CN106917641B - 一种航空发动机高压涡轮机 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种新型航空发动机高压涡轮机，包括若干涡轮叶片及涡轮盘，涡轮盘的外侧间隔的设有多个楔形槽，每个楔形槽内置有与其留有间隙的楔形键；每个楔形键外侧连接有两片涡轮叶片，每个涡轮叶片外侧均与涡轮箍内侧固接并由其限位。由于涡轮叶片连接在涡轮箍内侧，涡轮叶片与涡轮盘间无连接。工作时，涡轮叶片的离心力全部落到了涡轮箍上，涡轮叶片承受的完全是压应力，改变了传统涡轮机的涡轮叶片只承受拉应力的局面，这为全陶瓷涡轮叶片的普及应用，提供了充分的条件保障。涡轮叶片与涡轮盘的结合形式，不但为涡轮叶片受热提供了充分的自由膨胀空间，最大限度地减小涡轮叶片的热应力，且还能减轻振动对涡轮轴的冲击，延长航发寿命。

Description

一种航空发动机高压涡轮机
一、技术领域
本发明属于涡轮机技术领域，具体涉及一种新型航空发动机高压涡轮机。
二、背景技术
航空发动机的涡轮叶片，是研发高推重比航发的关键部件之一。经过多年努力,我国虽然在涡轮叶片的材料及其铸造工艺上取得不少进展, 但与国际水平比较，还存在较大的差距。传统航发的涡轮机，涡轮叶片是镶嵌或焊接在涡轮盘上。发动机正常工作时，转速超过1万转/分钟，涡轮叶片在接近材料的承温极限（与合金熔点相比不足200℃的差距）条件下，承受着极大的离心载荷及高温氧化和燃气腐蚀等的复合作用。拉应力腐蚀和高温蠕变现象的存在，使其失效概率相对较高。据统计，在航发失效事件中，由于涡轮叶片失效而导致的故障占到了70％以上。
目前的应对措施主要有两种，寻找特定合金材料和降低涡轮叶片的温度。先进单晶合金可达到更高的持久强度及抗氧化、抗热腐蚀能力，是目前高性能涡轮叶片的主导材料。为改善涡轮叶片工作环境，在外表面涂覆陶瓷涂层以起到高温防护作用，内部则设计成极复杂的空心结构以达到均匀冷却目的。这使得涡轮叶片从选材到加工，变得极为复杂和困难。
一般来说，一款军用航发从研制到立项需要投入几十亿美元，其中相当一部分就花在了涡轮叶片材料上，每片涡轮叶片价格高达上万美元，可见其惊人价值。但这些仍不能使问题从根本上得到解决，也不能满足未来新一代发动机的设计使用要求。
航发的核心指标在于推重比，而提高推重比的关键在于提高涡轮叶片材料的耐高温能力，涡前温度每提高100℃，推重比增加10%左右。早期，每隔5～10年出现一代新发动机，而从F100到F119（F22用航发）竟相隔30年。可见，当前航发的发展空间，正在向极限逼近。
陶瓷的耐高温和耐腐蚀特性，远胜于合金，且价格较低。但陶瓷属脆性材料，抗压不抗拉，从而限制了陶瓷在涡轮叶片制造上的应用。但各国研发部门仍投入大量精力，以期实现用陶瓷代替昂贵单晶合金的目的。
三、发明内容
本发明的目的是使陶瓷在涡轮叶片上的应用成为可能，由此提出一种设计合理、构思巧妙的新型航空发动机高压涡轮机。
为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：该涡轮机包括若干涡轮叶片及涡轮盘，其特点是：涡轮盘的外侧间隔的设有多个楔形槽，每个楔形槽内置有与其留有间隙的楔形键；每个楔形键外侧连接有两片涡轮叶片，每个涡轮叶片外侧均与涡轮箍内侧固接并由其限位。
采用上述结构，工作时，涡轮叶片与涡轮盘通过楔形键、槽斜面的接触作用实现共同旋转。当涡轮叶片与涡轮盘两者不同心旋转时，由于涡轮叶片与涡轮盘间存有一定的间隙，靠近涡轮盘轴心一端的楔形键槽首先接触，形成斜面间作用力，其径向分力将使涡轮叶片的轴心，向涡轮盘轴心靠近，最终涡轮叶片与涡轮盘达到同心旋转，所有楔形键槽处于均匀受力状态。由于涡轮叶片连接在涡轮箍内侧，涡轮叶片与涡轮盘间无连接。工作时，涡轮叶片的离心力全部落到了涡轮箍上，涡轮叶片承受的完全是压应力，改变了传统涡轮机的涡轮叶片只承受拉应力的局面，这为全陶瓷涡轮叶片的普及应用，提供了充分的条件保障。涡轮叶片与涡轮盘的结合形式，不但为涡轮叶片受热提供了充分的自由膨胀空间，最大限度地减小涡轮叶片的热应力，且还能减轻振动对涡轮轴的冲击，延长航发寿命。同是航发关键性核心部件的涡轮盘，由于涡轮盘不再承受涡轮叶片的离心拉力，因此大大降低了涡轮盘对材料的要求和生产技术难度。
四、附图说明
图1为本发明的结构示意图；
图2为本发明环形挡片的结构示意图。
五、具体实施方式
如图所示，本发明包括若干涡轮叶片2及涡轮盘3。涡轮盘3的外侧间隔的设有多个楔形槽7。每个楔形槽7内，置有与其留有间隙的楔形键6。每个楔形键6外侧连接有涡轮叶片2。每个涡轮叶片2外侧均与涡轮箍1内侧固接，并由其限位。上述楔形键6外侧可连接有两个涡轮叶片2，即两个涡轮叶片2为连接在楔形键6上的一体结构，该种一体结构，不但可增强涡轮叶片2的结构强度，还使得新型涡轮机无论是正常工作（涡轮叶片为动力）还是启动阶段（涡轮盘为动力），都能保持涡轮叶片2和涡轮箍1与涡轮盘3同心旋转，而无须改变目前航发的启动系统。在楔形键6与楔形槽7对接处，设有通过销钉5固定在涡轮盘3两端的环形挡板4，以限制涡轮叶片2和涡轮箍1沿轴向窜出。
涡轮箍用碳纤维材料，虽然较耐高温，但仍有必要在涡轮箍与涡轮叶片间加垫隔热材料及采取必要的散热冷却措施，使其保持最隹工作状态。为使涡轮箍受热均匀，将涡轮箍可设计成双层结构。外层为碳纤维材料，是涡轮箍的承力部分。内层用导热性良好的金属材料，并设计成易于气流流动的散热结构，以达到降温目的。冷却用气体的来源有两个，一是高压压气机中的空气，二是涡扇航发的外涵道冷气，可根据实验情况进行选择。对于空心涡叶，其散热用冷气，也由涡轮箍处引入。由于在启动阶段，叶箍与涡轮盘有一分钟左右的同心旋转纠正过程，使涡叶斜面与涡轮盘斜面产生较短暂的摩擦。为减小摩损，可在启动开始时，设置滑油喷淋装置。

Claims (2)

1.一种航空发动机高压涡轮机，包括若干涡轮叶片（2）及涡轮盘（3），其特征是：涡轮盘（3）的外侧间隔的设有多个楔形槽（7），每个楔形槽（7）内置有与其留有间隙的楔形键（6）；每个楔形键（6）外侧连接有两片涡轮叶片（2），每个涡轮叶片（2）外侧均与涡轮箍（1）内侧固接并由其限位。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机高压涡轮机，其特征是：在楔形键（6）与楔形槽（7）对接处，设有通过销钉（5）固定在涡轮盘（3）两端的环形挡板（4）。
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