航空發動機軸承支撐結構、航空發動機軸承和航空發動機的製作方法

2024-04-12 20:06:05 2

1.本發明涉及航空發動機技術領域，尤其涉及一種航空發動機軸承支撐結構、航空發動機軸承和航空發動機。


背景技術：

2.渦扇航空發動機主要包含風扇、壓氣機、燃燒室和渦輪等部件，其核心機部分位於風扇下遊。燃氣渦輪發動機核心機包括壓氣機、燃燒室、渦輪和排氣段，並且位於迴轉型機匣內。就雙轉子航空發動機而言，其壓縮機部分包含風扇增壓級及高壓壓氣機，渦輪部分包括與高壓壓氣機同軸的高壓渦輪以及與風扇同軸的低壓渦輪，一般將連接高壓壓氣機和高壓渦輪的軸稱為高壓軸，將連接風扇和低壓渦輪的軸稱為低壓軸。
3.一般，風扇上的空氣至少一部分進入內涵道，此部分空氣經過風扇增壓級、高壓壓氣機逐級壓縮，直至到達燃燒室。燃料在燃燒室內與壓縮空氣混合且燃燒，高溫燃燒氣體從燃燒室進入到高壓渦輪並穿過低壓渦輪，以驅動高壓渦輪和低壓渦輪旋轉，然後各自繼而經高壓軸及低壓軸驅動高壓壓氣機和風扇。最後燃燒的氣體經尾噴口排出。
4.在航空發動機正常工作期間，高壓轉子與低壓轉子均由滾動軸承支撐，為了調節轉子臨界轉速避開共振區並且降低振幅，軸承外環常常與彈性支承相連，具有較低的剛度，並且與擠壓油膜阻尼器組合使用。尤其是用於支承高壓轉子止推軸承的彈支需要承載幾噸甚至十幾噸的軸向力。
5.航空發動機支點結構一般包括鼠籠式彈性支承、主軸軸承和擠壓油膜阻尼器。其中，鼠籠式彈性支承可以直接影響轉子的支撐剛度，擠壓油膜阻尼器為支點提供一定的阻尼，選擇合適的支撐剛度與阻尼參數，可有效調節轉子的臨界轉速，明顯降低轉子振幅，降低轉子應變能；從而保證航空發動機轉子長時間穩定運轉。
6.航空發動機主軸承支撐發動機轉子高速運轉，同時傳遞氣體軸向力及徑向力，是關係到發動機安全的關鍵部件。其中，軸向力指的是發動機主軸軸承受到的沿發動機軸向方向的載荷，徑向力指的是發動機主軸承受到的沿徑向方向的載荷。
7.主軸承一般安裝在與彈性支承結構上，由於發動機轉子轉速高，工況複雜，對於發動機主軸軸承中的球軸承，主要承受支點載荷，一方面，軸向載荷過大，會導致軸承接觸應力大於許用值，使軸承壽命降低；另一方面，軸向力過小，徑向載荷過大，將導致球軸承滾動體在工作過程中內圈和外圈的接觸角相差較大，使滾動體旋滾比增大，並且增加球漂移量，甚至產生三點接觸。高速主軸承長時間在上述工況下運轉，軸承壽命將急劇下降，難以滿足民用航空發動機主軸軸承幾萬小時壽命的要求。
8.航空發動機的發動機轉子支點的軸載荷及徑向載荷直接影響轉子支撐軸承及其他相關承力部件的壽命和強度可靠性，因此需要在發動機各個工作狀態精確測量支點載荷，為軸承等部件設計提供強度和壽命設計依據和輸入條件。目前，相關技術中測量支點載荷的方法都比較複雜，而且誤差較大。
9.需要說明的是，公開於本發明背景技術部分的信息僅僅旨在增加對本發明的總體
背景的理解，而不應當被視為承認或以任何形式暗示該信息構成已為本領域技術人員所公知的現有技術。


技術實現要素：

10.本發明實施例提供一種航空發動機軸承支撐結構、航空發動機軸承和航空發動機，可以方便測量軸承受到的載荷，有利於提高測量的精確度。
11.根據本發明的第一方面，提供一種航空發動機軸承支撐結構，包括環形的支撐件，支撐件包括：
12.連接段；
13.第一支撐段，設有多個沿周向布置的第一通孔，相鄰兩個第一通孔之間形成沿支撐件的軸線方向延伸的第一籠條；和
14.第二支撐段，設有多個沿周向布置的第二通孔，相鄰兩個第二通孔之間形成沿支撐件的軸線方向延伸的第二籠條；
15.其中，在支撐件的軸線方向上第一支撐段位於連接段和第二支撐段之間，且在支撐件的周向方向上第一籠條和第二籠條相互錯開。
16.在一些實施例中，第二籠條設置於兩個第一籠條之間，兩個第二籠條之間設有兩個第一籠條。
17.在一些實施例中，第一通孔呈方形，第一通孔的靠近第二支撐段的一側的邊角包括圓角。
18.在一些實施例中，第二通孔呈長條形，第二通孔的長度方向為支撐環的周向方向，第二通孔的沿周向方向的兩端分別包括圓弧過渡區。
19.在一些實施例中，航空發動機軸承支撐結構還包括設置於第一籠條的第一應變片，第一應變片被配置為檢測軸承所受到的徑向載荷。
20.在一些實施例中，第一應變片設置於第一籠條的靠近連接段的端部，且位於第一籠條的遠離支撐件的中心的外側表面上。
21.在一些實施例中，航空發動機軸承支撐結構還包括第二應變片，第二應變片被配置為檢測軸承所受到的軸向載荷。
22.在一些實施例中，第二應變片設置於第二通孔的靠近第一支撐段的側壁上，且位於第二通孔的沿支撐環的周向方向的中間位置；或者第二應變片設置於第一通孔的靠近第二支撐段的側壁上，且位於第一通孔的沿支撐環的周向方向的中間位置。
23.在一些實施例中，第一籠條的沿支撐環的徑向方向的截面面積沿支撐環的軸線方向是變化的；和/或，第二籠條的沿支撐環的徑向方向的截面面積沿支撐環的軸線方向是變化的。
24.在一些實施例中，第一籠條包括靠近連接段的第一段、靠近第二支撐段的第二段以及連接於第一段和第二段之間的第三段，第一段的沿支撐環的徑向方向的截面面積和第二段的沿支撐環的徑向方向的截面面積均大於第三段的沿支撐環的徑向方向的截面面積。
25.在一些實施例中，第一籠條的沿支撐環的徑向方向的截面面積沿支撐環的軸線方向自連接段向第二支撐段先逐漸減小再逐漸增大。
26.根據本發明的第二方面，提供一種航空發動機軸承，包括軸承本體和上述的航空
發動機軸承支撐結構，軸承支撐結構與軸承本體連接。
27.在一些實施例中，軸承支撐結構與軸承本體一體成型。
28.根據本發明的第三方面，提供一種航空發動機，包括上述的航空發動機軸承支撐結構或者上述的航空發動機軸承。
29.基於上述技術方案，本發明提供的軸承支撐結構實施例包括兩個支撐段，並且每個支撐段上均設有通孔並形成籠條，為測量支點載荷提供了結構基礎，便於同時實現對軸向載荷和徑向載荷的測量，並且測量點可以設置於軸承支撐結構上，不需要增加新的支撐結構，因此不會影響發動機轉子的間隙，也有利於提高測量的精確性。
附圖說明
30.此處所說明的附圖用來提供對本發明的進一步理解，構成本發明的一部分，本發明的示意性實施例及其說明用於解釋本發明，並不構成對本發明的不當限定。在附圖中：
31.圖1為本發明航空發動機一個實施例的結構示意圖。
32.圖2為本發明航空發動機一個實施例的局部結構示意圖。
33.圖3為相關技術中測量軸承所承受載荷的結構示意圖。
34.圖4為相關技術中測力環的結構示意圖。
35.圖5為本發明航空發動機軸承支撐結構一個實施例的結構示意圖。
36.圖6為本發明航空發動機軸承支撐結構一個實施例的內部剖視圖。
37.圖7為本發明航空發動機軸承支撐結構一個實施例的側面視圖。
38.圖8為圖7中標號p所示部分的放大圖。
39.圖9為本發明航空發動機軸承支撐結構一個實施例的部分結構示意圖。
40.圖10為本發明航空發動機軸承支撐結構一個實施例在測量軸承所承受載荷時的結構示意圖。
41.圖11為本發明航空發動機軸承支撐結構一個實施例在軸向力測試時可實現的等彎矩示意圖。
42.圖12為本發明航空發動機軸承支撐結構一個實施例在載荷測試時的標定曲線示意圖。
43.圖13為本發明航空發動機軸承一個實施例的結構示意圖。
44.圖中：
45.1、風扇；2、低壓壓氣機；3、中介機匣；4、第一支點；5、第二支點；6、第三支點；7、燃燒室；8、第四支點；9、第五支點；10、後機匣；11、低壓轉子軸；12、低壓渦輪；13、高壓渦輪；14、高壓轉子軸；15、高壓壓氣機；16、傳動系統；17、安裝邊；18、支板；19a、支撐結構；19、第一支撐結構；20、第二支撐結構；21、密封圈；22、滾子軸承；23、軸承外環；24、滾動體；25、保持架；26、軸承內環；271、軸承右半內環；272、軸承左半內環；28、滾動體；29、保持架；30、滾珠軸承；31、轉軸；32、軸承外環；33、壓緊螺母；34、螺栓；35、測力環；350、測力環本體；351、第一凸臺；352、第二凸臺；353、防轉凹槽；
46.40、連接段；50、第一支撐段；51、第一通孔；52、第一籠條；53、圓角；60、第二支撐段；61、第二通孔；62、第二籠條；63、圓弧過渡區；70、第一應變片；80、第二應變片；90、彈性段；
47.101、軸向端面；102、臺肩；103、螺紋孔；104、容納段；
48.111、軸承內環；112、滾動體；113、保持架；114、軸承外環；
49.121、線纜；122、熱電偶。
具體實施方式
50.下面將結合本發明實施例中的附圖，對實施例中的技術方案進行清楚、完整地描述。顯然，所描述的實施例僅僅是本發明的一部分實施例，而不是全部的實施例。基於本發明的實施例，本領域普通技術人員在沒有做出創造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬於本發明保護的範圍。
51.在本發明的描述中，需要理解的是，術語「中心」、「橫向」、「縱向」、「前」、「後」、「左」、「右」、「上」、「下」、「豎直」、「水平」、「頂」、「底」、「內」、「外」等指示的方位或位置關係為基於附圖所示的方位或位置關係，僅是為了便於描述本發明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本發明保護範圍的限制。
52.發明人經過研究發現，目前，在相關技術中，對於航空發動機支點的軸向載荷的測試，可以通過測量發動機各腔室腔壓，利用氣動計算公式計算得到，該方法受限於腔壓測試的準確性和實時性，要求測點布置合理，測點數目合適，傳感器可靠，並且計算公式準確。根據以往經驗，通過氣動參數計算轉子軸向載荷的方法受多種不確定因素影響，往往與實際載荷有較大偏差，尤其在軸向力換向或者軸向力偏小的情況，該方法誤差較大，無法避免軸承打滑以及防止頻繁換向造成的軸承損傷。
53.另外，還有一種測量軸向端面載荷的方法，需要設計一種專用的彈性測力環，如圖3和圖4所示，測力環35設置於軸承外環和支撐結構19a之間，測力環35包括測力環本體350、分別設置於測力環本體350的兩端面並且錯開布置的第一凸臺351和第二凸臺352，測力環本體350的側面設有防轉凹槽353。測力環35的一端緊靠軸承外環的端面，另一端壓在支撐結構19a的擋肩上，通過此種方式傳遞軸向力。該測試方法為了避免軸承外環通過摩擦力直接將軸向力傳遞給支撐結構19a，通常還需要將測力環35通過壓緊螺母33安裝在測試軸承的外圈上，這種軸向螺母壓緊方式，會使測力環產生初始預緊力，降低軸向力測量精度，尤其針對較小軸向力的情況，會產生較大的測試誤差。而且，通過設置測力環35，在軸承外環與支撐結構19a之間會產生較大的間隙，該間隙不利於轉子的穩定性，有可能導致轉子振動過大，或者轉靜子碰磨。另外，軸承外環與支撐結構19a之間的間隙還會導致軸承外環表面產生微動磨損，長時間試驗時，易造成滑油光譜超標，導致試驗無法進行。此外，該種形式的支撐結構19a在使用過程中為了保證實際使用時與標定時狀態一致，要求連接軸承外環的壓緊螺母33具有較小的預緊力，加之測力環35的兩側端面不平行，軸承外環極易發生偏斜，導致保持架引導面磨損或軸承接觸痕跡不穩定，軸承接觸角變化太大，降低軸承壽命。還有一點，採用測力環進行軸向力測試時，為了測試兩個方向的軸向力，必須在軸承兩側分別設置一個測力環，大大增加了結構的複雜性，並且需要增加額外的軸向空間。而且，測力環由於具有上述局限性，只適用於地面測試，無法適應航空發動機飛行測試的可靠性要求。
54.基於以上研究，發明人對支撐於機匣和軸承之間的支撐結構進行了改進。
55.如圖5所示，在本發明提供的航空發動機軸承支撐結構的一些實施例中，軸承支撐
結構包括環形的支撐件，支撐件包括連接段40、第一支撐段50和第二支撐段60，在支撐件的軸線方向上第一支撐段50位於連接段40和第二支撐段60之間，第一支撐段50設有多個沿周向布置的第一通孔51，相鄰兩個第一通孔51之間形成沿支撐件的軸線方向延伸的第一籠條52，第二支撐段60設有多個沿周向布置的第二通孔61，相鄰兩個第二通孔61之間形成沿支撐件的軸線方向延伸的第二籠條62，在支撐件的周向方向上第一籠條52和第二籠條62相互錯開。
56.在本發明提供的軸承支撐結構實施例中，支撐結構包括兩個支撐段，並且每個支撐段上均設有通孔並形成籠條，為測量支點載荷提供了結構基礎，便於同時實現對軸向載荷和徑向載荷的測量，並且測量點可以設置於軸承支撐結構上，不需要增加新的支撐結構，因此不會影響發動機轉子的間隙，也有利於提高測量的精確性。
57.在航空發動機驗證階段，調節轉子軸向力，獲取準確的軸承軸向載荷與徑向載荷，對於軸承載荷的監測具有重要意義，為主軸承壽命測試提供關鍵數據支撐。
58.在一些實施例中，多個第一籠條52沿支撐件的周向方向均勻布置，多個第二籠條62沿支撐件的周向方向均勻布置。
59.在一些實施例中，第一籠條52的數量和第二籠條62的數量之比可以為1:2、1:1或者2:1等。
60.在一些實施例中，第二籠條62設置於兩個第一籠條52之間，兩個第二籠條62之間設有兩個第一籠條52。這種布置方式既可以有效保證支撐結構具有良好的支撐作用，又可以便於支點載荷的測量。
61.在一些實施例中，第一通孔51呈方形，第一通孔51的靠近第二支撐段60的一側的邊角包括圓角53。通過設置圓角53，可以減小第一支撐段50的應力集中，優化支撐件的受力情況，有利於提高支撐件的穩定性能。
62.在一些實施例中，第二通孔61呈長條形，第二通孔61的長度方向為支撐環的周向方向，第二通孔61的沿周向方向的兩端分別包括圓弧過渡區63。
63.通過設置圓弧過渡區63，可以避免第二支撐段60出現應力集中，優化支撐件的受力情況，提高支撐件的穩定性。
64.在一些實施例中，航空發動機軸承支撐結構還包括設置於第一籠條52的第一應變片70，第一應變片70被配置為檢測軸承所受到的徑向載荷。
65.在一些實施例中，第一應變片70設置於第一籠條52的靠近連接段40的端部，且位於第一籠條52的遠離支撐件的中心的外側表面上。
66.第一籠條52的靠近連接段40的端部的徑向應變最大，將第一應變片70設置於該位置，可以更加準確地測量徑向載荷，提高測量準確性。
67.在一些實施例中，航空發動機軸承支撐結構還包括設置於第二通孔61的側壁的第二應變片80，第二應變片80被配置為檢測軸承所受到的軸向載荷。
68.在一些實施例中，第二應變片80設置於第二通孔61的靠近第一支撐段50的側壁上，且位於第二通孔61的沿支撐環的周向方向的中間位置；或者第二應變片80設置於第一通孔51的靠近第二支撐段60的側壁上，且位於第一通孔51的沿支撐環的周向方向的中間位置。
69.在第一通孔51和第二通孔61之間形成了環形的支撐條，該支撐條的軸向應變最
大，因此將第二應變片80設置於該支撐條的兩側面，均可以獲得較高的測量精度。
70.在一些實施例中，第一籠條52的沿支撐環的徑向方向的截面面積沿支撐環的軸線方向是變化的；和/或，第二籠條62的沿支撐環的徑向方向的截面面積沿支撐環的軸線方向是變化的。將第一籠條52或第二籠條62的截面面積設置為可變，可以實現其所受到的軸向力和徑向力大小在不同位置具有不同大小的目的，從而可以根據測量需要選擇便於測量的位置，避免因受力太小而增大測量誤差，有效提高測量的精確度。
71.在一些實施例中，第一籠條52包括靠近連接段40的第一段、靠近第二支撐段60的第二段以及連接於第一段和第二段之間的第三段，第一段的沿支撐環的徑向方向的截面面積和第二段的沿支撐環的徑向方向的截面面積均大於第三段的沿支撐環的徑向方向的截面面積。
72.在一些實施例中，第一籠條52的沿支撐環的徑向方向的截面面積沿支撐環的軸線方向自連接段40向第二支撐段60先逐漸減小再逐漸增大。
73.本發明提供的航空發動機軸承支撐結構實施例可以設置在機匣和軸承之間。
74.本發明還提供了一種航空發動機軸承，包括軸承本體和上述的航空發動機軸承支撐結構，軸承支撐結構與軸承本體連接。
75.在一些實施例中，軸承支撐結構與軸承本體一體成型。
76.如圖13所示，軸承支撐結構與軸承本體一體成型。軸承本體包括軸承內環111、軸承外環114、安裝在軸承內環111和軸承外環114之間的保持架113以及安裝在保持架113上的滾動體112。軸承本體沿軸承支撐結構的軸向連接於第二支撐段60的遠離第一支撐段50的一側。這種將軸承支撐結構和軸承本體一體製造、一體成型的結構，有利於簡化安裝步驟，提高安裝效率。
77.本發明還提供了一種航空發動機，該航空發動機包括上述的航空發動機軸承支撐結構或者上述的航空發動機軸承。
78.下面結合附圖1至13對本發明航空發動機軸承支撐結構一個實施例的結構進行說明：
79.如圖1所示，為航空發動機主要部件的示意性截面視圖，其提供了人們期望找到本公開內容的示例性實施例的典型環境。更具體而言，對於圖1的實施例，航空發動機為燃氣渦輪發動機，具體稱為渦扇發動機，其主要推力來源於風扇1，通常包含低壓壓氣機2、中介機匣3和後機匣10，低壓壓氣機2的下遊為高壓壓氣機15，高壓壓氣機出口為燃燒室7，燃燒室7的下遊為高壓渦輪13，高壓渦輪13後接低壓渦輪12，連接高壓壓氣機15與高壓渦輪13的軸為高壓轉子軸14，連接低壓壓氣機2與低壓渦輪12的軸為低壓轉子軸11。中介機匣3與傳動系統16連接。轉子軸與機匣之間設有第一支點4、第二支點5、第三支點6、第四支點8和第五支點9。
80.應當認識到的是，圖1中所示的示例性渦扇發動機僅是舉例來說的，且在其它示例性實施例中，渦扇發動機可具有任何其它適合的構造。例如，在其它示例性實施例中，風扇1可以以任何其它適合的方式，例如，作為固定間距風扇構造，且還可使用任何其它適合的風扇框架構造支承。此外，還應當認識到的是，在其它示例性實施例中，可使用任何其它適合的高壓壓氣機15和高壓渦輪13構造。還應當認識到的是，在其它示例性實施例中，本公開內容的方面可結合到任何其它適合的燃氣渦輪發動機中。例如，在其它示例性實施例中，本公
開內容的方面例如可併入渦輪軸發動機、渦輪螺旋槳發動機、渦輪核心發動機、渦輪噴氣發動機等，以及用於其它車輛或靜止應用的渦輪發動機。
81.圖2呈現了圖1中標為p1的構件的分解示意性截面視圖。高壓壓氣機15的前承力機匣通過中介機匣的支板18連接外機匣與內機匣，內機匣向內延伸形成支撐轉子的安裝邊17。第一支撐結構19和第二支撐結構20分別通過螺栓34及銷釘固定在安裝邊17上。第一支撐結構19和第二支撐結構20均可以採用本發明提供的軸承支撐結構。滾珠軸承30包含軸承外環32、滾動體28、保持架29、軸承左半內環272和軸承右半內環271。軸承左半內環272和軸承右半內環271是可分離的，且不可旋轉地連接到轉軸31上。滾子軸承22包含軸承外環23、保持架25、滾動體24換熱軸承內環26。滾珠軸承30安裝在第一支撐結構19的內孔處，滾子軸承22的軸承外環23與第二支撐結構20集成一體。第二支撐結構20與機匣之間設有密封圈21。
82.如圖3和圖4所示，為相關技術中採用測力環35對軸承軸向載荷進行測量的示意圖。通過前述分析可知，這種測量方式具有因產生初始預緊力而增大誤差、在軸承外環和支撐結構之間產生間隙而降低轉子穩定性、軸承外環表面會產生磨損、軸承外環容易發生偏斜、增大結構複雜程度等問題。
83.如圖5所示，軸承支撐結構包括環形的支撐件，支撐件包括連接段40、第一支撐段50和第二支撐段60，在支撐件的軸線方向上第一支撐段50位於連接段40和第二支撐段60之間，第一支撐段50設有多個沿周向布置的第一通孔51，相鄰兩個第一通孔51之間形成沿支撐件的軸線方向延伸的第一籠條52，第二支撐段60設有多個沿周向布置的第二通孔61，相鄰兩個第二通孔61之間形成沿支撐件的軸線方向延伸的第二籠條62，在支撐件的周向方向上第一籠條52和第二籠條62相互錯開。
84.連接段40的形狀類似連接法蘭，連接段40自第一支撐段50沿徑向向外延伸。連接段40上設有多個沿周向布置的連接孔。
85.第一通孔51和第二通孔61之間的實體部分形成環形的支撐條。
86.第一通孔51呈長方形形狀，第一通孔51的長度略大於第一通孔51的寬度。第二通孔61呈細長的長條形狀。第一通孔51的開口面積大於第二通孔61的開口面積。
87.第二支撐段60的遠離第一支撐段50的一端的端面形成軸向端面101。
88.如圖6所示，第一支撐段50和第二支撐段60組成形成彈性段90。軸承支撐結構還包括與第二支撐段60連接的連接部和與連接部連接的安裝部，連接部自第二支撐段60沿徑向向內延伸，安裝部自連接部沿軸向向靠近連接段40的方向延伸。連接部位於彈性段90的徑向內側。安裝部包括遠離連接部的螺紋孔103和靠近連接部的容納段104。軸承支撐結構可以通過螺栓穿過螺紋孔103與軸承的外環連接。軸承的主體容納於容納段104內。連接部與安裝部的連接處設有臺肩102，臺肩自連接部沿徑向向內延伸，通過設置臺肩102，可以限制設置於容納段104內部的軸承沿軸向向外運動。
89.如圖7和圖8所示，第一通孔51的四個邊角均為圓角53。第二通孔61的短邊與兩側的長邊連接成弧形形狀，形成圓弧過渡區63。
90.為降低局部應力集中，第一籠條52和第二籠條62的橫截面不限定為等面積矩形，也可為變截面形式。如圖9所示，第一籠條52的沿支撐環的徑向方向的截面面積沿支撐環的軸線方向自連接段40向第二支撐段60先逐漸減小再逐漸增大。第二籠條62為等截面設計。
91.從圖9還可以看出，軸承支撐結構的連接段40、第一支撐段50、第二支撐段60、連接部和安裝部連接形成u型結構。軸承支撐結構的整體為薄壁桶狀結構。
92.本發明提供的軸承支撐結構實施例，通過設置第一籠條52，具有降低徑向剛度的作用。沿周向延伸的支撐條的厚度可增大，支撐條的軸向厚度與徑向厚度可根據測力大小進行調整。第一籠條52和第二籠條62的橫截面設置為變截面，這種結構有利於降低應力，並提高載荷測試精度。
93.參考圖5所示，第一籠條52的徑向外側表面上設有第一應變片70，而且，第一應變片70粘貼於第一籠條52的靠近連接段40的根部。第二通孔61的靠近第一支撐段50的側壁的中間位置設有第二應變片80。這樣可以獲得較大的響應，提高測試精度。
94.參考圖10所示，多個應變片通過線纜121連接測試設備，四個應變片組成一組電橋，為提高測試精度，通常需要設置多組電橋。為了控制溫度變化產生的溫飄，在應變片附近需要粘貼熱電偶122。本發明應變片貼在相對應變較大的籠條表面，並不限定為圖示中的貼片位置，基於本發明軸承支撐結構的其他貼片及測試方法均為本發明保護的內容。
95.在如圖5所示的實施例中，第一籠條52和第二籠條62的個數比為2:1，各自沿周向均勻分布，並且第一籠條52成對地位於第二籠條62的中部，具有相同的間距，該種分布方式具有的有效收益是在第一籠條52上形成等彎矩區域，如圖11所示，進而可將多個應變片粘貼在該位置區間內，同時減小對應應變片貼片操作的精度要求。
96.當測試軸承承受軸向力時，在第一通孔51與第二通孔61之間形成的支撐條會產生微小變形，多個粘貼於該支撐條上的第二應變片80組成電橋接入數據採集系統。在使用之前進行應變—軸向力標定，工作過程中，通過監測應變並將其轉化為電阻變化
△
r，通過應變數據採集系統的供橋電壓u0使電阻變化轉化為電壓變化
△
u。對於採用靈敏度係數為k的應變片，其單組全橋輸入輸出之間的關係式為：
97.ε1＝δu/k1u098.在得到應變ε1後，即可得到ε呈線性關係的負載，如圖12所示。
99.當測試軸承承受徑向力時，在第一籠條52的根部會產生微小變形，多個第一應變片70粘貼於該位置並組成電橋接入數據採集系統。在使用之前進行應變—軸向力標定，工作過程中通過監測應變並將其轉化為電阻變化
△
r，通過應變數據採集系統的供橋電壓u0使電阻變化轉化為電壓變化
△
u。對於採用靈敏度係數為k的應變片，其單組全橋輸入輸出之間的關係式為：
100.ε2＝δu/k2u0101.在得到應變ε2後，即可得到ε呈線性關係的載荷，參考圖12所示。
102.本發明實施例在設計時，通過改變環形的支撐條的厚度及寬度，可以使軸承支撐結構具有不同的測量範圍，根據軸向力大小，在允許的彈性變形範圍內，使該區域儘可能具有較大的變形量，可以增大ε值，從而提高軸向力測試精度。
103.如圖13所示，為軸承本體和軸承支撐結構一體成型的軸承，該軸承在測量軸向載荷和徑向載荷時，其應變片粘貼方式及標定方法與軸承本體和軸承支撐結構相對獨立的實施例相同，這裡不再詳述。
104.本發明實施例通過改變第一支撐段50和第二支撐段60上的鼠籠籠條分布方式，將傳統的只有徑向較小剛度的籠條改進為徑向剛度較強而軸向剛度較弱的彈性段，使籠條在
軸向力的作用下具有一定的形變，通過應變片將應變轉化為電信號，再通過應變—應力標定的方式，最終確定不同應變對應的軸向力及徑向力大小。
105.本發明所提供的軸承支撐結構可同時測量軸承的軸向載荷及徑向載荷，也可單獨測量軸承的軸向載荷或徑向載荷。
106.通過對本發明軸承支撐結構多個實施例的說明，可以看到本發明軸承支撐結構實施例包括連接段和兩段支撐段，兩段支撐段分別設有第一通孔和第二通孔，並形成了第一籠條和第二籠條，在測試軸向力時，應變片可以粘貼於在第一通孔和第二通孔之間形成的周向支撐條的兩側；在測試徑向力時，應變片可以粘貼於第一籠條的根部。相比於傳統測力環形式的軸向力測試方法，本發明提供的支撐結構不需要單獨的彈性環，並且在使用過程中不改變支點徑向間隙，可以滿足發動機彈支疲勞壽命要求；不影響發動機轉子徑向間隙及軸向間隙，可以用於發動機持久試驗及飛行試驗。本發明提供的軸承支撐結構，可以實現軸承外環配合及壓緊力和最終產品一致，消除了由於傳統測力環改裝對轉子定位精度及支撐剛度的影響。本發明實施例通過降低應力可以滿足無限疲勞壽命要求，具有較高的可靠性，適用於長時間地面測試及飛行測試，並且可以直接用於航空發動機產品階段。
107.本發明提供的用於航空發動機的軸承支撐結構，能夠在保持發動機軸承配合以及轉靜子間隙不變的情況下，進行準確的軸承軸向載荷及徑向載荷測試，該支撐結構的工藝簡單，製造成本低。在不改變轉子支撐剛度並且佔用較小的軸向空間的條件下實現軸承載荷的準確測試。
108.上述各個實施例中航空發動機軸承支撐結構所具有的積極技術效果同樣適用於航空發動機軸承和航空發動機，這裡不再贅述。
109.最後應當說明的是：以上實施例僅用以說明本發明的技術方案而非對其限制；儘管參照較佳實施例對本發明進行了詳細的說明，所屬領域的普通技術人員應當理解：在不脫離本發明原理的前提下，依然可以對本發明的具體實施方式進行修改或者對部分技術特徵進行等同替換，這些修改和等同替換均應涵蓋在本發明請求保護的技術方案範圍當中。