CN111535870A - 增材制造的含镂空肋片的发动机涡轮中间支承装置 - Google Patents

增材制造的含镂空肋片的发动机涡轮中间支承装置 Download PDF

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CN111535870A CN202010374208.5A CN202010374208A CN111535870A CN 111535870 A CN111535870 A CN 111535870A CN 202010374208 A CN202010374208 A CN 202010374208A CN 111535870 A CN111535870 A CN 111535870A
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Abstract

一种增材制造的含镂空肋片的发动机涡轮中间支承装置，包括依次连接的外环、支承板部件、内环，所述支承板部件包括含有腔室的叶片，所述叶片的叶根前缘处的叶面壁延伸至所述内环形成肋片，所述肋片为镂空结构，使得肋片在满足强度要求的前提下减轻重量。所述叶片分别由叶根前缘处的压力面壁及吸力面壁延伸至所述内环形成肋片组，所述肋片组围合形成的空腔与所述叶片的腔室相连通，肋片组的设置加大了中间支承装置的受力面积，减小了热应力，同时，由于所述肋片为镂空结构，使得肋片在满足强度要求的前提下减轻重量，大大提高了中间支承装置乃至整个航空发动机涡轮的使用寿命，有效地降低了使用成本。

Description

增材制造的含镂空肋片的发动机涡轮中间支承装置
技术领域
本发明涉及航空发动机技术领域，特别涉及一种增材制造的含镂空肋片的发动机涡轮中间支承装置。
背景技术
现有的航空发动机涡轮中间支承为铸造的挂钩式低压涡轮中间支承，在工作状态下，为使涡轮效率提高，涡轮前的燃气温度应尽量提高，最高燃气温度超过该中间支承材料的可承受能力，为满足滑油系统的最高滑油温度限制，要求相对很低的轴承座温度，从压气机引入的冷却气体通过管路与内部冷却通道对该中间支承进行冷却，因此，现有的航空发动机涡轮中间支承在温度梯度很大的条件下工作，通常能相差几百摄氏度，在不同的热变形作用下，中间支承的应力均已超过其许用应力，已不再满足结构强度的要求，降低了使用寿命，提高了使用成本。
发明内容
本发明的目的在于克服上述不足，提供一种增材制造的含镂空肋片的发动机涡轮中间支承装置，通过涡轮中间支承的叶片壁在接近轴承座的方向延伸形成带有镂空结构的肋片装置，加大了中间支承装置的受力面积，减小了热应力，在增强涡轮中间支承装置的结构强度的基础上减小了重量，满足了使用要求。
本发明提供的具体技术方案如下：
一种增材制造的含镂空肋片的发动机涡轮中间支承装置，包括依次连接的外环、支承板部件、内环，所述支承板部件包括含有腔室的叶片，所述叶片的叶根前缘处的叶面壁延伸至所述内环形成肋片，所述肋片为镂空结构，使得肋片在满足强度要求的前提下减轻重量。
优选地，所述叶片包括含有大腔室的大叶片，所述大叶片：
由叶根前缘处的压力面壁延伸至所述内环形成第一肋片；
由吸力面壁延伸至所述内环形成第二肋片；
由所述第一肋片与所述第二肋片形成肋片组，所述肋片组围合形成的空腔与所述大腔室相连通。
优选地，所述第一肋片由所述压力面壁的全长,或1/2全长,或其他部分长度延伸形成；所述第二肋片由所述吸力面壁的全长,或1/2全长,或其他部分长度延伸形成。
优选地，所述肋片上设有的镂空结构由多个形状、尺寸相同或不同的镂空孔组合形成。
优选地，所述肋片的最小厚度及镂空孔的形状、位置、方向均依据受力分布状况而设置。
优选地，所述镂空孔各连接面均由圆角过渡连接。
优选地，所述支承板部件还设有小叶片，所述小叶片内设有小腔室。
优选地，所述支承板部件两端分别设有与所述外环相邻的外缘板、及与所述内环相邻的内缘板，所述外环与所述外缘板之间设有第一空腔，所述内环与所述内缘板之间设有第二空腔。
需要说明的是，本发明根据实际冷却需要，由所述叶片的叶根前缘处的叶面壁延伸至所述内环形成肋片面壁延伸形成的肋片为所述第一肋片，或所述第二肋片，或由所述第一肋片与所述第二肋片形成肋片组；所述小叶片处也可采用肋片结构减小其应力。
需要说明的是，所述肋片的镂空孔的数量、形状、尺寸和方向均根据应力分布优化后的情况确定，在满足强度要求的前提下减轻肋片的重量，一组镂空孔的形状与尺寸均相同，或一组镂空孔的形状与尺寸均不相同，或一组镂空孔的形状相同而尺寸不同。
需要说明的是，在满足强度要求的前提下减轻肋片的重量，因此，所述第一肋片、所述第二肋片的形状通过对大叶片的受力情况进行模拟与优化后获得；
有益效果：
本发明提供一种增材制造的含镂空肋片的发动机涡轮中间支承装置，通过涡轮中间支承的叶片壁在接近轴承座的方向延伸形成肋片装置，加大了中间支承装置的受力面积，减小了热应力，从而增强了涡轮中间支承装置的结构强度，满足了中间支承装置温度梯度大、热应力变化大，结构强度要求高的要求，同时，由于所述肋片为镂空结构，使得肋片在满足强度要求的前提下减轻重量，大大提高了中间支承装置乃至整个航空发动机涡轮的使用寿命，有效地降低了使用成本。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
图1是本发明结构方案示意图；
图2是所述大叶片的剖视图；
图3是所述小叶片的剖视图；
图4是镂空孔的形状与尺寸均相同的结构示意图；
图5是镂空孔的形状相同的结构示意图；
图6是镂空孔的形状相似、尺寸不同的结构示意图；
图7是镂空孔的形状与尺寸均不同的结构示意图；
图8是由所述大叶片的吸力面壁、压力面延伸形成第一肋片、第二肋片示意图；
图9是图8的A-A剖视图；
图10是图8的B-B剖视图。
其中：1—前安装边；2—外环；3—后安装边；4—外缘板；
5—大叶片；51—叶片前缘；52—叶片尾缘；53—压力面壁；54—吸力面壁；55—大腔室；
6—小叶片；61—小腔室；
7—内缘板；8—内环；9—内安装边；10—冷气管路；
11—肋片组；11-1—第一肋片；11-2—第二肋片；11-3—镂空孔；
12—第一腔室；13—第二腔室。
具体实施方式
如在说明书及权利要求当中使用了某些词汇来指称特定组件。本领域技术人员应可理解，硬件制造商可能会用不同名词来称呼同一个组件。本说明书及权利要求并不以名称的差异来作为区分组件的方式，而是以组件在功能上的差异来作为区分的准则。如在通篇说明书及权利要求当中所提及的“包含”为一开放式用语，故应解释成“包含但不限定于”。另外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量；说明书后续描述为实施本申请的较佳实施方式，然所述描述乃以说明本申请的一般原则为目的，并非用以限定本申请的范围。本申请的保护范围当视所附权利要求所界定者为准。
如图1-图10所示，本发明的第一实施例，一种增材制造的含镂空肋片的发动机涡轮中间支承装置，包括依次连接的外环2、支承板部件、内环8，以及由所述外环2贯通至所述内环8的冷气管路10，所述支承板部件包括含有腔室的叶片，所述叶片的叶根前缘处的叶面壁延伸至所述内环8形成肋片，所述肋片为镂空结构，使得肋片在满足强度要求的前提下减轻重量。
需要说明的是：根据实际冷却需要，所述叶片的叶根前缘处的叶面壁延伸至所述内环8形成肋片或肋片组合；所述镂空结构的镂空孔的数量、形状、尺寸、方向相同或不同。
本发明提供一种增材制造的含镂空肋片的发动机涡轮中间支承装置，通过涡轮中间支承的叶片壁在接近轴承座的方向延伸形成肋片装置，加大了中间支承装置的受力面积，减小了热应力，从而增强了涡轮中间支承装置的结构强度，满足了中间支承装置温度梯度大、热应力变化大，同时，由于所述肋片为镂空结构，使得肋片在满足强度要求的前提下减轻重量，大大提高了中间支承装置乃至整个航空发动机涡轮的使用寿命，有效地降低了使用成本。
优选地，所述叶片包括含有大腔室55的大叶片5，所述大叶片5：
由叶根前缘处的压力面壁53延伸至所述内环8形成第一肋片11-1；或由吸力面壁54延伸至所述内环8形成第二肋片11-2；
或由所述第一肋片11-1与所述第二肋片11-2形成的肋片组11，所述肋片组11围合形成的空腔，所述空腔与所述大腔室55相连通。
需要说明的是：根据实际需要，选择由叶片面壁形成单一肋片，或由所述第一肋片11-1与所述第二肋片11-2形成的肋片组11。
优选地，根据实际需要，所述第一肋片11-1由所述压力面壁53的全长,或1/2全长,或其他部分长度延伸形成；
优选地，根据实际需要，所述第二肋片11-2由所述吸力面壁54的全长,或1/2全长,或其他部分长度延伸形成。
所述外环2与所述支承板部件之间设有第一腔室12，内环8所述与所述支承板部件之间设有第二腔室13。
所述支承板部件包括中间含有大腔室55的大叶片5及含有小腔室61的小叶片6的支承部分，所述支承板部件两侧分别设有与所述外环2相邻的外缘板4及与所述内环8相邻的内缘板7。
即所述支承板部件两端分别设有与所述外环2相邻的外缘板4、及与所述内环8相邻的内缘板7，所述外环2与所述外缘板4之间设有第一空腔12，所述内环8与所述内缘板7之间设有第二空腔13。
优选地，所述大叶片5内设有大腔室55，设有叶片前缘51及叶片尾缘52及压力面壁53、吸力面壁54。
由所述叶根前缘处的压力面壁53延伸至所述内环8形成第一肋片11-1、由吸力面壁54延伸至所述内环8形成第二肋片11-2。
优选地，所述第一肋片11-1、所述第二肋片11-2的形状均依据受力分布状况变化。
优选地，所述肋片的最小厚度及镂空孔的形状、位置、方向均依据受力分布状况而设置。
优选地，所述第一肋片11-1、所述第二肋片11-2及镂空孔11-3的各相连部位间均由圆角过渡连接，以减小应力集中。
所述中间支承装置通过前安装边1与高压涡轮机匣(未示出)连接，通过后安装边3与低压涡轮机匣(未示出)连接；通过内安装边9与轴承座(未示出)连接。
为满足工作要求，从压气机(未示出)引入的冷却气体通过冷气管路10输送，流经所述第一空腔12、所述大腔室55、所述小腔室61、所述空腔至所述第二空腔13，使得冷却气体吹向所述内环8，以使轴承座(未示出)能保持温度较低。
需要说明的是，本发明所述第一肋片11-1与所述第二肋片11-2形成肋片组11，根据实际冷却需要，可由其它数量肋片形成肋片组或采用单个肋片来延伸壁面以减小其应力；所述小叶片6处也可采用肋片结构减小其应力。
需要说明的是，所述第一肋片11-1、所述第二肋片11-2的厚度由仿真结果确定，也可在实验或使用后进行调整。
需要说明的是，所述第一肋片11-1、所述第二肋片11-2的形状通过对大叶片5的受力情况进行模拟与优化后获得。
本发明通过涡轮中间支承的叶片壁在接近轴承座的方向延伸形成肋片装置，加大了中间支承装置的受力面积，减小了热应力，从而增强了涡轮中间支承装置的结构强度，满足了中间支承装置温度梯度大、热应力变化大，同时，由于所述肋片为镂空结构，使得肋片在满足强度要求的前提下大大减轻重量，有效提高了中间支承装置乃至整个航空发动机涡轮的使用寿命，有效地降低了使用成本。
本发明的第二实施例，一种增材制造的含镂空肋片的发动机涡轮中间支承装置，包括依次连接的外环2、支承板部件、内环8，以及由所述外环2贯通至所述内环8的冷气管路10，所述支承板部件包括含有腔室的叶片，所述叶片的叶根前缘处的叶面壁延伸至所述内环8形成肋片，所述肋片为镂空结构，所述镂空结构由一组形状、尺寸、方向均相同的镂空孔11-3组成，使得肋片在满足强度要求的前提下减轻重量。
需要说明的是：根据实际冷却需要，所述叶片的叶根前缘处的叶面壁延伸至所述内环8形成肋片或肋片组合；所述镂空结构的一组镂空孔11-3的形状、尺寸、方向均相同。
优选地，所述叶片包括含有大腔室55的大叶片5，所述大叶片5：
由叶根前缘处的压力面壁53延伸至所述内环8形成第一肋片11-1；或由吸力面壁54延伸至所述内环8形成第二肋片11-2；
或由所述第一肋片11-1与所述第二肋片11-2形成的肋片组11，所述肋片组11围合形成的空腔，所述空腔与所述大腔室55相连通。
需要说明的是：根据实际需要，选择由叶片面壁形成单一肋片，或由所述第一肋片11-1与所述第二肋片11-2形成的肋片组11。
优选地，根据实际需要，所述第一肋片11-1由所述压力面壁53的全长,或1/2全长,或其他部分长度延伸形成；
优选地，根据实际需要，所述第二肋片11-2由所述吸力面壁54的全长,或1/2全长,或其他部分长度延伸形成。
所述外环2与所述支承板部件之间设有第一腔室12，内环8所述与所述支承板部件之间设有第二腔室13。
所述支承板部件包括中间含有大腔室55的大叶片5及含有小腔室61的小叶片6的支承部分，所述支承板部件两侧分别设有与所述外环2相邻的外缘板4及与所述内环8相邻的内缘板7。
即所述支承板部件两端分别设有与所述外环2相邻的外缘板4、及与所述内环8相邻的内缘板7，所述外环2与所述外缘板4之间设有第一空腔12，所述内环8与所述内缘板7之间设有第二空腔13。
优选地，所述大叶片5内设有大腔室55，设有叶片前缘51及叶片尾缘52及压力面壁53、吸力面壁54。
由所述叶根前缘处的压力面壁53延伸至所述内环8形成第一肋片11-1、由吸力面壁54延伸至所述内环8形成第二肋片11-2。
优选地，所述第一肋片11-1、所述第二肋片11-2的形状均依据受力分布状况变化。
优选地，所述肋片的镂空结构由若干个相同尺寸的平行四边形镂空孔11-3组成，且平行四边形镂空孔11-3的各相邻边进行了倒圆。其中，平行四边形镂空孔11-3的尺寸参数可根据肋片的应力分布情况进行优化后确定，另外，倒圆应优先满足最小壁厚要求。
优选地，所述第一肋片11-1、所述第二肋片11-2及镂空孔11-3的各相连部位间均由圆角过渡连接，以减小应力集中。
本发明通过涡轮中间支承的叶片壁在接近轴承座的方向延伸形成肋片装置，加大了中间支承装置的受力面积，减小了热应力，从而增强了涡轮中间支承装置的结构强度，满足了中间支承装置温度梯度大、热应力变化大，同时，由于所述肋片为镂空结构，使得肋片在满足强度要求的前提下大大减轻重量，有效提高了中间支承装置乃至整个航空发动机涡轮的使用寿命，有效地降低了使用成本。
本发明的第三实施例，一种增材制造的含镂空肋片的发动机涡轮中间支承装置，包括依次连接的外环2、支承板部件、内环8，以及由所述外环2贯通至所述内环8的冷气管路10，所述支承板部件包括含有腔室的叶片，所述叶片的叶根前缘处的叶面壁延伸至所述内环8形成肋片，所述肋片为镂空结构，所述镂空结构由一组形状相同但尺寸不同，或形状、尺寸均不同的镂空孔11-3组成，使得肋片在满足强度要求的前提下减轻重量。
需要说明的是：根据实际冷却需要，所述叶片的叶根前缘处的叶面壁延伸至所述内环8形成肋片或肋片组合；所述镂空结构的一组镂空孔11-3的形状相同但尺寸不同，或形状、尺寸均不同。
优选地，所述叶片包括含有大腔室55的大叶片5，所述大叶片5：
由叶根前缘处的压力面壁53延伸至所述内环8形成第一肋片11-1；或由吸力面壁54延伸至所述内环8形成第二肋片11-2；
或由所述第一肋片11-1与所述第二肋片11-2形成的肋片组11，所述肋片组11围合形成的空腔，所述空腔与所述大腔室55相连通。
需要说明的是：根据实际需要，选择由叶片面壁形成单一肋片，或由所述第一肋片11-1与所述第二肋片11-2形成的肋片组11。
优选地，根据实际需要，所述第一肋片11-1由所述压力面壁53的全长,或1/2全长,或其他部分长度延伸形成；
优选地，根据实际需要，所述第二肋片11-2由所述吸力面壁54的全长,或1/2全长,或其他部分长度延伸形成。
所述外环2与所述支承板部件之间设有第一腔室12，内环8所述与所述支承板部件之间设有第二腔室13。
所述支承板部件包括中间含有大腔室55的大叶片5及含有小腔室61的小叶片6的支承部分，所述支承板部件两侧分别设有与所述外环2相邻的外缘板4及与所述内环8相邻的内缘板7。
即所述支承板部件两端分别设有与所述外环2相邻的外缘板4、及与所述内环8相邻的内缘板7，所述外环2与所述外缘板4之间设有第一空腔12，所述内环8与所述内缘板7之间设有第二空腔13。
优选地，所述大叶片5内设有大腔室55，设有叶片前缘51及叶片尾缘52及压力面壁53、吸力面壁54。
由所述叶根前缘处的压力面壁53延伸至所述内环8形成第一肋片11-1、由吸力面壁54延伸至所述内环8形成第二肋片11-2。
优选地，所述第一肋片11-1、所述第二肋片11-2的形状均依据受力分布状况变化。
优选地，所述肋片的镂空结构由若干个形状相同但尺寸不同，或形状、尺寸均不同的镂空孔11-3。
需要说明的是，所述镂空孔11-3的形状为正方形、三角形、长方形、半圆形等所有满足要求的形状，所述镂空孔11-3的各相邻边进行了倒圆，其中，倒圆大小应优先满足最小壁厚要求。
优选地，所述第一肋片11-1、所述第二肋片11-2及镂空孔11-3的各相连部位间均由圆角过渡连接，以减小应力集中。
本发明通过涡轮中间支承的叶片壁在接近轴承座的方向延伸形成肋片装置，加大了中间支承装置的受力面积，减小了热应力，满足了中间支承装置温度梯度大、热应力变化大，由于所述肋片为镂空结构，使得肋片在满足强度要求的前提下大大减轻重量，有效提高了中间支承装置乃至整个航空发动机涡轮的使用寿命，有效地降低了使用成本。
有益效果：
本发明一种增材制造的含镂空肋片的发动机涡轮中间支承装置，通过涡轮中间支承的叶片壁在接近轴承座的方向延伸形成肋片装置，加大了中间支承装置的受力面积，减小了热应力，从而增强了涡轮中间支承装置的结构强度，满足了中间支承装置温度梯度大、热应力变化大，同时，由于所述肋片为镂空结构，使得肋片在满足强度要求的前提下大大减轻重量，有效提高了中间支承装置乃至整个航空发动机涡轮的使用寿命，有效地降低了使用成本。
上述说明示出并描述了本申请的若干优选实施例，但如前所述，应当理解本申请并非局限于本文所披露的形式，不应看作是对其他实施例的排除，而可用于各种其他组合、修改和环境，并能够在本文所述申请构想范围内，通过上述教导或相关领域的技术或知识进行改动。而本领域人员所进行的改动和变化不脱离本申请的精神和范围，则都应在本申请所附权利要求的保护范围内。

Claims (8)

1.一种增材制造的含镂空肋片的发动机涡轮中间支承装置，包括依次连接的外环、支承板部件、内环，其特征在于，所述支承板部件包括含有腔室的叶片，所述叶片的叶根前缘处的叶面壁延伸至所述内环形成肋片，所述肋片为镂空结构，使得肋片在满足强度要求的前提下减轻重量。
2.根据权利要求1所述的增材制造的含镂空肋片的发动机涡轮中间支承装置，其特征在于，所述叶片包括含有大腔室的大叶片，所述大叶片：
由叶根前缘处的压力面壁延伸至所述内环形成第一肋片；
由吸力面壁延伸至所述内环形成第二肋片；
由所述第一肋片与所述第二肋片形成肋片组，所述肋片组围合形成的空腔与所述大腔室相连通。
3.根据权利要求2所述的增材制造的含镂空肋片的发动机涡轮中间支承装置，其特征在于，所述第一肋片由所述压力面壁的全长,或1/2全长,或其他部分长度延伸形成；所述第二肋片由所述吸力面壁的全长,或1/2全长,或其他部分长度延伸形成。
4.根据权利要求3所述的增材制造的含镂空肋片的发动机涡轮中间支承装置，其特征在于，所述肋片上设有的镂空结构由多个形状、尺寸相同或不同的镂空孔组合形成。
5.根据权利要求4所述的增材制造的含镂空肋片的发动机涡轮中间支承装置，其特征在于，所述肋片的最小厚度及镂空孔的形状、位置、方向均依据受力分布状况而设置。
6.根据权利要求5所述的增材制造的含镂空肋片的发动机涡轮中间支承装置，其特征在于，所述镂空孔各连接面均由圆角过渡连接。
7.根据权利要求6所述的增材制造的含镂空肋片的发动机涡轮中间支承装置，其特征在于，所述支承板部件还设有小叶片，所述小叶片内设有小腔室。
8.根据权利要求7所述的增材制造的含镂空肋片的发动机涡轮中间支承装置，其特征在于，所述支承板部件两端分别设有与所述外环相邻的外缘板、及与所述内环相邻的内缘板，所述外环与所述外缘板之间设有第一空腔，所述内环与所述内缘板之间设有第二空腔。
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