CN112302729A - 航空发动机涡轮静子组件及航空发动机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航空发动机涡轮静子组件及航空发动机。其中，航空发动机涡轮静子组件包括隔热件，设于所述航空发动机涡轮静子组件中的直接接触装配的部件之间。本发明在航空发动机涡轮静子组件中的直接接触装配的部件之间设置隔热件，减小两部件或者多个部件之间的换热，达到降低热传递的效果，避免出现局部超温及热应力过大的现象。

Description

航空发动机涡轮静子组件及航空发动机

技术领域

本发明涉及航空机械领域，尤其涉及一种航空发动机涡轮静子组件及航空发动机。

背景技术

航空发动机设计时，在涡轮静子组件中，需要将外环和导叶通过挂钩和卡槽的配合结构悬挂在机匣上，由于涡轮流道内温度较高，所以直接接触气流的外环和导叶温度较高，机匣与导叶接触的挂钩位置，以及机匣与外环接触的挂钩位置处的温度也会升高，但外涵道温度较低，这会导致机匣受热不均，热变形协调性较差。

因此，如何能通过结构设计减少导叶及外环与机匣之间的接触换热，使机匣受热均匀是一项难度较大的问题。同时如何保证与外环和导叶连接的机匣挂钩不超温也是一项难度较大的工作。

发明内容

本发明的其中一个目的是提出一种航空发动机涡轮静子组件及航空发动机，用于缓解温度不均的问题。

本发明的一些实施例提供了一种航空发动机涡轮静子组件，其包括隔热件，设于所述航空发动机涡轮静子组件中的直接接触装配的部件之间。

在一些实施例中，航空发动机涡轮静子组件包括机匣、导叶和外环，所述机匣与所述导叶之间的接触装配部位，所述机匣与所述外环之间的接触装配部位，以及所述导叶与所述外环之间的接触装配部位中的至少之一设有所述隔热件。

在一些实施例中，所述外环设有凹槽，所述机匣包括第一连接部，所述导叶包括第一连接部，所述机匣的第一连接部和所述导叶的第一连接部接触装配，且共同设于所述凹槽内，与所述凹槽形成过盈配合。

在一些实施例中，所述隔热件包括第一隔热件，所述第一隔热件的至少部分部位位于所述凹槽与所述机匣的第一连接部的接触配合部位，以及位于所述凹槽与所述导叶的第一连接部的接触配合部位。

在一些实施例中，所述第一隔热件呈U型，与所述凹槽的结构相适配，所述第一隔热件的开口端设有向外延伸的限位部，所述限位部与所述凹槽的端部形成限位。

在一些实施例中，所述隔热件包括第二隔热件，所述第二隔热件设于所述机匣的第一连接部与所述导叶的第一连接部的接触装配部位。

在一些实施例中，所述第二隔热件呈圆环形。

在一些实施例中，所述机匣包括第二连接部，所述隔热件包括第三隔热件，所述第三隔热件套设在所述机匣的第二连接部上，所述机匣的第二连接部装配于所述外环与所述导叶的部分配合部位之间。

在一些实施例中，所述隔热件采用柔性材料制成。

在一些实施例中，所述隔热件设有多个孔。

在一些实施例中，所述隔热件包括第一层隔热件和第二层隔热件，所述第一层隔热件上的孔与所述第二层隔热件上的孔相互错开。

在一些实施例中，所述隔热件上的孔包括条形孔、圆形孔或异型孔。

本发明的一些实施例提供了一种航空发动机，包括上述的航空发动机涡轮静子组件。

基于上述技术方案，本发明至少具有以下有益效果：

在一些实施例中，在航空发动机涡轮静子组件中的直接接触装配的部件之间设置隔热件，减小两部件或者多个部件之间的换热，达到降低热传递的效果，避免出现局部超温及热应力过大的现象。

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为本发明一些实施例提供的航空发动机涡轮静子组件的局部结构示意图；

图2为本发明提供的第二隔热件的第一实施例的示意图；

图3为本发明提供的第二隔热件的第二实施例的示意图；

图4为本发明提供的第二隔热件的第三实施例的示意图；

图5为本发明一些实施例提供的双层结构的隔热件的示意图；

图6为图5的A-A示意图。

附图中标号说明：

11-第一隔热件；12-第二隔热件；13-第三隔热件；

2-机匣；21-机匣的第一连接部；22-机匣的第二连接部；

3-导叶；31-导叶的第一连接部；

4-外环。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“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和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件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。

一些实施例提供了一种航空发动机涡轮静子组件，其包括隔热件，隔热件设于航空发动机涡轮静子组件中的直接接触装配的部件之间。

由于航空发动机涡轮静子组件中位于内涵道或靠近内涵道的部件温度较高，位于外涵道或靠近外涵道的温度相对较低，因此，航空发动机涡轮静子组件中存在温度不均的问题，尤其是存在温差的两个直接接触装配的部件之间，由于接触表面发生热传递，引起局部高温，温度不均，因此，本公开的一些实施例中，在航空发动机涡轮静子组件中的直接接触装配的部件之间设置隔热件，减小两部件或者多个部件之间的换热，达到降低热传递的效果，避免出现局部超温及热应力过大的现象。

在一些实施例中，航空发动机涡轮静子组件包括机匣2、导叶3和外环4等不旋转部件。

机匣2与导叶3之间的接触装配部位设有隔热件。

机匣2与外环4之间的接触装配部位设有隔热件。

导叶3与外环4之间的接触装配部位设有隔热件。

由于涡轮流道内温度较高，所以直接接触气流的外环4和导叶3温度较高，机匣2与导叶3的接触装配部位，以及机匣2与外环4的接触装配部位的温度也会升高，但外涵道温度较低，所以，导致机匣2受热不均，热变形协调性较差。

机匣2与导叶3和外环4等热源直接接触的位置温度较高，其它位置通过该处热传递，造成机匣受热不均以及局部超温。

再者，导叶3需要通过机匣2定心定位，又要有一定的热变形自由度，所以，导叶3一般是直接连接到机匣2上，以保证装配可靠性。

本公开提供的隔热件采用很薄，厚度均匀且刚性很差的结构，可应用于具有接触换热的涡轮静子组件的各部件之间，通过隔热件可以减小两部件或者多个部件之间的换热，达到降低外环4和导叶3对机匣2的热传递，保证机匣2的温度较低，避免出现局部超温及热应力过大的现象。

在一些实施例中，外环4设有凹槽，机匣2包括第一连接部21，导叶3包括第一连接部31，机匣2的第一连接部21和导叶3的第一连接部31接触装配，且共同设于凹槽内，与凹槽形成过盈配合。

机匣2的第一连接部21与导叶3的第一连接部31直接接触装配。

机匣2的第一连接部21和导叶3的第一连接部31接触装配后共同设于外环4上设置的凹槽内。机匣2的第一连接部21与外环4直接接触装配。

在一些实施例中，隔热件包括第一隔热件11，第一隔热件11的至少部分部位位于凹槽与机匣2的第一连接部11的接触配合部位，降低机匣2与外环4之间的热传递。第一隔热件11的至少部分部位还位于凹槽与导叶3的第一连接部31的接触配合部位。

在一些实施例中，第一隔热件11呈U型，与凹槽的结构相适配，第一隔热件11设于凹槽内。第一隔热件11的开口端设有向外延伸的限位部，限位部设于凹槽的外部，限位部与凹槽的端部形成限位。

在一些实施例中，隔热件包括第二隔热件12，第二隔热件12设于机匣2的第一连接部21和导叶3的第一连接部31的接触装配部位之间，用于降低机匣2与导叶3之间的热传递。

在一些实施例中，如图2～4所示，第二隔热件12呈圆环形。

在一些实施例中，机匣2包括第二连接部22，隔热件包括第三隔热件13，第三隔热件13套设在机匣2的第二连接部22上，机匣2的第二连接部22装配于外环4与导叶3的部分配合部位之间。

可选地，第三隔热件13为U型。

通过在机匣2的第二连接部22套设第三隔热件13，降低机匣2与导叶3和外环4之间的热传递。

在一些实施例中，隔热件采用柔性材料制成。

在一些实施例中，隔热件的结构很薄，厚度均匀且刚性很差，通过装配这种隔热件，能够有效减少导叶3和外环4与机匣2之间的接触换热，使机匣2受热均匀，提高机匣2的热变形协调性。同时也可以保证导叶3和外环4装配在机匣2上不影响其安装可靠性及装配定心。

隔热件采用的材料包括金属，但不限于金属，可选地，隔热件采用的材料还包括石棉、碳纤维材料或者满足上述特性的任何材料。

在一些实施例中，隔热件设有多个孔。隔热件设置为多孔状，利于降低刚度，形成所需要的各种形状，既能够起到降低传热的作用，又不影响各部件之间的装配。

在一些实施例中，如图5、图6所示，隔热件可以设置为多层结构。可选地，隔热件包括第一层隔热件和第二层隔热件，第一层隔热件上的孔与第二层隔热件上的孔相互错开。

为了达到更好的隔热效果，可通过多层结构叠加来实现。将两层隔热件上的孔错开，保证装配后叠加到一起时接触面积最小。

在一些实施例中，如图2所示，隔热件上的孔包括条形孔。

在一些实施例中，如图3所示，隔热件上的孔包括圆形孔。

在一些实施例中，如图4所示，隔热件上的孔包括异型孔。

上述各实施例中，孔的数量、大小和位置可以是任意的，主要根据装配需求来确定孔的大小。

在一些实施例中，通过在机匣2与导叶3之间的接触装配部位，以及机匣2与外环4之间的接触装配部位，设置隔热件，使导叶3及外环4与机匣2之间的直接接触面积减小，有效减小接触换热，使机匣2受热均匀，提高机匣的热变形协调性。

在一些实施例中，隔热件的厚度均匀，在装配到导叶3及外环4与机匣2的装配位置时不会影响装配位置的同轴度，进而不会影响转子、静子之间的间隙。

在一些实施例中，隔热件采用柔性材料，刚性很差，可以做成各种形状，可以做成截面为杯状的结构包裹在挂钩上，或设于凹槽内，以减小接触换热。

在一些实施例中，隔热件采用柔性材料结合多孔结构，刚性更差，隔热件上设置的孔可以是条形的，也可以是圆形的，或者任意形状，为了达到更佳的效果，可以叠加多层，通过减小直接接触的面积来达到减小换热的目的。

在一些实施例中，机匣2的第一连接部21和第二连接部22，以及导叶3的第一连接部31为类似于挂钩的形式，设于外环4和/或导叶3形成的凹槽或卡槽内。

在一些实施例中，为减少温度较高的外环4和导叶3与机匣2的接触换热，可以将隔热件做成截面为杯状的结构装配到凹槽和机匣2的第一连接部21及导叶3的第一连接部31之间；或者将隔热件做成U型结构装配到机匣2的第二连接部22上；又或者将隔热件作为环形，装配在机匣2的第一连接部21及导叶3的第一连接部31之间。隔热件可以是任意形状，根据使用需求来确定。

一些实施例还提供了一种航空发动机，其包括上述的航空发动机涡轮静子组件。

在本发明的描述中，需要理解的是，使用“第一”、“第二”、“第三”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对上述零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

另外，在没有明确否定的情况下，其中一个实施例的技术特征可以有益地与其他一个或多个实施例相互结合。

最后应当说明的是:以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本发明技术方案的精神，其均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。

Claims (13)

1.一种航空发动机涡轮静子组件，其特征在于，包括隔热件，设于所述航空发动机涡轮静子组件中的直接接触装配的部件之间。

2.如权利要求1所述的航空发动机涡轮静子组件，其特征在于，包括机匣(2)、导叶(3)和外环(4)，所述机匣(2)与所述导叶(3)之间的接触装配部位，所述机匣(2)与所述外环(4)之间的接触装配部位，以及所述导叶(3)与所述外环(4)之间的接触装配部位中的至少之一设有所述隔热件。

3.如权利要求2所述的航空发动机涡轮静子组件，其特征在于，所述外环(4)设有凹槽，所述机匣(2)包括第一连接部(21)，所述导叶(3)包括第一连接部(31)，所述机匣(2)的第一连接部(21)和所述导叶(3)的第一连接部(31)接触装配，且共同设于所述凹槽内，与所述凹槽形成过盈配合。

4.如权利要求3所述的航空发动机涡轮静子组件，其特征在于，所述隔热件包括第一隔热件(11)，所述第一隔热件(11)的至少部分部位位于所述凹槽与所述机匣(2)的第一连接部(11)的接触配合部位，以及位于所述凹槽与所述导叶(3)的第一连接部(31)的接触配合部位。

5.如权利要求4所述的航空发动机涡轮静子组件，其特征在于，所述第一隔热件(11)呈U型，与所述凹槽的结构相适配，所述第一隔热件(11)的开口端设有向外延伸的限位部，所述限位部与所述凹槽的端部形成限位。

6.如权利要求3所述的航空发动机涡轮静子组件，其特征在于，所述隔热件包括第二隔热件(12)，所述第二隔热件(12)设于所述机匣(2)的第一连接部(21)与所述导叶(3)的第一连接部(31)的接触装配部位。

7.如权利要求6所述的航空发动机涡轮静子组件，其特征在于，所述第二隔热件(12)呈圆环形。

8.如权利要求2所述的航空发动机涡轮静子组件，其特征在于，所述机匣(2)包括第二连接部(22)，所述隔热件包括第三隔热件(13)，所述第三隔热件(13)套设在所述机匣(2)的第二连接部(22)上，所述机匣(2)的第二连接部(22)装配于所述外环(4)与所述导叶(3)的部分配合部位之间。

9.如权利要求1所述的航空发动机涡轮静子组件，其特征在于，所述隔热件采用柔性材料制成。

10.如权利要求1所述的航空发动机涡轮静子组件，其特征在于，所述隔热件设有多个孔。

11.如权利要求10所述的航空发动机涡轮静子组件，其特征在于，所述隔热件包括第一层隔热件和第二层隔热件，所述第一层隔热件上的孔与所述第二层隔热件上的孔相互错开。

12.如权利要求10所述的航空发动机涡轮静子组件，其特征在于，所述隔热件上的孔包括条形孔、圆形孔或异型孔。

13.一种航空发动机，其特征在于，包括如权利要求1～12任一项所述的航空发动机涡轮静子组件。

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