CN106089312A - 一种具有封严及冷却导流板的涡轮盘腔结构 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种具有封严及冷却导流板的涡轮盘腔结构，包括大弯管、涡轮导向器、导流板、涡轮盘、涡轮叶片、轴承座安装边，所述大弯管、涡轮导向器、导流板采用螺钉固定在所述轴承座安装边上，分别形成了冷气腔A，B，C，D，E，F，G。本发明通过在导流板不同半径处设计台阶刀片式封严结构，圆形节流孔，优化导流板型面等，能够合理分配进入涡轮盘腔不同部位的冷却、封严气量，使得冷却气体在涡轮盘腔的流通面积大为缩小，并大致沿着涡轮盘表面流动，大大提高了冷却气体的利用效率及冷却效果，并能够有效防止燃气倒灌。

Description

一种具有封严及冷却导流板的涡轮盘腔结构
技术领域
本发明涉及航空发动机领域，涉及一种具有封严及冷却导流板的涡轮盘腔结构，尤其适用于航空发动机涡轮盘前腔。
背景技术
随着航空发动机推重比的不断提高，其热端部件承受了更高的温度和更大的载荷。我国预研的推重比10一级发动机的涡轮前温度约为1850～1950℃。涡轮盘是航空发动机的关键零件，承受着严酷的热负荷和机械负荷，工作条件十分恶劣。为保证涡轮盘在要求的寿命期内安全可靠的工作，在合理选择材料的情况下，通常利用引自压气机主流道及燃烧室二股气流的冷却气体经过盘腔结构冷却涡轮盘，之后通过轮缘密封结构进入主流道，起到级间轮缘封严的作用。然而，由于涡轮盘腔空间较大，涡轮盘呈不规则折形，折角处的气体流速很慢，容易形成冷却的相对死角，使得冷却效果较差，冷却气体的利用率较低。另外，由于摩擦泵效应或转静叶片干涉，在涡轮盘轮缘封严结构处，会出现燃气入侵现象。主燃气的入侵将会恶化转子的冷却，对于发动机的安全及可靠运行都是很大的损坏。
因此，在深入了解涡轮盘腔中流场基本特性的基础上，寻求一种较佳的涡轮盘腔冷却、封严结构及气路设计，对减少冷却气量的需求，防止燃气倒灌，优化热端部件流动与换热特性，从而提高发动机性能是十分有意义的。
发明内容
针对现有技术的上述缺点和不足，本发明提出一种具有封严及冷却导流板的涡轮盘腔结构，通过导流板台阶刀片式封严结构、圆形节流孔、导流板型面的合理设计，能够合理分配进入涡轮盘腔的冷却、封严气量，使得冷却气体在涡轮盘腔的流通面积大为缩小，并大致沿着涡轮盘表面流动，大大提高了冷却气体的利用效率，充分带走涡轮盘盘面的热量，提高冷却效果，同时通过导流板外缘翻边、涡轮导向器、涡轮叶片形成鱼嘴式级间封严结构，能够有效防止燃气倒灌。
本发明解决上述技术问题所采用的技术方案是：
一种具有封严及冷却导流板的涡轮盘腔结构，包括大弯管、涡轮导向器、导流板、涡轮盘、涡轮叶片、轴承座安装边，其特征在于，
所述大弯管、涡轮导向器、导流板采用周向均布的14个螺钉固定在所述轴承座安装边上，所述导流板与轴承座安装边形成冷气腔A，所述导流板与涡轮盘形成冷气腔B，所述大弯管与涡轮导向器内环形成狭窄环缝冷气腔C，所述导向器内环安装边与导流板外缘前凸块形成冷气腔D，所述导流板外缘结构有与发动机轴线平行的翻边，与导向器、涡轮叶片缘板形成鱼嘴封严腔E，所述大弯管与所述轴承座安装边形成冷气腔F，所述涡轮叶片榫头与涡轮盘榫槽形成冷气通道G，其中
所述导流板内环结构有台阶式刀片封严齿，与涡轮盘前端台阶面形成封严结构，所述轴承座安装边、大弯管、导流板的螺钉孔附近结构有圆形节流孔，所述大弯管及所述涡轮导向器内环结构有冷却气膜孔，
所述冷气腔A中的气体为引自压气机的冷却气体，通过所述导流板内环台阶式刀片封严结构进入所述冷气腔B，
所述冷气腔F中的气体为燃烧室二股气流，一部分通过所述圆形节流孔进入所述冷气腔B，另一部分通过所述大弯管冷却气膜孔进入冷气腔C，进而通过所述导向器内环气膜孔进入冷气腔D，最后通过所述导流板外缘前凸块与所述导向器内环形成的环形缝隙进入鱼嘴封严腔E排入主流，
所述冷气腔A和F的冷气在B腔汇合后，一部分通过鱼嘴封严腔E进入主流道，一部分进入榫头榫槽之间冷气通道G。
优选地，所述导流板与轴承座安装边通过圆柱面止口定心，所述涡轮导向器通过内环周向均布的凸块与导流板前端面均布的槽配合进行定位、传扭，同时这种定位方式使涡轮导向器在热态能够自由膨胀，减小了涡轮导向器内部热应力，防止导向器出现裂纹。
优选地，所述导流板台阶式刀片封严结构位于导流板较低半径处，使进入盘腔的冷气在旋转涡轮盘摩擦泵效应下向盘缘流动，从而对整个涡轮盘面进行充分冷却。
优选地，所述导流板台阶式刀片封严齿数为2，封严半径间隙为0.7～0.75mm，齿宽度为0.47～0.5mm，齿高度为1.6～2mm，齿间距为4.7～5mm，台阶半径差为3.2～3.5mm，通过该封严结构能够合理控制进入涡轮盘腔的冷却气量。
优选地，所述导流板节流圆孔位于导流板较高半径处，以使该股气流快速冷却榫头榫槽，圆孔直径为1.7～2mm，孔数为3～5个。
优选地，所述导流板外缘翻边宽度为7.5～7.6mm，宽度选取一方面要保证与导向器、涡轮叶片缘板形成有效鱼嘴封严腔，另一方面要避免太长，与涡轮盘发生刮磨危险。
进一步地，所述导流板台阶齿之间倒圆半径2.3～2.5mm，导流板台阶齿与定位止口之间通过下锥段(与发动机轴线成84°～86°)、上锥段(与发动机轴线成54°～56°)连接，下锥段与上锥段厚度为1.4～1.5mm，下锥段与上锥段连接处倒圆半径为9～10mm，上锥段与止口连接处倒圆半径为9～10mm，使得导流板具有较好的刚性，消除流动死角，避免发生振动和刮磨危险。
本发明的具有封严及冷却导流板的涡轮盘腔结构，尤其适用于高性能航空发动机涡轮盘前腔结构。与现有涡轮盘前腔导流板结构比较，本发明的封严及冷却导流板的涡轮盘腔结构具有以下优点：①在涡轮盘腔设置型面圆滑过渡的导流板，使得冷却气体在涡轮盘腔的流通面积大为缩小，并大致沿着涡轮盘表面流动，减少涡轮盘对最小冷却流量的需求，有利于发动机效率提高；②通过导流板将进入涡轮盘腔的冷气分为三股：一股从较低半径处经过刀片式封严结构进入涡轮盘腔，主要对涡轮盘起冷却作用；一股经过较高半径处圆形节流孔，主要对榫头榫槽起冷却作用；一股经过更高半径处的导流板前缘凸块与导向器形成的环缝，主要起补充封严作用；独立气路设计减少了流路之间的相互干扰，使得冷却和封严更加可靠；③导流板外缘翻边与导向器、涡轮叶片缘板形成的鱼嘴结构，减少了在封严处冷却气体从盘腔进入主流道的阻力，增大了主燃气进入盘腔的阻力，减少了发生燃气入侵的可能性，提高了封严性能；⑤将刀片式封严结构设置在静子件导流板上，长期工作磨损后方便更换。
附图说明
图1为本发明的具有封严及冷却导流板的涡轮盘腔结构示意图。
图2(A)为本发明的具有封严及冷却导流板的二维结构示意图，图2(B)为导流板的三维结构示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，下面结合实施例对本发明做进一步的详细说明，以下实施例是对本发明的解释而本发明并不局限于以下实施例。
需要说明的是，附图中未绘示或描述的实现方式，为所属技术领域中普通技术人员所知的形式。此外，以下实施例中提到的方向用语，例如“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“顶”、“底”等，仅是参考附图的方向。因此，使用的方向用语是用来说明并非用来限制本发明。
图1、2为一种典型涡扇发动机采用本发明的具有封严和冷却导流板的涡轮盘腔结构时的情形，该涡轮盘腔结构包括大弯管1、涡轮导向器2、导流板3、涡轮盘4、涡轮叶片5、轴承座安装边6，导流板3与轴承座安装边6形成冷气腔A，导流板3与涡轮盘4形成冷气腔B，大弯管1与涡轮导向器2内环形成狭窄环缝冷气腔C，涡轮导向器2的内环安装边与导流板3的外缘前凸块形成冷气腔D，导流板3的外缘还设置有与发动机轴线平行的翻边，与涡轮导向器2、涡轮叶片5的缘板形成鱼嘴封严腔E，大弯管1与轴承座安装边6形成冷气腔F，涡轮叶片5的榫头与涡轮盘4的榫槽之间形成冷气通道G。
冷气腔A中的气体为引自压气机的冷却气体，通过刀片式封严结构30进入冷气腔B；冷气腔F中的气体为燃烧室二股气流，一部分通过圆形节流孔38进入冷气腔B，另一部分通过大弯管冷却气膜孔7进入冷气腔C，进而通过导向器内环气膜孔8进入冷气腔D，最后通过导流板外缘前凸块与导向器内环形成的环形缝隙9进入鱼嘴封严腔E排入主流；冷气腔A和F的冷气在B腔汇合后，一部分通过鱼嘴封严腔E进入主流道，一部分进入榫头榫槽之间冷气通道G。
大弯管1、涡轮导向器2、导流板3采用周向均布的14个螺钉固定在轴承座安装边6上，导流板3与轴承座安装边6通过圆柱面止口10定心，涡轮导向器2通过内环周向均布的凸块与导流板前端面均布的槽40配合进行定位、传扭，同时这种定位方式使涡轮导向器在热态能够自由膨胀，减小了涡轮导向器内部热应力，防止导向器出现裂纹。
导流板台阶式刀片封严结构30位于导流板较低半径处，使进入盘腔的冷气在旋转涡轮盘摩擦泵效应下向盘缘流动，从而对整个涡轮盘面进行充分冷却。导流板台阶式刀片封严齿数为2，封严半径间隙为0.7～0.75mm，齿宽度为0.47～0.5mm，齿高度为1.6～2mm，齿间距为4.7～5mm，台阶半径差为3.2～3.5mm，通过该封严能够合理控制进入涡轮盘腔的冷却气量。导流板节流圆孔39位于导流板较高半径处，以使该股气流快速冷却榫头榫槽，圆孔直径为1.7～2mm，孔数为3～5个。导流板外缘翻边宽度33为7.5～7.6mm，宽度选取一方面要保证与导向器、涡轮叶片缘板形成有效鱼嘴封严腔，另一方面要避免太长，与涡轮盘发生刮磨危险。导流板台阶齿之间倒圆半径38为2.3～2.5mm，导流板台阶齿与定位止口之间通过下锥段31(与发动机轴线成84°～86°)、上锥段32(与发动机轴线成54°～56°)连接，下锥段31与上锥段32厚度为1.4～1.5mm，下锥段31与上锥段32连接处倒圆半径36为9～10mm，上锥段32与止口34连接处倒圆半径35为9～10mm，使得导流板3具有较好的刚性，消除了流动死角，避免发生振动和刮磨危险。
此外，需要说明的是，本说明书中所描述的具体实施例，其零、部件的形状、所取名称等可以不同。凡依本发明专利构思所述构造、特征及原理所做的等效或简单变化，均包括于本发明专利的保护范围内。本发明所属技术领域的技术人员可以对所描述的具体实施例做各种各样的修改或补充或采用类似的方式替代，只要不偏离本发明的结构或者超越本权利要求书所定义的范围，均应属于本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种具有封严及冷却导流板的涡轮盘腔结构，包括大弯管、涡轮导向器、导流板、涡轮盘、涡轮叶片、轴承座安装边，其特征在于，
所述大弯管、涡轮导向器、导流板采用周向均布的螺钉固定在所述轴承座安装边上；所述导流板与轴承座安装边形成冷气腔A；所述导流板与涡轮盘形成冷气腔B；所述大弯管与涡轮导向器内环形成狭窄环缝冷气腔C；所述导向器的内环安装边与导流板外缘前凸块形成冷气腔D；所述导流板外缘设置有与发动机轴线平行的翻边，所述翻边与涡轮导向器、涡轮叶片缘板形成鱼嘴封严腔E；所述大弯管与所述轴承座安装边形成冷气腔F；所述涡轮叶片榫头与涡轮盘榫槽形成冷气通道G，其中，
所述导流板内环设置有台阶式刀片封严齿，与涡轮盘前端台阶面形成封严结构，所述轴承座安装边、大弯管、导流板的螺钉孔附近设置有圆形节流孔，所述大弯管及涡轮导向器内环设置有冷却气膜孔，
所述冷气腔A中的气体为引自压气机的冷却气体，通过所述导流板内环台阶式刀片封严结构进入所述冷气腔B，
所述冷气腔F中的气体为燃烧室二股气流，一部分通过所述圆形节流孔进入所述冷气腔B，另一部分通过所述大弯管冷却气膜孔进入冷气腔C，进而通过所述导向器内环气膜孔进入冷气腔D，最后通过所述导流板外缘前凸块与所述导向器内环形成的环形缝隙进入鱼嘴封严腔E排入主流，
所述冷气腔A、F的冷气在冷气腔B汇合后，一部分通过鱼嘴封严腔E进入主流道，一部分进入榫头榫槽之间冷气通道G。
2.根据权利要求1所述的涡轮盘腔结构，其特征在于，所述导流板与轴承座安装边通过圆柱面止口定心，所述涡轮导向器通过内环周向均布的凸块与导流板前端面均布的槽配合进行定位、传扭。
3.根据权利要求1所述的涡轮盘腔结构，其特征在于，所述的导流板台阶式刀片封结构位于导流板较低半径处，使进入涡轮盘腔的冷气在旋转涡轮盘摩擦泵效应下向盘缘流动，从而对整个涡轮盘面进行充分冷却。
4.根据权利要求3所述的涡轮盘腔结构，其特征在于，所述导流板台阶式刀片封严齿，其封严齿数为2，封严半径间隙为0.7～0.75mm，齿宽度为0.47～0.5mm，齿高度为1.6～2mm，齿间距为4.7～5mm，台阶半径差为3.2～3.5mm。
5.根据权利要求1所述的涡轮盘腔结构，其特征在于，所述导流板节流圆孔位于导流板较高半径处，以使该股气流快速冷却榫头榫槽，圆孔直径为1.7～2mm，孔数为3～5个。
6.根据权利要求1所述的涡轮盘腔结构，其特征在于，所述导流板外缘的翻边宽度为7.5～7.6mm，宽度选取一方面要保证与导向器、涡轮叶片缘板形成有效鱼嘴封严腔，另一方面要避免太长，与涡轮盘发生刮磨危险。
7.根据权利要求1所述的涡轮盘腔结构，其特征在于，所述导流板台阶齿之间倒圆半径为2.3～2.5mm，导流板台阶齿与定位止口之间通过下锥段(与发动机轴线成84°～86°)、上锥段(与发动机轴线成54°～56°)连接，下锥段与上锥段厚度为1.4～1.5mm，下锥段与上锥段连接处倒圆半径为9～10mm，上锥段与止口连接处倒圆半径为9～10mm，使得导流板具有较好的刚性，消除流动死角，避免发生振动和刮磨危险。
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Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107131009A (zh) * 2017-05-16 2017-09-05 中国科学院工程热物理研究所 一种叶轮机械自锁封严结构及具有其的发动机
CN109404051A (zh) * 2018-12-29 2019-03-01 中国科学院工程热物理研究所 一种涡轮导向器的浮动定位及传扭结构
CN109779696A (zh) * 2019-02-12 2019-05-21 中国科学院工程热物理研究所 一种具有流动结构适应性的开孔轮缘封严结构
CN111255522A (zh) * 2020-01-19 2020-06-09 中国科学院工程热物理研究所 一种用于调节发动机高压转子系统轴向力的平衡盘结构
CN111828106A (zh) * 2020-07-24 2020-10-27 中国科学院工程热物理研究所 一种发动机涡轮盘转子叶片冷却用盖板盘连接结构
CN111927561A (zh) * 2020-07-31 2020-11-13 中国航发贵阳发动机设计研究所 一种用于涡轮叶片冷却的旋转增压结构
CN113653566A (zh) * 2021-08-17 2021-11-16 中国航发湖南动力机械研究所 一种燃气涡轮单元体结构
CN114278385A (zh) * 2021-12-16 2022-04-05 北京航空航天大学 一种带有遮热板和空气夹层的新型涡轮盘腔隔热结构

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5477820A (en) * 1977-12-02 1979-06-21 Hitachi Ltd Method of cooling gas turbine blade
US20020159880A1 (en) * 2001-04-26 2002-10-31 Honeywell International, Inc. Gas turbine disk cavity ingestion inhibitor
CN202266301U (zh) * 2011-08-24 2012-06-06 中国航空动力机械研究所 涡轮机和具有该涡轮机的涡轮发动机
CN103016077A (zh) * 2013-01-23 2013-04-03 中国航空动力机械研究所 涡轮盘冷却封严装置

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5477820A (en) * 1977-12-02 1979-06-21 Hitachi Ltd Method of cooling gas turbine blade
US20020159880A1 (en) * 2001-04-26 2002-10-31 Honeywell International, Inc. Gas turbine disk cavity ingestion inhibitor
CN202266301U (zh) * 2011-08-24 2012-06-06 中国航空动力机械研究所 涡轮机和具有该涡轮机的涡轮发动机
CN103016077A (zh) * 2013-01-23 2013-04-03 中国航空动力机械研究所 涡轮盘冷却封严装置

Cited By (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107131009A (zh) * 2017-05-16 2017-09-05 中国科学院工程热物理研究所 一种叶轮机械自锁封严结构及具有其的发动机
CN107131009B (zh) * 2017-05-16 2019-02-15 中国科学院工程热物理研究所 一种叶轮机械自锁封严结构及具有其的发动机
CN109404051A (zh) * 2018-12-29 2019-03-01 中国科学院工程热物理研究所 一种涡轮导向器的浮动定位及传扭结构
CN109779696A (zh) * 2019-02-12 2019-05-21 中国科学院工程热物理研究所 一种具有流动结构适应性的开孔轮缘封严结构
CN109779696B (zh) * 2019-02-12 2021-09-07 中国科学院工程热物理研究所 一种具有流动结构适应性的开孔轮缘封严结构
CN111255522A (zh) * 2020-01-19 2020-06-09 中国科学院工程热物理研究所 一种用于调节发动机高压转子系统轴向力的平衡盘结构
CN111828106A (zh) * 2020-07-24 2020-10-27 中国科学院工程热物理研究所 一种发动机涡轮盘转子叶片冷却用盖板盘连接结构
CN111828106B (zh) * 2020-07-24 2022-12-06 中国科学院工程热物理研究所 一种发动机涡轮盘转子叶片冷却用盖板盘连接结构
CN111927561A (zh) * 2020-07-31 2020-11-13 中国航发贵阳发动机设计研究所 一种用于涡轮叶片冷却的旋转增压结构
CN113653566A (zh) * 2021-08-17 2021-11-16 中国航发湖南动力机械研究所 一种燃气涡轮单元体结构
CN113653566B (zh) * 2021-08-17 2022-09-23 中国航发湖南动力机械研究所 一种燃气涡轮单元体结构
CN114278385A (zh) * 2021-12-16 2022-04-05 北京航空航天大学 一种带有遮热板和空气夹层的新型涡轮盘腔隔热结构

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