本发明属于离心压气机，具体涉及一种航空发动机扩压器支承集成系统。
背景技术：
1、对于中小型航空发动机离心压气机，离心叶轮出口一般会设置扩压器，将离心叶轮出口的高速气流进行减速扩压，将流体的动能转化为压力能，并将气流方案由径向过渡为轴向，输送到燃烧室与燃油掺混燃烧。扩压器包括管式扩压器或者叶片式扩压器，叶片式扩压器由径向扩压器与轴向扩压器组成，通过叶片之间的扩张通道对流体进行减速扩压。叶片式扩压器一般包括腹版、叶片和盖板。
2、目前，叶片式扩压器通常采用分体设计，焊接成型，一般不作为承力机匣，焊接成型的扩压器通过安装法兰连接到承力机匣上。在离心叶轮后侧通常也会设置一支点，但由于该支点靠近燃烧室，温度以及压力载荷均比较高，该支点的支承结构设计比较复杂，一般采用焊接成型或铸造与焊接结合的成型工艺，并通过安装法兰与其他承力机匣连接，将转子的支承力传递出去。
3、然而，这种结构的扩压器在加工焊接过程中焊渣不易清理，影响扩压器通道的光整度，从而导致增加气体的流动损失；而且在焊接过程中存在焊接不劳的情况，导致叶片出现振动裂纹的隐患；为了控制焊接过程中的热变形，一般采用真空钎焊，结构强度较弱，不能作为承力机匣。现有的分体式扩压器支承结构复杂，体积大，安装维护困难。
4、基于以上内容，本发明提供一种结构简单，安装维护方便，效率高的航空发动机扩压器支承集成系统，将扩压器与支承系统集成设计，提高了结构的紧凑型和可靠性，极大节约制造成本和发动机的整体重量。
技术实现思路
1、本发明的目的针对现有技术存在的问题，提供一种航空发动机扩压器支承集成系统，将径向扩压器、轴向扩压器以及轴承支承结构集成设计，采用整体铸造成型和精密机加工艺，极大的降低了系统的复杂程度和加工成本，并提高了系统的可靠性和易维护性，为航空发动机离心压气机扩压器及后轴承支承提供了一种新的解决方案。
2、为了实现以上技术目的，本发明采用以下技术方案：
3、本发明提供一种航空发动机扩压器支承集成系统，包括扩压器支承机匣、弹性支承和后封严件；所述扩压器支承机匣的一侧为叶轮背腔，弹性支承和后封严件分布在扩压器支承机匣的另一侧；所述弹性支承与扩压器支承机匣固定连接，弹性支承设置有轴承安装面，与轴承连接，用于支承叶轮转子，叶轮转子的支承力通过轴承作用到弹性支承上，依次传递到扩压器支承机匣以及与扩压器支承机匣连接的其他承力机匣上；所述后封严件与扩压器支承机匣固定连接，为叶轮转子提供封闭环境。
4、进一步的，所述扩压器支承机匣包括一体成型的上腹板和下腹板；所述上腹板截面呈倒l型，包括相互垂直的内环板和外环板；所述内环板朝向叶轮背腔的一侧设置有若干沿径向延伸且均匀分布的第一叶片；所述外环板外侧设置有若干轴向均匀分布的第二叶片；所述下腹板截面呈“人”字型，包括下腹环板、第一支板和第二支板；所述第一支板的端部设置有第一安装面，第一安装面与弹性支承、后封严件连接；所述第二支板的端部设置有第一静子封严件，通过第一静子封严件与叶轮转子组件密封连接。
5、进一步的，所述弹性支承包括环形安装件和安装边；所述环形安装件的截面呈u型，包括同心分布的第一环形件和第二环形件，第一环形件和第二环形件通过连接件呈一体结构；所述安装边与第一环形件固定连接；所述安装边与下腹板的第一安装面固定连接；所述第二环形件朝向第一环形件的一侧侧面为外环安装面，与后封严件连接；所述第二环形件背向第一环形件的一侧侧面为内环安装面，与叶轮转子的轴承固定连接。
6、进一步的，所述后封严件包括固定件、第二静子封严件和第三静子封严件；所述固定件设置有后封严件安装面，后封严件安装面与弹性支承的安装边固定连接，后封严件通过后封严件安装面、安装边与扩压器支承机匣固定连接；所述第二静子封严件和第三静子封严件分别与固定件连接；第一静子封严件、第二静子封严件和第三静子封严件分别与叶轮转子上的篦齿形成密封结构；所述第一静子封严件和第二静子封严件将后封严件分隔成第二腔室，第二腔室为滑油腔，所述固定件内设置有供油腔和回油槽，滑油通过供油腔进入第二腔室，并通过回油槽流出；所述第二静子封严件和第三静子封严件将后封严件分隔成第一腔室，所述固定件内设置有空心腔，空心腔与叶轮背腔连通，所述第一腔室与空心腔连通；叶轮背腔高压气体通过空心腔进入第一腔室并形成高压区，通过第二静子封严件形成气封，防止第二腔室的滑油泄漏到第一腔室；所述第一静子封严件分布在叶轮背腔，叶轮背腔高压气体通过第一静子封严件形成气封，防止第二腔室的滑油泄漏到叶轮背腔。
7、进一步的，所述后封严件还包括内环安装件；所述内环安装件与固定件固定连接，内环安装件内侧设置第二安装面，第二安装面分布在外环安装面与内环安装面之间，且第二安装面与外环安装面之间设置有缝隙。
8、进一步的，所述第二腔室内设置有第一滑油喷嘴，第二安装面处设置有第二滑油喷嘴；所述供油腔与两股滑油管路连接，两股滑油管路分别与第一滑油喷嘴、第二滑油喷嘴连接，通过第一滑油喷嘴将滑油直接喷向转子轴承，通过第二滑油喷嘴使滑油流到弹性支承的外环安装面和后封严件的第二安装面之间的缝隙，充满滑油的油膜缝隙，能够较好吸收转子运转中的振动能量，起到一定的减振作用。
9、进一步的，所述空心腔与叶轮背腔通过气体流通装置连通；所述气体流通装置包括若干组通气管道，通气管道设置在扩压器支承机匣上，所述通气管道一端与叶轮背腔连通，另一端与后封严件的空心腔连通。
10、进一步的，所述供油腔通过供油组件与外部滑油供应设备连接；所述供油组件包括供油管和供油通道，所述供油管沿着扩压器支承机匣径向分布，供油管的一端穿过扩压器支承机匣与外部滑油供应设备连接，供油管的另一端与供油通道的一端连通，供油通道的另一端与后封严件的供油腔连通；所述回油槽通过回油组件与外部滑油回收设备连接；所述回油组件包括回油管和回油通道，所述回油管沿着扩压器支承机匣径向分布，回油管的一端穿过扩压器支承机匣与外部滑油回收设备连接，回油管的另一端与回油通道的一端连通，回油通道的另一端与后封严件的回油槽连通。
11、进一步的，所述扩压器支承机匣还设置有盖板和轴扩外环；所述盖板包括盖板腹板，盖板腹板顶部设置有盖板安装边；所述轴扩外环包括轴扩外环腹板和与其固定连接的第一轴扩外环安装边和第二轴扩外环安装边；所述盖板腹板与第一叶片连接，轴扩外环腹板与第二叶片连接，且盖板安装边与第一轴扩外环安装边连接，第二轴扩外环安装边与其他承力机匣连接；所述盖板腹板与上腹板、第一叶片形成若干径向闭合通道，对离心叶轮出口气流减速扩压；所述轴扩外环腹板与上腹板、第二叶片形成若干轴向闭合通道，将径向气流变为轴向气流，并进一步对气流减速扩压。
12、进一步的，所述第二叶片包括若干组薄叶片和两组厚叶片；所述两组厚叶片均为空心叶片，内部分别设置有第一通孔，所述轴扩外环上设置有两组与第一通孔位置、规格适配的第二通孔；所述轴扩外环的外侧面设置有进油管安装凸台和回油管安装凸台，分别与两组第二通孔位置对应；所述供油管和回油管分别依次穿过两组第一通孔和第二通孔，与进油管安装凸台和回油管安装凸台连接。
13、进一步的，所述上腹板背向叶轮背腔的一侧设置有若干组沿径向分布的第一肋条，若干组第一肋条周向均匀分布，用于加强上腹板的刚度和强度，起到承力机匣的作用；所述下腹板背向叶轮背腔的一侧设置有若干组沿径向分布的第二肋条，若干组第二肋条周向均匀分布，用于加强下腹板的强度和刚度。
14、进一步的，所述弹性支承的第一环形件设置有若干组平行分布的弹性支承肋条，弹性支承可以通过调整弹性支承肋条的数量、长度、宽度和厚度调整弹性支承的刚度，以满足转子动力学对该支点刚度需要。
15、进一步的，所述安装边与第一环形件的连接部设置有第一u型槽，第一u型槽内设置第一o型密封圈，防止第二腔室的滑油通过安装边泄漏。
16、进一步的，所述内环安装件和固定件之间设置有第二u型槽，第二u型槽内设置第二o型密封圈，防止第二腔室的滑油通过后封严件安装面泄漏。
17、进一步的，所述供油管与进油管安装凸台的连接界面设置有第一c型金属封严环，所述回油管与回油管安装凸台的连接界面设置有第二c型金属封严环，防止滑油泄漏。
18、进一步的，所述供油管与供油通道通过第三o型密封圈进行封严，所述回油管与回油通道通过第四o型密封圈进行封严，防止滑油泄漏。
19、进一步的，所述供油通道与供油腔之间设置有转接管，所述转接管为空心圆柱结构，用于连通供油通道与供油腔；所述转接管与扩压器支承机匣、后封严件通过三组第五o型密封圈进行密封，防止滑油泄漏。
20、有益效果
21、与现有技术相比，本发明的技术方案具有以下有益效果：
22、(1)本发明扩压器支承集成系统，将弹性支承与扩压器支承机匣集成为一体，叶轮转子的支承力可通过轴承作用到弹性支承上，并依次传递至下腹板、上腹板、薄叶片/厚叶片和轴扩外环，最后通过轴扩外环的第一轴扩外环安装边和第二轴扩外环安装边传递给发动其他承力机匣，从而实现支承作用。
23、(2)本发明提供的集成扩压器的离心压气机支承，由于扩压器与支承体一体设计，整体铸造成型，使得整个结构更加紧凑，减小了装置的体积，极大降低了系统的复杂程度和发动机的整体重量，零件批产成本低，材料率用率高。
24、(3)相比于焊接式扩压器，本发明避免了焊缝处产生振动裂纹的隐患。
1.一种航空发动机扩压器支承集成系统，其特征在于，
2.根据权利要求1所述的航空发动机扩压器支承集成系统，其特征在于，
3.根据权利要求2所述的航空发动机扩压器支承集成系统，其特征在于，
4.根据权利要求3所述的航空发动机扩压器支承集成系统，其特征在于，
5.根据权利要求4所述的航空发动机扩压器支承集成系统，其特征在于，
6.根据权利要求5所述的航空发动机扩压器支承集成系统，其特征在于，
7.根据权利要求4所述的航空发动机扩压器支承集成系统，其特征在于，
8.根据权利要求4所述的航空发动机扩压器支承集成系统，其特征在于，
9.根据权利要求8所述的航空发动机扩压器支承集成系统，其特征在于，
10.根据权利要求9所述的航空发动机扩压器支承集成系统，其特征在于，
