CN103967837A - 航空发动机的压气机离心叶轮 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航空发动机的压气机离心叶轮，包括第一盘和第二盘，第一盘与第二盘叠合形成整体叶轮；第一盘包括第一外环边、第一环体和第一内环边，第一外环边设于第一环体的外边缘，第一内环边设于第一环体的内边缘；第二盘包括第二外环边、第二环体和第二内环边，第二外环边设于第二环体的外边缘，第二内环边设于第二环体的内边缘；第一外环边、第一环体、第一内环边、第二外环边、第二环体和第二内环边围合形成用以减轻低应力区结构自重的内空腔；第一内环边与第二内环边之间设有用以保持第一内环边与第二内环边之间相对间隔距离的限位构造。可有效减轻叶轮轮盘的重量，降低轮盘应力，延长轮盘寿命，双路承力结构能够减小离心叶轮出口的轴向位移，有利于叶尖间隙设计。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机领域，特别地，涉及一种航空发动机的压气机离心叶轮。
背景技术
航空发动机或其他燃气涡轮发动机中主要依靠压气机向燃烧室输送高压气流来实现燃烧室的喷油点火并产生高温高压燃气的功能，而压气机离心叶轮是压气机的主要部件，通过叶轮叶片的转动对气流做功，使气流的压力和温度升高。
现有的叶轮的轮盘大多为一个整体结构，即所谓的单轮盘结构。随着轮盘转速的提高或叶轮半径的增大，叶轮承受的离心载荷增大，此时轮盘需要增加更多材料来承担载荷，由此增加了叶轮的重量，有时甚至无论怎样增大轮盘也无法满足强度要求，造成轮盘使用寿命低，成本增加。
发明内容
本发明目的在于提供一种航空发动机的压气机离心叶轮，以解决现有叶轮轮盘完全依靠叶轮的结构厚度的增加来提高叶轮轮盘承载能力，造成叶轮自重增加同时也仍然无法满足强度要求，造成轮盘使用寿命短的技术问题。
为实现上述目的，本发明采用的技术方案如下：
一种航空发动机的压气机离心叶轮，包括第一盘和第二盘，第一盘与第二盘叠合形成整体叶轮；第一盘包括第一外环边、第一环体和第一内环边，第一外环边设于第一环体的外边缘，第一内环边设于第一环体的内边缘；第二盘包括第二外环边、第二环体和第二内环边，第二外环边设于第二环体的外边缘，第二内环边设于第二环体的内边缘；第一外环边、第一环体、第一内环边、第二外环边、第二环体和第二内环边围合形成用以减轻结构自重的内空腔；第一内环边与第二内环边之间设有用以保持第一内环边与第二内环边之间相对间隔距离的限位构造。
进一步地，限位构造为设于第一外环边与第二外环边之间的隔环、隔槽、隔块、隔板、局部凸起构造中的至少一种。
进一步地，第一内环边、隔环和第二内环边三者构成压气机离心叶轮的轮心，轮心内形成轮心通孔。
进一步地，隔环上开设有用以连通内空腔与轮心通孔的通气孔。
进一步地，隔环的断面形状为上小下大的变截面形状，变截面形状的小尺寸端朝向内空腔，变截面形状的大尺寸端朝向轮心通孔。
进一步地，隔环的断面形状为梯形，梯形的上底朝向内空腔，梯形的下底朝向轮心通孔。
进一步地，第一内环边和/或第二外环边的表面形状与隔环的表面形状相匹配。
进一步地，第一外环边与第二外环边为整体铸造或3D打印成型的一体结构或者第一外环边与第二外环边为焊接连接成整体结构。
进一步地，第一盘和/或第二盘由至少两块弧型板状壳体焊接而成；或者第一盘和/或第二盘由至少两块环状壳体焊接而成；或者第一盘和/或第二盘由至少一块弧型板状壳体和至少一块环状壳体焊接而成。
进一步地，第一盘与第二盘结合部位的外表面构造对应布置。
本发明具有以下有益效果：
本航空发动机的压气机离心叶轮，通过第一盘和第二盘的叠合构成双盘叶轮，形成双路承力结构，使承载力路线分散成两路，使得叶轮的承载能力大幅提高；通过第一盘与第二盘之间围合形成的内空腔减轻低应力区的材料用量，从而降低叶轮的整体自重，提高材料的利用率；由于第一内环边与第二内环边相对布置，通过限位构造保持第一内环边与第二内环边之间的相对距离，能够缓冲由第一外环边和第一环体传递到第一内环边上的荷载以及由第二外环边和第二环体传递到第二内环边上的荷载，通过相对布置的第一内环边和第二内环边能够进行变形应力的汇集并进行应力的相互抵消，通过限位构造可以避免第一内环边与第二内环边直接接触并产生相互作用力，限位构造能够减缓高应力、集中应力对于第一内环边与第二内环边之间结构的影响和破坏，从而降低应力对结构的影响，提高整体叶轮结构的稳定性。可有效减轻叶轮轮盘的重量，降低轮盘应力，延长轮盘寿命。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1是本发明优选实施例的航空发动机的压气机离心叶轮的结构示意图；
图2是本发明优选实施例的压气机离心叶轮的剖面结构示意图；
图3是本发明优选实施例的压气机离心叶轮的焊接结构示意图；
图4是本发明优选实施例的隔环的拼装结构示意图；
图5是本发明优选实施例的航空发动机的压气机离心叶轮的应力分布情况示意图。
图例说明：
1、第一盘；101、第一外环边；102、第一环体；103、第一内环边；2、第二盘；201、第二外环边；202、第二环体；203、第二内环边；3、内空腔；4、限位构造；5、隔环；6、轮心通孔；7、通气孔。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由所限定和覆盖的多种不同方式实施。
图1是本发明优选实施例的航空发动机的压气机离心叶轮的结构示意图；图2是本发明优选实施例的压气机离心叶轮的剖面结构示意图；图3是本发明优选实施例的压气机离心叶轮的焊接结构示意图；图4是本发明优选实施例的隔环的拼装结构示意图；图5是航空发动机的压气机离心叶轮的应力分布情况示意图。
如图1和图2所示，本实施例的航空发动机的压气机离心叶轮，包括第一盘1和第二盘2，第一盘1与第二盘2叠合形成整体叶轮；第一盘1包括第一外环边101、第一环体102和第一内环边103，第一外环边101设于第一环体102的外边缘，第一内环边103设于第一环体102的内边缘；第二盘2包括第二外环边201、第二环体202和第二内环边203，第二外环边201设于第二环体202的外边缘，第二内环边203设于第二环体202的内边缘；第一外环边101、第一环体102、第一内环边103、第二外环边201、第二环体202和第二内环边203围合形成用以减轻结构自重的内空腔3；第一内环边103与第二内环边203之间设有用以保持第一内环边103与第二内环边203之间相对间隔距离的限位构造4。本航空发动机的压气机离心叶轮，通过第一盘1和第二盘2的叠合构成双盘叶轮，形成双路承力结构，使承载力路线分散成两路，使得叶轮的承载能力大幅提高。图5为离心叶轮应力分布情况图，如图5所示，叶轮轮盘并不是所有部位应力度都很高，内部有些部位的应力相对较小，如果采用实心结构会导致材料的利用率不高，结构效率低，导致在很多情况下叶轮应力较高或重量偏重，通过第一盘1与第二盘2之间围合形成的内空腔3，内空腔3刚好处于低应力区，通过内空腔3减轻低应力区的材料用量，从而降低叶轮的整体自重，提高材料的利用率。由于第一内环边103与第二内环边203相对布置，通过限位构造4保持第一内环边103与第二内环边203之间的相对距离，能够缓冲由第一外环边101和第一环体102传递到第一内环边103上的荷载以及由第二外环边201和第二环体202传递到第二内环边203上的荷载，通过相对布置的第一内环边103和第二内环边203能够进行变形应力的汇集并进行应力的相互抵消，通过限位构造4可以避免第一内环边103与第二内环边203直接接触并产生相互作用力，限位构造4能够减缓高应力、集中应力对于第一内环边103与第二内环边203之间结构的影响和破坏，从而降低应力对结构的影响，提高整体叶轮结构的稳定性。可有效减轻轮盘重量，降低轮盘应力，延长轮盘寿命。通过双路承力的结构能够减小离心叶轮出口的轴向位移，从而利于叶尖间隙设计。
如图1和图2所示，本实施例中，限位构造4为设于第一外环边101与第二外环边201之间的隔环5、隔槽、隔块、隔板、局部凸起构造中的至少一种。通过伸缩缝避免第一外环边101与第二外环边201直接接触，第一外环边101与第二外环边201之间相对运动形成一个缓冲带，从而降低第一外环边101与第二外环边201的相互作用力。优选地，伸缩缝为齿形咬合缝。第一外环边101和第二外环边201在做相对运动的时候通过齿形的齿峰、齿谷以及齿峰与齿谷之间的壁体进行作用力的分散，从而保护第一外环边101和第二外环边201的结构不会因为外力而破坏。第一外环边101与第二外环边201之间通过缓冲槽连接，利用缓冲槽的槽壁与槽底之间的折弯结构对第一外环边101与第二外环边201之间的相互作用力进行缓冲，从而保护第一外环边101和第二外环边201的结构不会因为外力而破坏。第一外环边101与第二外环边201之间通过局部凸起构造进行连接，局部凸起构造对于第一外环边101与第二外环边201之间起到局部加强的作用，从而能够抵抗高应力对于结构的破坏。可以采用不同的限位构造4相互结合以满足不同结构的需要。优选地，缓冲结构4为采用伸缩缝断开第一外环边101与第二外环边201连接接触的同时，在伸缩缝的部分段上以缓冲槽或者局部凸起构造对第一外环边101与第二外环边201进行局部的互联。形成多种限位构造相结合的形式，形成多级缓冲结构，使得缓冲效果更好。
如图1和图2所示，本实施例中，伸缩缝采用环形伸缩缝，环形伸缩缝之间设有用以缓冲应力的隔环5。第一内环边103、隔环5和第二内环边203三者构成压气机离心叶轮的轮心，轮心内形成轮心通孔6。通过在环形伸缩缝内夹设隔环5，使得第一外环边101和第二外环边201不会直接接触，在受到第一外环边101与第二外环边201之间的相互作用力时，利用隔环5进行作用力的缓冲并逐步传递，能够轻易将第一外环边101与第二外环边201的相对作用力抵消，从而消除结构应力对结构的影响及破坏。
如图1和图2所示，本实施例中，隔环5上开设有用以连通内空腔3与轮心通孔6的通气孔7。通过设置通气孔7能够增加隔环5的弹性效果，提高隔环5的缓冲作用。同时通气孔7用以连通内空腔3与轮心通孔6，使得内空腔3与轮心通孔6之间气体互通，防止内空腔3变为死腔，避免空气在内空腔3中热胀冷缩造成叶轮的结构形变、内腔负压、内腔高压等副作用。
如图1、图2、图3和图4所示，本实施例中，隔环5的断面形状为上小下大的变截面形状。变截面形状的小尺寸端朝向内空腔3，变截面形状的大尺寸端朝向轮心通孔6。由于隔环5在使用过程中需要与转轴贴合，能够对隔环5起到固定定位的作用，防止在使用过程中隔环5发生偏移或者脱落。同时隔环5还能够起到提高轴向摩擦力的作用，能够有效防止叶轮在运转过程中的轴向位移。优选地，隔环5与第一外环边101和/或第二外环边201的接触接触面与第一外环边101和/或第二外环边201的壁体成45°的夹角。
如图1、图2、图3和图4所示，本实施例中，隔环5的断面形状为梯形，梯形的上底朝向内空腔3，梯形的下底朝向轮心通孔6。由于隔环5在使用过程中需要与转轴贴合，能够对隔环5起到固定定位的作用，防止在使用过程中隔环5发生偏移或者脱落。同时隔环5还能够起到提高轴向摩擦力的作用，能够有效防止叶轮在运转过程中的轴向位移。优选地，隔环5与第一外环边101和/或第二外环边201的部分接触接触面与第一外环边101和/或第二外环边201的壁体成45°的夹角。
如图1、图2、图3和图4所示，本实施例中，第一内环边103和/或第二外环边201的表面形状与隔环5的表面形状相匹配。使得隔环5与第一内环边103和/或第二外环边201贴合得更加紧密，能够直接起到缓冲第一内环边103与第二外环边201之间的相互作用力以及相互应力，不会产生移动冲击带来额外作用力，从而提高结构的稳定性。
如图1、图2和图3所示，本实施例中，第一外环边101与第二外环边201为整体铸造或3D打印成型的一体结构或者第一外环边101与第二外环边201为焊接连接成整体结构。根据结构需要，以及叶轮应用环境以及结构特点，采用不同的成型方式，以最大限度的发挥材料的利用率，提高结构的承载力和稳定性，同时方便加工作用。第一外环边101与第二外环边201之间的焊接可以采用摩擦焊、电子束焊、扩散焊或者3D打印焊接。
如图1、图2和图3所示，本实施例中，第一盘1和/或第二盘2由至少两块弧型板状壳体焊接而成。或者第一盘1和/或第二盘2由至少两块环状壳体焊接而成。或者第一盘1和/或第二盘2由至少一块弧型板状壳体和至少一块环状壳体焊接而成。采用分体加工然后焊接的方式进行拼装，分体结构更易加工，更能够保证结构的加工精度。优选地，焊接可以采用摩擦焊、扩散焊或者3D打印焊接。第一盘1的第一外环边101与第二盘2的第二外环边201焊接形成第一焊接缝a。第一盘1的第一环体102由两块环状壳体叠合并焊接形成第二焊接缝6。第二盘2的第二环体202由两块环状壳体叠合并焊接形成第三焊接缝c。
如图1、图2和图3所示，本实施例中，第一盘1与第二盘2结合部位的外表面构造对应布置。优选地，第一盘1表面的叶片与第二盘2表面的叶片对应布置。优选地，第一盘1表面用以组装到压气机的连接件与第二盘2表面用以组装到压气机的连接件对应布置。优选地，第一盘1表面用以组装到压气机的定位件与第二盘2表面用以组装到压气机的定位件对应布置。优选地，第一盘1表面用以安装驱动机构的轮心与第二盘2表面用以安装驱动机构的轮心对应布置。优选地，第一盘1表面的流道面与第二盘2表面的流道面对应布置。第一盘1与第二盘2拼装后能够形成表面结构整体对应的整体，形成高精度要求的叶轮轮盘。
实施时，如图1所示，本航空发动机的压气机离心叶轮将叶轮的轮盘设计成双盘的形式，分为第一盘1和第二盘2，并分别进行精加工成型，包括外部形态加工以及内部空腔形态加工。在轮心附近第一盘1和第二盘2由隔环5隔开。隔环5的内径附件呈内(内空腔3一端)窄外(轮心通孔6一端)宽的倒锥状，隔环5内径比轮盘的内径小。如图4所示，轮盘与隔环5相连的内孔两边各有一个45度的倒角，正好与隔环5的倒锥接触，从而使隔环5在径向得到定位。
图5为离心叶轮应力分布图，从该图可看出，轮盘并不是所有部位应力度很高，内部有些部位的应力相对较小，材料的利用率不高，结构效率低，导致在很多情况下叶轮应力较高或重量偏重。
如图2和图3所示，第一盘1与第二盘2之间有个内空腔3，内空腔3的上部正好是低应力区，由现有单路承力变成双路承力，使结构效率有较大提高。隔环5中间开有径向的通气孔7，避免空气在死腔(内空腔3)中热胀冷缩产生副作用。
本航空发动机的压气机离心叶轮采用焊接(例如摩擦焊、扩散焊或3D打印等)方式实现先对内部内空腔3的加工，然后焊接拼装，焊接时需先将隔环5准确定位。如图3所示，图中示出了三种种焊接方式，即焊接缝a、焊接缝6和焊接缝c位置的焊接线，焊接线的选择应尽可能偏离高应力区。
(1)焊接缝a处
焊接缝a处的焊接线主要将第一盘1的大部分从叶轮轮盘主体中分离出来。先将叶轮轮盘主体和第一盘1的内空腔3部分加工出来，然后沿焊接线将两部分焊接起来，最后加工其余部分。
(2)焊接缝6处
以图中焊接缝6处的焊接线为分界分为左毛坯和右毛坯两部分。首先将左右两个毛坯的内空腔3部分加工出来，然后沿焊接线将两部份焊接起来，再进行叶片等其他必须的加工。
(3)焊接缝c处
焊接缝c处的焊接线主要将第二盘2的大部分从叶轮轮盘主体中分离出来，先将叶轮轮盘主体和第二盘2的内空腔3部分加工出来，然后沿焊接线将两部分焊接起来，最后加工其余部分。
本航空发动机的压气机离心叶轮具有双盘结构的离心叶轮、斜流叶轮，不论以何种加工方式实现的均在保护之列。第一盘1和第二盘2在轮心处设置隔环5。隔环5有定位倒锥，以便实现径向定位；隔环5开有通气孔7。
与现有技术相比，本发明可有效减轻轮盘重量，降低轮盘应力，延长轮盘寿命，大幅较小离心叶轮出口的轴向位移，从而利于叶尖间隙设计。
对离心叶轮进行了的仿真计算，按本发明设计的离心轮重量减轻了约8-10％，应力降低了约8-10％，离心叶轮出口的轴向位移降低100％以上，综合效果非常明显。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种航空发动机的压气机离心叶轮，其特征在于，
包括第一盘(1)和第二盘(2)，所述第一盘(1)与所述第二盘(2)叠合形成整体叶轮；
所述第一盘(1)包括第一外环边(101)、第一环体(102)和第一内环边(103)，
所述第一外环边(101)设于所述第一环体(102)的外边缘，所述第一内环边(103)设于所述第一环体(102)的内边缘；
所述第二盘(2)包括第二外环边(201)、第二环体(202)和第二内环边(203)，
所述第二外环边(201)设于所述第二环体(202)的外边缘，所述第二内环边(203)设于所述第二环体(202)的内边缘；
所述第一外环边(101)、所述第一环体(102)、所述第一内环边(103)、所述第二外环边(201)、所述第二环体(202)和所述第二内环边(203)围合形成用以减轻结构自重的内空腔(3)；
所述第一内环边(103)与所述第二内环边(203)之间设有用以保持所述第一内环边(103)与所述第二内环边(203)之间相对间隔距离的限位构造(4)。
2.根据权利要求1所述的航空发动机的压气机离心叶轮，其特征在于，所述限位构造(4)为设于所述第一外环边(101)与第二外环边(201)之间的隔环(5)、隔槽、隔块、隔板、局部凸起构造中的至少一种。
3.根据权利要求2所述的航空发动机的压气机离心叶轮，其特征在于，
所述第一内环边(103)、所述隔环(5)和所述第二内环边(203)三者构成压气机离心叶轮的轮心，
所述轮心内形成轮心通孔(6)。
4.根据权利要求3所述的航空发动机的压气机离心叶轮，其特征在于，所述隔环(5)上开设有用以连通所述内空腔(3)与所述轮心通孔(6)的通气孔(7)。
5.根据权利要求3所述的航空发动机的压气机离心叶轮，其特征在于，所述隔环(5)的断面形状为上小下大的变截面形状，所述变截面形状的小尺寸端朝向所述内空腔(3)，所述变截面形状的大尺寸端朝向所述轮心通孔(6)。
6.根据权利要求3所述的航空发动机的压气机离心叶轮，其特征在于，所述隔环(5)的断面形状为梯形，所述梯形的上底朝向所述内空腔(3)，所述梯形的下底朝向所述轮心通孔(6)。
7.根据权利要求5或者6所述的航空发动机的压气机离心叶轮，其特征在于，所述第一内环边(103)和/或所述第二外环边(201)的表面形状与所述隔环(5)的表面形状相匹配。
8.根据权利要求1至6中任一项所述的航空发动机的压气机离心叶轮，其特征在于，
所述第一外环边(101)与所述第二外环边(201)为整体铸造或3D打印成型的一体结构，
或者所述第一外环边(101)与所述第二外环边(201)为焊接连接成整体结构。
9.根据权利要求1至6中任一项所述的航空发动机的压气机离心叶轮，其特征在于，所述第一盘(1)和/或所述第二盘(2)由至少两块弧型板状壳体焊接而成；或者所述第一盘(1)和/或所述第二盘(2)由至少两块环状壳体焊接而成；或者所述第一盘(1)和/或所述第二盘(2)由至少一块弧型板状壳体和至少一块环状壳体焊接而成。
10.根据权利要求1至6中任一项所述的航空发动机的压气机离心叶轮，其特征在于，所述第一盘(1)与所述第二盘(2)结合部位的外表面构造对应布置。
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