安裝部；以及

第二配合部，為環形，所述第二配合部連接所述第一安裝部的外緣，且向所述行星輪支架的方向延伸，所述凹槽設于所述第二配合部。

在一些實施例中，所述第二支架還包括：

支撐部，為環形，連接所述第二配合部且向所述行星輪支架的方向延伸；以及