CN111852906B - 航空发动机风扇装置及航空发动机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航空发动机风扇装置及航空发动机，其中，风扇装置包括：进气锥(1)；封严环(3)；风扇盘(2)，沿轴向设在进气锥(1)和封严环(3)之间；多个叶片(5)，沿周向间隔设在风扇盘(2)的外壁上；和多个流道板(6)，流道板(6)设在相邻两个叶片(5)的根部之间；其中，进气锥(1)朝向风扇盘(2)的端面沿周向间隔设有多个第一凹槽(121)，封严环(3)朝向风扇盘(2)的端面沿周向间隔设有多个第二凹槽(31)，流道板(6)沿轴向的两端分别与第一凹槽(121)和第二凹槽(31)嵌合。此种风扇装置结构简单，加工方便，可减小重量；而且，可降低流道板的安装难度，易于装配和维护。

Description

航空发动机风扇装置及航空发动机

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种航空发动机风扇装置及航空发动机。

背景技术

轴流式航空发动机的风扇装置用于实现进气，其结构为：沿发动机轴向依次包括进气锥、风扇盘、封严环和鼓筒，风扇盘的周向间隔设置多个叶片，相邻叶片之间设有流道板，流道板与进气锥和封严环形成发动机进气段流道。

发明人所知晓的相关技术中，流道板采用如下安装结构：流道板的底部设有沿轴向延伸的安装边，相应地，风扇盘上也相应地设有安装边，在安装边的长度方向间隔设置多个螺栓将流道板安装在风扇盘上，以实现流道板的轴向和径向定位。

上述结构主要存在以下缺陷：此种安装方式结构复杂，安装边上孔的定位精度要求高，制造加工难度大；由于流道板的安装空间小，装配难度大，维护、维修难度增加。而且，流道板底部和风扇盘外壁均需要增加安装边结构，还需要螺栓等附件进行安装，会增加流道板相关安装结构的重量，从而增加发动机重量，降低发动机的载荷。另外，在发动机工作过程中，在连接处仍存在气体泄漏，降低了发动机的效率。

发明内容

本发明的实施例提供了一种航空发动机风扇装置及航空发动机，能够提高流道板安装的便捷性。

为实现上述目的，本发明的实施例一方面提供了一种航空发动机风扇装置，包括：

进气锥；

封严环；

风扇盘，沿轴向设在进气锥和封严环之间；

多个叶片，沿周向间隔设在风扇盘的外壁上；和

多个流道板，流道板设在相邻两个叶片的根部之间；

其中，进气锥朝向风扇盘的端面沿周向间隔设有多个第一凹槽，封严环朝向风扇盘的端面沿周向间隔设有多个第二凹槽，流道板沿轴向的两端分别与第一凹槽和第二凹槽嵌合。

在一些实施例中，流道板包括主体部，

主体部靠近进气锥的第一端设有第一凸出部，第一凸出部嵌入第一凹槽内；和/或

主体部靠近封严环的一端设有第二凸出部，第二凸出部嵌入第二凹槽内。

在一些实施例中，流道板的外壁与进气锥的外壁平齐，流道板还包括第一连接部，第一连接部的第一端与主体部的第一端连接，第二端沿径向朝内延伸，第一凸出部设在第一连接部的第二端且沿轴向朝向进气锥延伸。

在一些实施例中，流道板还包括第二连接部，第二连接部的第一端与主体部的第二端连接，第二端沿轴向朝向封严环延伸，第二连接部从第一端至第二端厚度逐渐增大，第二凸出部设在第二连接部的第二端且沿轴向朝向封严环延伸。

在一些实施例中，第二连接部与封严环在第二凸出部与第二凹槽配合部分以外的区域形成相对于轴向倾斜的配合面，配合面沿径向的外端朝向靠近进气锥方的向倾斜。

在一些实施例中，流道板包括主体部和设在主体部两端的第一连接部和第二连接部，第一连接部上设有嵌入第一凹槽内的第一凸出部，第二连接部上设有嵌入第二凹槽内的第二凸出部，进气锥、第一连接部、主体部、第二连接部和封严环的外壁齐平，且从进气锥至封严环外径逐渐增大。

在一些实施例中，航空发动机风扇装置还包括第一密封片和第二密封片，第一密封片设在第一凸出部与第一凹槽的配合面之间，第二密封片设在第一连接部与进气锥的配合面之间。

在一些实施例中，航空发动机风扇装置还包括第三密封片和第四密封片，第三密封片设在第二凸出部与第二凹槽的配合面之间，第四密封片设在第二连接部与封严环的配合面之间。

在一些实施例中，航空发动机风扇装置还包括密封条，密封条设在流道板与叶片之间。

在一些实施例中，流道板的底部设有加强筋，加强筋的凸出高度不超过流道板与风扇盘之间的间距。

在一些实施例中，加强筋包括：两个间隔设置的第一筋条和多个间隔设置的第二筋条，两个第一筋条分别靠近流道板两侧的叶片设置，第一筋条的延伸路径与所在侧的流道板边缘一致，各个第二筋条均连接于两个第一筋条之间；

航空发动机风扇装置还包括密封条，密封条设在第一筋条的外侧壁上，且位于第一筋条与叶片之间。

在一些实施例中，在径向上，第一凹槽和第二凹槽的尺寸大于与之配合的流道板的端部尺寸；

在非工作状态下，流道板端部的下表面与第一凹槽和第二凹槽的底面接触；在工作状态下，流道板端部的上表面与第一凹槽和第二凹槽的顶面接触。

为实现上述目的，本发明的实施例另一方面提供了一种航空发动机，包括上述实施例的航空发动机风扇装置。

基于上述技术方案，本发明实施例的航空发动机风扇装置，此种风扇装置通过嵌合结构实现流道板的径向和轴向定位，结构简单，便于制造加工，不会增加额外重量，可减小风扇装置的重量；而且，此种安装方式不易松动，安装可靠，由于凹槽安装定位准确，可避免流道板与叶片出现碰磨风险，可提高发动机的安全性和可靠性；另外，此种结构可降低流道板的安装难度，易于装配和维护。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，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为航空发动机风扇装置的一个实施例的结构示意图；

图2为航空发动机风扇装置的一个实施例的剖视图；

图3和图4分别为流道板的一个实施例的底部和侧部结构示意图；

图5为在流道板侧面设置密封条的一个实施例的结构示意图；

图6为在进气锥上设置第一凹槽的结构示意图；

图7为图6中的A处放大图；

图8为在封严环上设置第二凹槽的结构示意图；

图9为图8中的B处放大图；

图10为图2的C处放大图；

图11为图2的D处放大图。

附图标记说明

1、进气锥；11、进气锥前段；12、进气锥后段；121、第一凹槽；2、风扇盘；21、安装条；3、封严环；31、第二凹槽；32、导气部；4、鼓筒；5、叶片；6、流道板；61、主体部；62、第一连接部；63、第一凸出部；64、第二连接部；65、第二凸出部；66、加强筋；661、第一筋条；662、第二筋条；71、第一密封片；72、第二密封片；73、第三密封片；74、第四密封片；8、密封条。

具体实施方式

以下详细说明本发明。在以下段落中，更为详细地限定了实施例的不同方面。如此限定的各方面可与任何其他的一个方面或多个方面组合，除非明确指出不可组合。尤其是，被认为是优选的或有利的任何特征可与其他一个或多个被认为是优选的或有利的特征组合。

本发明中出现的“第一”、“第二”等用语仅是为了方便描述，以区分具有相同名称的不同组成部件，并不表示先后或主次关系。

在本发明的描述中，采用了“上”、“下”、“顶”、“底”、“前”、“后”、“内”和“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明，而不是指示或暗示所指的装置必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。后续实施例中提到的“轴向”、“径向”和“周向”均相对于航空发动机为基准定义。

如图1和图2所示，本发明提供了一种航空发动机风扇装置，在一些实施例中，包括：进气锥1、封严环3、风扇盘2、多个叶片5和多个流道板6。风扇盘2沿轴向设在进气锥1和封严环3之间，进气锥1沿轴向顺着气流方向包括进气锥前段11和进气锥后段12，进气锥1的外壁呈锥形。在封严环3沿轴向原理风扇盘2的一端连接有鼓筒4。

多个叶片5沿周向间隔设在风扇盘2的外壁上，用于对进入发动机的气体进行初步压缩，如图1所示，风扇盘2的外壁上沿周向间隔设有多个安装条21，各个安装条21可通过螺钉等紧固件固定在风扇盘2上，叶片5安装在相邻的安装条21之间。叶片5包括榫头和叶身，叶身是叶片在气流通道内带有叶型的部分，具有气动工作面，榫头是叶片安装到盘上的部分，叶身所受载荷通过榫头传递到风扇盘2。

流道板6设在相邻两个叶片5的根部之间，流道板6沿轴向的两端分别与进气锥1和封严环3连接，沿周向的两端与相邻的叶片5连接。其中，进气锥1朝向风扇盘2的端面沿周向间隔设有多个第一凹槽121，封严环3朝向风扇盘2的端面沿周向间隔设有多个第二凹槽31，流道板6沿轴向的两端分别与第一凹槽121和第二凹槽31嵌合。

第一凹槽121和第二凹槽31起到安装承力作用，例如，凹槽的截面可以为矩形、梯形或三角形等。由于流道板6较薄，将凹槽设在进气锥1和封严环3上，可保证流道板6的结构强度。由此，流道板6与进气锥1、封严环3和叶片5形成发动机进气段流道，可减小气动损失，提高发动机效率。

此种航空发动机风扇装置至少具备如下优点之一：

(1)通过在进气锥1和封严环3上设置凹槽实现流道板6的径向和轴向定位，无需在流道板6和风扇盘2上设置安装边或凸台结构，也取消了紧固件，结构简单，便于制造加工，流道板嵌合固定的结构不会增加额外重量，可减小风扇装置的重量，从而减小发动机的重量，降低成本。

(2)此种安装方式不易松动，安装可靠，由于凹槽安装定位准确，可避免流道板6与叶片5出现碰磨风险，可提高发动机的安全性和可靠性。

(3)由于叶片5之间空间有限，此种结构可降低流道板6的安装难度，易于装配和维护。在装配时，可以先将各个流道板6的一端分别嵌入封严环3上不同的第二凹槽31内，再沿轴向安装进气锥1，使各个流道板6的另一端嵌入进气锥1上不同的第一凹槽121内。

(4)流道板6采用端部嵌合安装结构，可延长气流的泄露路径，减少气体泄漏，提高发动机效率。

图6为进气锥后段12的结构示意图，图7为图6的A处放大图，在进气锥后段12与流道板6配合的侧壁上设有第一凹槽121，第一凹槽121的槽口可设有倒角或圆角，以方便安装。图10为图2的C处放大图，流道板6包括主体部61，例如，主体部61可采用板状结构，主体部61靠近进气锥1的第一端设有第一凸出部63，第一凸出部63嵌入第一凹槽121内。

图8为封严环3的结构示意图，图9为图8的B处放大图，在封严环3与流道板6配合的侧壁上设有第二凹槽31，第二凹槽31的槽口可设有倒角或圆角，以方便安装。图11为图2的D处放大图，主体部61靠近封严环3的一端设有第二凸出部65，第二凸出部65嵌入第二凹槽31内。

本发明该实施例的流道板6通过在两端分别设置第一凸出部63和/或第二凸出部65，通过设置凹凸嵌合结构，可使流道板6与进气锥1和封严环3形成弯折迂回的配合面，从而延长配合面的长度，能够减少气体泄露，提高发动机工作效率。而且，嵌合安装的方式下，流道板6不会发生松动，在风扇装置工作状态与非工作状态下都能够使流道板6固定可靠，提高发动机工作的可靠性和安全性。

如图10所示，流道板6的外壁与进气锥1的外壁平齐，以形成平滑的气流通道，减小气流损失。流道板6还包括第一连接部62，第一连接部62的第一端与主体部61的第一端连接，第二端沿径向朝内延伸，第一连接部62的侧壁与进气锥1的侧壁配合，第一连接部62与主体部61之间形成钝角。第一凸出部63设在第一连接部62的第二端且沿轴向朝向进气锥1延伸，例如，第一凸出部63与第一连接部62形成直角，第一凸出部63的延伸方向与轴向一致，在安装进气锥1可直接沿轴向推动直至与第一凸出部63配合。

该实施例通过设置沿径向朝内延伸的第一连接部62，为流道板6的外壁与进气锥1的外壁形成平滑气流通道提供了条件，不会使流道板固定结构占用气流通道的空间，充分利用流道板6与风扇盘2之间的空间。而且，还能将第一凹槽121设在进气锥1与流道板6的配合面沿径向的中间区域，以保证进气锥1配合部位的安装强度，提高结构可靠性。

如图11所示，流道板6还包括第二连接部64，第二连接部64的第一端与主体部61的第二端连接，第二端沿轴向朝向封严环3延伸，第二连接部64从第一端至第二端厚度逐渐增大，例如，第二连接部64在风扇盘2的纵截面上形成三角形结构，第二凸出部65设在第二连接部64的第二端且沿轴向朝向封严环3延伸。第二凸出部65的延伸方向与轴向一致，便于将流道板6安装到封严环3上。

在该实施例中，由于流道板6从进气锥1至封严环3的方向沿径向逐渐向外倾斜，通过设置沿轴向延伸的第二连接部64，可实现流道板6与封严环3的平滑连接，而且，通过设置厚度逐渐增大的第二连接部64，可增加流道板6与封严环3连接部位的强度，也具有足够的面积设置第二凸出部65，避免在连接部位出现应力集中，提高结构可靠性。

仍参考图11，第二连接部64与封严环3在第二凸出部65与第二凹槽31配合部分以外的区域形成相对于轴向倾斜的配合面，配合面沿径向的外端朝向靠近进气锥1方的向倾斜。此种结构可避免在第二连接部64与封严环3配合的部位靠近流道板外壁的区域形成锐角结构，提高流道板6在连接部位的结构强度。

如图2、图10和图11，流道板6包括主体部61和设在主体部61两端的第一连接部62和第二连接部64，第一连接部62上设有嵌入第一凹槽121内的第一凸出部63，第二连接部64上设有嵌入第二凹槽31内的第二凸出部65，进气锥1、第一连接部62、主体部61、第二连接部64和封严环3的外壁齐平，且从进气锥1至封严环3外径逐渐增大。此种结构能够整体形成平滑的气流通道，降低不同部件连接处的气流损失，提高航空发动机的工作效率。

在一些实施例中，如图10所示，本发明的航空发动机风扇装置还包括第一密封片71和第二密封片72，第一密封片71设在第一凸出部63与第一凹槽121的配合面之间，例如，第一密封片71可预先制成弯折状，或者也可采用可变形的片状结构，在安装第一凸出部63后发生变形；较优地，第一密封片71沿着第一凸出部63与第一凹槽121的整个配合面设置。第二密封片72设在第一连接部62与进气锥1的配合面之间。

该实施例中的流道板6与进气锥1形成弯折迂回的配合面，可延长配合面的长度，在此基础上，又在流道板6与进气锥1的整个配合面上设置密封片，可获得较优的密封效果，能够减少气体泄露，提高发动机工作效率。而且，分段式的密封片易于安装，在维护时也易于更换。

在一些实施例中，如图11所示，本发明的航空发动机风扇装置还包括第三密封片73和第四密封片74，第三密封片73设在第二凸出部65与第二凹槽31的配合面之间，第四密封片74设在第二连接部64与封严环3的配合面之间。

该实施例中的流道板6与封严环3形成弯折迂回的配合面，可延长配合面的长度，在此基础上，又在流道板6与封严环3的整个配合面上设置密封片，可获得较优的密封效果，能够减少气体泄露，提高发动机工作效率。而且，分段式的密封片易于安装，在维护时也易于更换。

通过在流道板6与进气锥1和封严环3配合的部位均设置密封片，可提高流道板6沿轴向两端安装部位的密封效果，能够减少气体泄露，提高发动机工作效率。

如图5所示，本发明的航空发动机风扇装置还包括密封条8，密封条8设在流道板6与叶片5之间。密封条8可预先固定在流道板6的端部或者叶片5的侧壁上，再安装流道板6。该实施例通过设置密封条8，可提高流道板6沿周向两端与叶片5之间的密封性，进一步减少气体泄露，提高发动机工作效率。

风扇装置工作的过程中，流道板6受到离心力的作用会发生径向窜动，使流道板6与密封片和密封条发生摩擦，因此，上述实施例中的密封片和密封条可采用耐磨材料制成，以保证长期使用后的密封效果。而且，密封片和密封条可共同发挥减振作用，吸收风扇装置工作时产生的振动。

优选地，在径向上，第一凹槽121和第二凹槽31的尺寸大于与之配合的流道板6的端部尺寸。在非工作状态下，由于重力作用，流道板6的端部的下表面与第一凹槽121和第二凹槽31的底面接触，第一凹槽121和第二凹槽31起到径向支撑和轴向定位作用。在工作状态下，由于离心力作用，流道板6沿径向向外运动，流道板6的端部的上表面与第一凹槽121和第二凹槽31的顶面接触，第一凹槽121和第二凹槽31起到径向支撑和轴向定位作用。而且，在工作状态下，流道板6沿周向两侧的密封条8与叶片5贴合，沿轴向两侧的密封片与凹槽贴合，同时起到减振耐磨和密封作用。

如图2所示，流道板6的底部设有加强筋66，加强筋66的凸出高度不超过流道板6与风扇盘2之间的间距。通过加强筋66可增加流道板6的刚性，满足强度要求，提高结构可靠性；而且，将加强筋66设在流道板6底部，可充分利用流道板6与风扇盘2之间的空间。

如图3所示，加强筋66包括：两个间隔设置的第一筋条661和多个间隔设置的第二筋条662，两个第一筋条661分别靠近流道板6两侧的叶片5设置，第一筋条661的延伸路径与所在侧的流道板6边缘一致，各个第二筋条662均连接于两个第一筋条661之间。密封条8设在第一筋条661的外侧壁上，且位于第一筋条661与叶片5之间。该实施例中，加强筋66不仅能增加流道板6的结构强度，还能为安装密封条8提供了支撑结构，例如密封条8可预先粘在第一筋条661上，提高了安装的便捷性和密封条8安装的牢固性。

其次，本发明还提供了一种航空发动机，包括上述实施例的航空发动机风扇装置。此种航空发动机通过减小流道板固定结构的重量，可减小发动机的整体重量，还能提高发动机的装配效率；而且，流道板6固定可靠能够发动机工作的安全性和可靠性；另外，流道板6与进气锥1和封严环3之间具有较优的密封性能，可减少气体泄露，提高发动机的工作效率。

以上对本发明所提供的一种航空发动机风扇装置及航空发动机进行了详细介绍。本文中应用了具体的实施例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以对本发明进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本发明权利要求的保护范围内。

Claims (12)

1.一种航空发动机风扇装置，其特征在于，包括：

进气锥(1)；

封严环(3)；

风扇盘(2)，沿轴向设在所述进气锥(1)和所述封严环(3)之间；

多个叶片(5)，沿周向间隔设在所述风扇盘(2)的外壁上；和

多个流道板(6)，所述流道板(6)设在相邻两个叶片(5)的根部之间；

其中，所述进气锥(1)朝向所述风扇盘(2)的端面沿周向间隔设有多个第一凹槽(121)，所述封严环(3)朝向所述风扇盘(2)的端面沿周向间隔设有多个第二凹槽(31)，所述流道板(6)沿轴向的两端分别与所述第一凹槽(121)和第二凹槽(31)嵌合；在径向上，所述第一凹槽(121)和第二凹槽(31)的尺寸大于与之配合的所述流道板(6)的端部尺寸；

在非工作状态下，所述流道板(6)端部的下表面与所述第一凹槽(121)和第二凹槽(31)的底面接触；在工作状态下，所述流道板(6)端部的上表面与所述第一凹槽(121)和第二凹槽(31)的顶面接触。

2.根据权利要求1所述的航空发动机风扇装置，其特征在于，所述流道板(6)包括主体部(61)，

所述主体部(61)靠近所述进气锥(1)的第一端设有第一凸出部(63)，所述第一凸出部(63)嵌入所述第一凹槽(121)内；和/或

所述主体部(61)靠近所述封严环(3)的一端设有第二凸出部(65)，所述第二凸出部(65)嵌入所述第二凹槽(31)内。

3.根据权利要求2所述的航空发动机风扇装置，其特征在于，所述流道板(6)的外壁与所述进气锥(1)的外壁平齐，所述流道板(6)还包括第一连接部(62)，所述第一连接部(62)的第一端与所述主体部(61)的第一端连接，第二端沿径向朝内延伸，所述第一凸出部(63)设在所述第一连接部(62)的第二端且沿轴向朝向所述进气锥(1)延伸。

4.根据权利要求2所述的航空发动机风扇装置，其特征在于，所述流道板(6)还包括第二连接部(64)，所述第二连接部(64)的第一端与所述主体部(61)的第二端连接，第二端沿轴向朝向所述封严环(3)延伸，所述第二连接部(64)从第一端至第二端厚度逐渐增大，所述第二凸出部(65)设在所述第二连接部(64)的第二端且沿轴向朝向所述封严环(3)延伸。

5.根据权利要求4所述的航空发动机风扇装置，其特征在于，所述第二连接部(64)与所述封严环(3)在所述第二凸出部(65)与第二凹槽(31)配合部分以外的区域形成相对于轴向倾斜的配合面，所述配合面沿径向的外端朝向靠近所述进气锥(1)方的向倾斜。

6.根据权利要求1所述的航空发动机风扇装置，其特征在于，所述流道板(6)包括主体部(61)和设在所述主体部(61)两端的第一连接部(62)和第二连接部(64)，所述第一连接部(62)上设有嵌入所述第一凹槽(121)内的第一凸出部(63)，所述第二连接部(64)上设有嵌入所述第二凹槽(31)内的第二凸出部(65)，所述进气锥(1)、第一连接部(62)、主体部(61)、第二连接部(64)和封严环(3)的外壁齐平，且从所述进气锥(1)至封严环(3)外径逐渐增大。

7.根据权利要求3所述的航空发动机风扇装置，其特征在于，还包括第一密封片(71)和第二密封片(72)，所述第一密封片(71)设在所述第一凸出部(63)与第一凹槽(121)的配合面之间，所述第二密封片(72)设在所述第一连接部(62)与所述进气锥(1)的配合面之间。

8.根据权利要求4所述的航空发动机风扇装置，其特征在于，还包括第三密封片(73)和第四密封片(74)，所述第三密封片(73)设在所述第二凸出部(65)与第二凹槽(31)的配合面之间，所述第四密封片(74)设在所述第二连接部(64)与所述封严环(3)的配合面之间。

9.根据权利要求1所述的航空发动机风扇装置，其特征在于，还包括密封条(8)，所述密封条(8)设在所述流道板(6)与所述叶片(5)之间。

10.根据权利要求1所述的航空发动机风扇装置，其特征在于，所述流道板(6)的底部设有加强筋(66)，所述加强筋(66)的凸出高度不超过所述流道板(6)与所述风扇盘(2)之间的间距。

11.根据权利要求10所述的航空发动机风扇装置，其特征在于，所述加强筋(66)包括：两个间隔设置的第一筋条(661)和多个间隔设置的第二筋条(662)，两个第一筋条(661)分别靠近所述流道板(6)两侧的叶片(5)设置，所述第一筋条(661)的延伸路径与所在侧的流道板(6)边缘一致，各个第二筋条(662)均连接于两个第一筋条(661)之间；

所述航空发动机风扇装置还包括密封条(8)，所述密封条(8)设在所述第一筋条(661)的外侧壁上，且位于所述第一筋条(661)与所述叶片(5)之间。

12.一种航空发动机，其特征在于，包括权利要求1～11任一所述的航空发动机风扇装置。

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