CN108374692A - 一种涡轮轮盘及涡轮发动机 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种涡轮轮盘及涡轮发动机，属于航空发动机和燃气轮机技术领域。该涡轮轮盘，包括涡轮轮盘本体，还包括周向均匀分布在所述涡轮轮盘本体外周面的若干个叶片，所述涡轮轮盘本体的盘心处设置有涡轮轴套，所述涡轮轴套的侧壁周向设置有若干个进气孔，所述叶片设置出气孔，所述涡轮轮盘本体内设置有连通所述进气孔和所述出气孔的气体流动通道。涡轮发动机包括上述涡轮轮盘。本发明的涡轮轮盘能够解决现有技术中由于涡轮轮盘散热不均匀以及强度较低导致涡轮轮盘使用寿命降低的问题，进而延长涡轮发动机的服役寿命。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机和燃气轮机技术领域，尤其涉及一种涡轮轮盘及涡轮发动机。
背景技术
作为航空发动机和燃气轮机的核心零部件，高压涡轮轮盘需要承受复杂的机械载荷和热载荷。随着航空发动机和燃气轮机的涡轮进口温度的不断提高，高压涡轮盘的工作温度也越来越高。如此恶劣的工况极易导致涡轮轮盘发生破坏，并且涡轮轮盘一旦发生损坏将引起灾难性事故的发生。
传统高压涡轮轮盘常采用单辐板的形式，通过较厚的盘心和一定的径向高度来承担叶片和自身的离心载荷，这种结构形式一方面大大增加了涡轮轮盘的重量，另一方面容易导致温度不均、热应力过大。
针对传统的单辐板涡轮轮盘的问题，现有技术中采用双辐板形成的光滑盘腔进行冷却，冷气经盘心进入涡轮轮盘盘腔，对流换热后经盘缘出口排出，涡轮轮盘采用这种结构后具有明显降低工作温度、大幅减少冷气用量、等强度下重量较轻、寿命明显延长等巨大优势，已成为高压涡轮轮盘的未来发展趋势。但双辐板涡轮轮盘的光滑盘腔结构由于没有采用强化换热手段，对流换热不够充分导致盘缘温度过高，容易引起盘缘和相连接的叶片榫头过早失效，降低双辐板涡轮轮盘的使用寿命，另外，由于双辐板涡轮轮盘的光滑腔结构只能依靠盘缘处连接形成整体，无法满足发动机在高速转动过程中对其的强度要求，成为航空发动机和燃气轮机安全服役的隐患，增加维护成本。
鉴于上述缺陷，亟需设计一种涡轮轮盘及涡轮发动机，以解决现有技术中由于涡轮轮盘散热不均匀以及强度较低导致涡轮轮盘使用寿命降低的问题，从而延长航空发动机或燃气轮机的安全服役寿命。
发明内容
本发明的一个目的在于提供涡轮轮盘，以解决现有技术中由于涡轮轮盘散热不均匀强度较低导致涡轮轮盘使用寿命降低的问题。
本发明的另一个目的在于提供一种涡轮发动机，大大减小了由于散热不良导致的涡轮发动机发生的故障率，使得涡轮发动机的安全服役寿命长。
本发明所采用以下技术方案：
一种涡轮轮盘，包括涡轮轮盘本体，还包括周向均匀分布在所述涡轮轮盘本体外周面的若干个叶片，所述涡轮轮盘本体的盘心处设置有涡轮轴套，所述涡轮轴套的侧壁周向设置有若干个进气孔，所述叶片设置出气孔，所述涡轮轮盘本体内设置有连通所述进气孔和所述出气孔的径向通道，所述径向通道通过周向通道相互连通。
采用这种结构后，通过涡轮轮盘内部的径向通道和周向通道相互连通，不仅可以借助气体介质对涡轮轮盘进行换热降温处理，降低了涡轮轮盘的温度，提高了冷却散热效果，而且通过在涡轮轮盘内部设置气体流动通道，使得涡轮轮盘的前辐板和后辐板能够形成整体，满足发动机在高速转动过程中对涡轮轮盘的强度要求，使得涡轮轮盘的寿命得到延长。
作为上述涡轮轮盘的一种优选方案，所述叶片数量为所述进气孔的数量的整数倍。
采用这种结构后，可以使得涡轮轮盘均匀散热。
作为上述涡轮轮盘的一种优选方案，所述径向通道包括相互连通的本体径向通道和叶片通道，所述本体径向通道未连接所述叶片通道的一端与所述进气孔连通，所述叶片通道与所述出气孔连通。
采用这种结构后，涡轮轮盘内部的单向空气冷却通道通过径向通道将进气孔和出气孔连通，实现了涡轮轮盘的快速散热，提高了涡轮轮盘的散热效率，并且减轻了涡轮轮盘本体的重量。
作为上述涡轮轮盘的一种优选方案，两个相邻所述叶片之间的所述涡轮轮盘本体内设置一个所述本体径向通道。
叶片设置于涡轮轮盘本体的外周面，当与涡轮轮盘连接的轴高速旋转时，叶片将受到较大的离心力，尤其是叶片与涡轮轮盘本体的连接处将受到较大的应力，采用这种结构后，可以避免将径向通道设置于与叶片同一径向位置，导致叶片与涡轮轮盘的连接处无法承受过大的应力，使得叶片与涡轮轮盘本体发生断裂的现象。
作为上述涡轮轮盘的一种优选方案，所述本体径向通道的纵截面面积沿所述涡轮轮盘本体的径向逐渐变大。
由离心力公式可知，离心力与质量、转速及距离有关，即越远离旋转中心的位置，在相同的质量和转速下，离心力越大。因此，采用这种结构后，可以在离心力值增大的同时，消弱应力增加的速度。
作为上述涡轮轮盘的一种优选方案，所述周向通道设置于所述涡轮轮盘本体，所述周向通道与所述本体径向通道相互连通。
采用这种结构后，可以通过轴向通道将径向通道相互连通，使得经过一个进气孔进入的气体从多个排气孔排出，提高了涡轮轮盘的散热效率。
作为上述涡轮轮盘的一种优选方案，所述涡轮轮盘本体内沿其径向设置有若干个所述周向通道，所述周向通道沿所述涡轮轮盘本体的径向间隔设置，且所述周向通道的空间沿所述涡轮轮盘本体的径向逐渐增大。
采用这种结构后，周向通道可以与沿着涡轮轮盘本体的径向纵截面面积逐渐增大的本体径向通道共同配合，在离心力值增大的同时，进一步消弱应力增加的速度，这样使得整个涡轮的应力分布更均匀，也就没有所谓的高应力区(应力集中)。
作为上述涡轮轮盘的一种优选方案，所述叶片的外端部和正压面中的至少一处设置有出气孔。
通过在叶片上设置出气孔，使得冷却介质可以从出气孔流出，增大了换热面积，能更充分地冷却涡轮轮盘本体与叶片，降低涡轮轮盘本体与叶片内的温度及温度梯度。
作为上述涡轮轮盘的一种优选方案，所述涡轮轴套的截面为倒T形，所述涡轮轴套包括依次设置的轴孔和进气槽，所述轴孔的直径小于所述进气槽横截面的直径，所述进气槽的侧壁周向设置有若干个进气孔。
采用这种结构后，可以使得涡轮轮盘与空心轴连接，并使得空心轴中的气体作为冷却介质通过进气槽设置的进气孔进入涡轮轮盘中，对涡轮轮盘进行散热。
一种涡轮发动机，包括上述涡轮轮盘。
采用这种结构后，大大减小了由于散热不良导致的涡轮发动机发生的故障率，使得涡轮发动机的安全服役寿命长。
本发明的有益效果：
本发明中的涡轮轮盘通过涡轮轮盘内部的径向通道和周向通道相互连通，不仅可以借助气体介质对涡轮轮盘进行换热降温处理，降低了涡轮轮盘的温度，提高了冷却散热效果，而且通过在涡轮轮盘内部设置气体流动通道，使得涡轮轮盘的前辐板和后辐板能够形成整体，满足发动机在高速转动过程中对涡轮轮盘的强度要求，使得涡轮轮盘的寿命得到延长。
附图说明
图1是本发明提供的一种涡轮轮盘的结构示意图；
图2是本发明提供的图1所示的涡轮轮盘的一个截面的剖面结构示意图；
图3是图2中A处的放大示意图；
图4是本发明提供的图1所示的涡轮轮盘的又一个截面的剖面结构示意图；
图中：
1、涡轮轮盘本体；11、涡轮轴套；111、进气孔；112、轴孔；113、进气槽；
12、周向通道；13、本体径向通道；
2、叶片；21、出气孔。
具体实施方式
为使本发明解决的技术问题、采用的技术方案和达到的技术效果更加清楚，下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本发明的技术方案。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部。
本实施例公开了一种涡轮轮盘，如图1所示。该涡轮轮盘包括圆柱型的涡轮轮盘本体1，还包括周向均匀分布在涡轮轮盘本体1外周面的若干个叶片2。涡轮轮盘本体1的盘心处设置有涡轮轴套11，涡轮轴套11的侧壁周向设置有若干个进气孔111，叶片2设置出气孔21，涡轮轮盘本体1内设置有连通进气孔111和出气孔21的径向通道。其中，如图2-3所示，涡轮轴套11的截面为倒T形，涡轮轴套11包括依次设置的轴孔112和进气槽113，轴孔112的直径小于进气槽113横截面的直径，进气槽113的侧壁周向设置有若干个进气孔111。于本实施例中，根据所涉及10kg推力微型涡喷发动机涡轮的冷却设计要求，在涡轮轴套11的侧壁周向设置有7个进气孔111，孔径为0.4mm。这样可以使得涡轮轮盘与空心轴连接，并使得空心轴中的气体作为冷却介质通过进气槽113设置的进气孔111进入涡轮轮盘中，对涡轮轮盘进行散热。如图4所示，气体流动通道包括径向通道和周向通道12。
其中，径向通道包括相互连通的本体径向通道13和叶片通道，本体径向通道13未连接叶片通道的一端与进气孔111连通，叶片通道与出气孔21连通。这样不仅可以使涡轮轮盘内部形成单向空气冷却通道，借助气体介质对涡轮轮盘进行换热降温处理，降低了涡轮轮盘的温度，而且还可以去除利用率低的材料，以减轻涡轮轮盘的质量。并且，一个本体径向通道13设置于两个相邻叶片2之间的涡轮轮盘本体1内。另外，本体径向通道13的纵截面面积沿涡轮轮盘本体1的径向逐渐变大。这样涡轮轮盘内部的单向空气冷却通道通过径向通道将进气孔111和出气孔21连通，实现了涡轮轮盘的快速散热，提高了涡轮轮盘的散热效率，并且减轻了涡轮轮盘本体1的重量，相应减小高速旋转带来的离心力。于本实施例中，本体径向通道13为仿叶根形状，靠近涡轮轮盘本体1中心的内端面距轴线为6mm，周向跨度为2.6mm，轴向跨度为3mm；远离涡轮轮轮盘本体中心的外端面距轴线为18.5mm，周向跨度为6.2mm，轴向跨度为7mm。这样可以在保证涡轮轮盘具有一定强度的同时，最大可能减轻涡轮轮盘质量，并且还可以使涡轮轮盘在离心力值增大的同时，消弱应力增加的速度。周向通道12设置于涡轮轮盘本体1，周向通道12与本体径向通道13相互连通。这样可以通过轴向通道将径向通道相互连通，使得经过一个进气孔111进入的气体从多个排气孔排出，提高了涡轮轮盘的散热效率。具体的，涡轮轮盘本体1内沿其径向设置有若干个周向通道12，周向通道12沿涡轮轮盘本体1的径向间隔设置，且周向通道12的空间沿涡轮轮盘本体1的径向逐渐增大。由离心力公式可知，离心力与质量、转速及距离有关，即越远离旋转中心的位置，在相同的质量和转速下，离心力越大，这样周向通道12可以与沿着涡轮轮盘本体1的径向纵截面面积逐渐增大的本体径向通道13共同配合，在离心力值增大的同时，进一步消弱应力增加的速度，这样使得整个涡轮的应力分布更均匀，也就没有所谓的高应力区(应力集中)。于本实施例中，周向通道12数量为6个，位于轮盘轴向方向上的中间位置(距轮盘后端面为4.5mm)，短轴长度和相邻两个周向通道12的间距相等，分别为1.2mm和1.6mm；长轴长度沿径向上逐渐增大，分别为1.5mm、1.8mm、2.1mm、2.4mm、2.7mm、3.0mm，最内侧周向通道12距涡轮轮盘本体1的轴线为9mm。然而，本发明对此不作任何限制。
另外，与涡轮轮盘本体1一体成型的叶片2的外端部和正压面中的至少一处设置有出气孔21。于本实施例中，叶片2的外端部和正压面均设置有出气孔21，这样增大了换热面积，能更充分地冷却涡轮轮盘本体1与叶片2，降低涡轮轮盘本体1与叶片2内的温度及温度梯度。然而，本发明对此不作任何限制。
上述涡轮轮盘为通过增材制造技术形成的一体成型结构，进一步降低成本，减少设计、制造、实验的中间环节，缩短研发周期，并且具有可靠性高和加工及维护成本低等众多优点。并且叶片2数量为进气孔111的数量的整数倍，通过径向通道与周向通道12的相互连通，在满足增材制造漏粉工艺要求的同时，还可以对由进气孔111流入仿叶根形状空心结构的气体起到均分及稳压的作用。于本实施例中，进气孔111数量为7个，叶片2数量为21个。然而，本发明对此不作任何限制。
此外，本实施例还公开了一种涡轮发动机，包括上述涡轮轮盘。采用这种结构后，大大减小了由于散热不良导致的涡轮发动机发生的故障率，使得涡轮发动机的安全服役寿命长。
本实施例还公开了一种涡轮轮盘的设计方法，包括以下步骤：
步骤1、根据涡轮发动机总体设计，确定涡轮轮盘的尺寸，完成涡轮轮盘的宏观轮廓设计；
步骤2、根据气体流量分配要求，确定进气孔111的位置、尺寸、形状和数量；
步骤3、根据涡轮轮盘强度、振动、变形等要求，进行本体径向通道13的设计，确定本体径向通道13的位置、尺寸、数量、形状和间距；
步骤4、根据增材制造技术的工艺和气体流动要求，进行周向通道12的设计，确定周向通道12的位置、尺寸、数量、形状和间距；
步骤5、根据叶片2表面冷却要求，确定叶片通道和出气孔21的结构，确定叶片通道和出气孔21的位置、尺寸、数量和间距；
步骤6、对上述步骤完成的设计模型进行数值模拟，分析涡轮的强度、振动、变形等特性，并通过模拟结果对模型设计参数进行优化调整；
步骤7、对上述步骤完成的模型采用增材制造技术进行一体成型。
以上实施方式只是阐述了本发明的基本原理和特性，本发明不受上述实施方式限制，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还有各种变化和改变，这些变化和改变都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。
Claims (10)
1.一种涡轮轮盘，包括涡轮轮盘本体(1)，其特征在于，还包括周向均匀分布在所述涡轮轮盘本体(1)外周面的若干个叶片(2)，所述涡轮轮盘本体(1)的盘心处设置有涡轮轴套(11)，所述涡轮轴套(11)的侧壁周向设置有若干个进气孔(111)，所述叶片(2)设置出气孔(21)，所述涡轮轮盘本体(1)内设置有若干个连通所述进气孔(111)和所述出气孔(21)的径向通道，所述径向通道通过周向通道(12)相互连通。
2.根据权利要求1所述的涡轮轮盘，其特征在于，所述叶片(2)的数量为所述进气孔(111)的数量的整数倍。
3.根据权利要求1所述的涡轮轮盘，其特征在于，所述径向通道包括相互连通的本体径向通道(13)和叶片通道，所述本体径向通道(13)未连接所述叶片通道的一端与所述进气孔(111)连通，所述叶片通道与所述出气孔(21)连通。
4.根据权利要求3所述的涡轮轮盘，其特征在于，两个相邻所述叶片(2)之间的所述涡轮轮盘本体(1)内设置一个所述本体径向通道(13)。
5.根据权利要求3所述的涡轮轮盘，其特征在于，所述本体径向通道(13)的纵截面面积沿所述涡轮轮盘本体(1)的径向逐渐变大。
6.根据权利要求3所述的涡轮轮盘，其特征在于，所述周向通道(12)设置于所述涡轮轮盘本体(1)，所述周向通道(12)与所述本体径向通道(13)相互连通。
7.根据权利要求6所述的涡轮轮盘，其特征在于，所述涡轮轮盘本体(1)内沿其径向设置有若干个所述周向通道(12)，所述周向通道(12)沿所述涡轮轮盘本体(1)的径向间隔设置，且所述周向通道(12)的空间沿所述涡轮轮盘本体(1)的径向逐渐增大。
8.根据权利要求1所述的涡轮轮盘，其特征在于，所述叶片(2)的外端部和正压面中的至少一处设置有出气孔(21)。
9.根据权利要求1所述的涡轮轮盘，其特征在于，所述涡轮轴套(11)的截面为倒T形，所述涡轮轴套(11)内包括轴孔(112)和进气槽(113)，所述轴孔(112)的直径小于所述进气槽(113)横截面的直径，所述进气槽(113)的侧壁周向设置有若干个进气孔(111)。
10.一种涡轮发动机，其特征在于，包括权利要求1-9任意一项所述的涡轮轮盘。
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|---|---|
| CN (1) | CN108374692B (zh) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109595039A (zh) * | 2019-01-03 | 2019-04-09 | 北京航空航天大学 | 一种带缝气膜冷却结构的向心涡轮 |
| CN109826670A (zh) * | 2019-02-15 | 2019-05-31 | 北京星际荣耀空间科技有限公司 | 涡轮盘、液体火箭发动机、液体火箭 |
| CN114135340A (zh) * | 2021-12-03 | 2022-03-04 | 西北工业大学太仓长三角研究院 | 一种双通道冷却的涡轮叶盘 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH09242563A (ja) * | 1996-03-11 | 1997-09-16 | Hitachi Ltd | ガスタービン冷却システム |
| JP2009203926A (ja) * | 2008-02-28 | 2009-09-10 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン及びディスク並びにディスクの径方向通路形成方法 |
| CN103195492A (zh) * | 2012-01-05 | 2013-07-10 | 通用电气公司 | 用于减小在转子中的应力的系统和方法 |
-
2018
- 2018-01-25 CN CN201810071909.4A patent/CN108374692B/zh active Active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH09242563A (ja) * | 1996-03-11 | 1997-09-16 | Hitachi Ltd | ガスタービン冷却システム |
| JP2009203926A (ja) * | 2008-02-28 | 2009-09-10 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン及びディスク並びにディスクの径方向通路形成方法 |
| CN103195492A (zh) * | 2012-01-05 | 2013-07-10 | 通用电气公司 | 用于减小在转子中的应力的系统和方法 |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109595039A (zh) * | 2019-01-03 | 2019-04-09 | 北京航空航天大学 | 一种带缝气膜冷却结构的向心涡轮 |
| CN109826670A (zh) * | 2019-02-15 | 2019-05-31 | 北京星际荣耀空间科技有限公司 | 涡轮盘、液体火箭发动机、液体火箭 |
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