CN113356946B - 一种航空发动机涡轮间机匣结构 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种航空发动机涡轮间机匣结构，包括：整体承力框架，其包括在圆周方向上间隔布置有引气保温腔和管路安装座的外机匣、具有集气腔且贯穿所述集气腔设置有管路插接座的双层内机匣以及连接所述引气保温腔和集气腔的斜支板；隔热整流罩组件，其包括轴向对开式整流导叶组件和一体式整流导叶，所述一体式整流导叶包裹在双层管路的外侧，所述轴向对开式整流导叶组件包裹在所述斜支板的外侧；内层用于传输滑油或油气混合物而外层用于传输封严气的双层管路，所述双层管路沿径向方向穿过所述整体承力框架，所述双层管路分别连接流通较低温度的轴承腔密封用封严引气的第二外部管路和流通滑油或油气混合物的第三外部管路。

Description

一种航空发动机涡轮间机匣结构

技术领域

本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种航空发动机涡轮间机匣结构。

背景技术

航空发动机在高压转子后的支点处通常采用无轴间轴承的涡轮间机匣进行支撑，相应的涡轮间机匣多数为分体装配式结构，穿过涡轮间机匣所在主流道通向内部轴承腔的供油、回油、通风等功能管路，多数也布置在涡轮间机匣承力支板内腔。而在布置涡轮间机匣时，按照涡轮间机匣内部轴承腔布局所需，累计需要供油、回油、通风、轴承腔密封引气、测试等多组功能通道；涡轮间机匣位于高、低压涡轮之间，主流道是高温、高压的燃气，为了涡轮间机匣承力支板的安全工作，需要在传力支板外布置隔热整流罩，多数承力支板内腔需布置功能性通道、外面需包裹隔热整流罩，从而将导致承力支板数量过多、周向宽度较厚、重量较重、适应热变形协调的能力较差，且会严重堵塞涡轮间机匣处主流道，导致涡轮间机匣处主流道总压恢复系数难以满足发动机性能需求。

为了克服上述问题，现有技术中提供了一种涡轴发动机用涡轮级间支撑结构，其采用径向直支板传递内外载荷，并与单层内机匣和单层外机匣一起形成整体铸造结构，其涡轮间机匣内腔仅支撑高压转子后支点；低压涡轮一级导向叶片与涡轮级间机匣隔热整流罩一体化气动设计及结构布局；滑油管路避开承力支板周向位置，但滑油与主流道燃气之间仅由隔热整流罩内腔冷却气隔离保护。但在该结构中，涡轮间机匣所承受的温度和压力、传递的其他载荷、外部环境及尺寸效应等均较为宽松，并具有如下缺点：

1)技术方面：第一，现有技术采用的径向直支板在涡轮间机匣外部被低温外涵气流冲刷、内部被冷却隔热整流罩的高温气体包裹的情况下，直支板应对热变形不协调的能力较差；第二，在支板头部与外机匣转接处容易因热变形不协调的原因产生裂纹；第三，现有技术方案无法满足冷却隔热整流罩的气体温度超过滑油/油气结焦边界时的情况；

2)成本方面，现有技术方案中的结构容易产生裂纹，从而需频繁更换硬件，全寿命周期成本较高；

3)效率方面，现有技术方案在平衡热变形不协调、综合热管理等技术措施的结构效率方面，难以满足需求；

4)安全方面，现有技术方案的滑油/油气管直接布局在冷却隔热整流罩的气体中，而冷却隔热整流罩的气体温度会导致滑油油气结焦，在管接头因热变形导致密封不严发生滑油或油气泄漏时，有失火的安全性风险。

发明内容

本申请的目的是提供了一种航空发动机涡轮间机匣结构，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。

本申请的技术方案是：一种航空发动机涡轮间机匣结构，包括：

用于传力的整体承力框架，所述整体承力框架包括在圆周方向上间隔布置有引气保温腔和管路安装座的外机匣、具有集气腔且贯穿所述集气腔设置有管路插接座的双层内机匣以及连接所述引气保温腔和集气腔的斜支板，通过安装在引气保温腔上第一外部管路能够沿着空心的斜支板向所述集气腔内输送冷气；

用于隔绝高压涡轮与低压涡轮间主流道燃气的隔热整流罩组件，所述隔热整流罩组件包括轴向对开式整流导叶组件和一体式整流导叶，所述一体式整流导叶包裹在双层管路的外侧，所述轴向对开式整流导叶组件包裹在所述斜支板的外侧；以及

内层用于传输滑油或油气混合物而外层用于传输封严气的双层管路，所述双层管路沿径向方向穿过所述整体承力框架，且位于外机匣外侧的双层管路安装于管理安装座，所述双层管路分别连接流通较低温度的轴承腔密封用封严引气的第二外部管路和流通滑油或油气混合物的第三外部管路，位于双层内机匣内的双层管路安装在管路插接座上而与分流管插接。

在本申请一优选实施方式中，所述整体承力框架采用铸造形式成型。

在本申请一优选实施方式中，所述外机匣上的管路安装座与双层内机匣上的管路插接座的连线通过整体承力框架的圆心；

在本申请一优选实施方式中，所述斜支板的中线延长线不穿过所述整体承力框架的圆心。

在本申请一优选实施方式中，所述轴向对开式整流导叶组件和一体式整流导叶的截面均为翼型结构，且所述轴向对开式整流导叶组件的翼型相比于一体式整流导叶的翼型厚度方向上更薄、轴向长度上更短。

在本申请一优选实施方式中，所述轴向对开式整流导叶组件包括沿主流道气流流道方向依次设置的对开式整流导叶前段和对开式整流导叶后段，所述对开式整流导叶前段和对开式整流导叶后段通过螺栓连接件实现连接。

在本申请一优选实施方式中，所述轴向对开式整流导叶组件和一体式整流导叶具有轴向设置的挂钩，通过所述挂钩，所述轴向对开式整流导叶组件和一体式整流导叶与外机匣安装。

在本申请一优选实施方式中，所述外机匣的引气保温腔两侧设有通孔，所述通孔联通所述整体承力框架与隔热整流罩组件之间的容腔。

在本申请一优选实施方式中，所述双层内机匣的集气腔在轴向上具有前通孔和后通孔，所述前通孔联通涡轮间机匣与高压涡轮转子之间的腔室，所述后通孔联通涡轮间机匣与低压涡轮转子之间的腔室。

本申请所提供的航空发动机涡轮间机匣结构具有较好的结构稳定性，能够适用于涡轮间机匣所面临的苛刻的热变形不协调的问题，结构合理、加工便利、装配和分解过程无干涉，可靠性高。

附图说明

为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。

图1为本申请的航空发动机涡轮间机匣结构示意图。

图2为本申请的带斜支板的整体铸造承力框架结构示意图。

图3为本申请的隔热整流罩组件结构示意图。

图4为本申请的隔热整流罩组件的翼型展开示意图。

图5为本申请的单片轴向对开式整流导叶组件的结构示意图。

图6为本申请的单片一体式整流导叶的结构示意图。

图7为本申请的轴向对开式整流导叶组件的装配示意图。

图8为本申请的一体式整流导叶的装配示意图。

图9为本申请的双层管路的装配示意图。

附图标记：

10-整体承力框架；

11-外机匣；

12-斜支板；

13-双层内机匣；

14-引气保温腔；

15-通孔；

16-集气腔；

17-管路安装座；

18-管路插接座；

19a-前通孔；

19b-后通孔；

20-隔热整流罩组件；

21-轴向对开式整流导叶组件；

211-对开式整流导叶前段；

212-对开式整流导叶后段；

213-螺栓连接件；

22-一体式整流导叶；

30-第一外部管路；

40-外部管接头；

50-第二外部管路；

60-第三外部管路；

70-双层管路；

80-分流管；

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

针对背景技术所提出的问题，本申请提出一种航空发动机用涡轮间机匣结构，旨在提升涡轮间机匣的结构稳健性，在实现承力支板和管路通道周向分散布局的基础上，解决承力框架的热变形不协调的技术问题，以及管路热防护及失效防护的技术问题，同时新结构具备工程上的可生产性和良好的装配及分解性。

如图1所示的航空发动机涡轮间机匣结构示意图，本申请所提供的涡轮间机匣机构主要包括：用于传力的整体承力框架10、用于隔离高/低压涡轮之间主流道高温热燃气的隔热整流罩组件20，以及采用外层流通的低温封严引气包裹内层流通的滑油或油气混合物，从而实现集成非掺混传输的双层管路70等。

如图2所示的整体承力框架10结构示意图，本申请中的整体承力框架 10主要包含了在圆周方向上间隔分布有引气保温腔14和管路安装座17的外机匣11，由双侧结构构成的具有集气腔16且在径向上贯穿集气腔16而布置有管路插接座18的双层内机匣13，以及连接及支撑外机匣11和双层内机匣13的空心的斜支板12，引气保温腔14处用来安装外部管接头40 ，外部管接头上接有第一外部管路30 ，通过第一外部管路30 能够向引气保温腔14通入较低温的冷气，冷气可以顺着空心的斜支板12流通到集气腔 16内。

在本申请一优选实施例中，整体承力框架10通过铸造方式成型。

进一步的，在本申请该实施例中，外机匣11上的管路安装座17与双层内机匣13上的管路插接座18的连线通过整体承力框架10的圆心，而斜支板12的中线延长线不穿过整体承力框架10的圆心。管路安装座17与管路插接座18的连线及斜支板12的中线延长线以整体承力框架10的圆心圆周方向上均匀分布。

如图3所示为隔热整流罩组件20结构示意图，本申请中的隔热整流罩组件20主要包含间隔布置的轴向对开式整流导叶组件21和一体式整流导叶22，其中，轴向对开式整流导叶组件21用于包裹整体承力框架10中的斜支板12，而一体式整流导叶22用于包裹双层管路70。

如图4所示为隔热整流罩组件20的翼型展开示意图，在本申请中，斜支板12用于在外机匣11和双层内机匣13之间形成支撑结构，双层管路70 是一种内侧用于通滑油或油气混合物、外层用于通轴承腔冷却引气的双侧管结构，相比较来说，双层管路70比斜支板12更加粗壮。因此包裹在斜支板12外侧的轴向对开式整流导叶组件21的翼型厚度更薄、轴向长度更短，而包裹在双层管路70外侧的一体式整流导叶22的翼型厚度则相对较厚、轴向长度也相对较长。

进一步的，如图5所示为单片的轴向对开式整流导叶组件21结构示意图，本申请中的轴向对开式整流导叶组件21沿着主流道气流流通方向上依次有对开式整流导叶前段211和对开式整流导叶后段212，对开式整流导叶前段211和对开式整流导叶后段212之间通过螺栓连接件213实现组合连接。

如图6所示为单片的一体式整流导叶22结构示意图，其翼型为一体式的导叶。

如图7所示为轴向对开式整流导叶组件21的装配示意图，单片的轴向对开式整流导叶组件21的导叶及主流道在周向上比较窄或薄，有利于多组螺栓连接件213将对开式整流导叶前段211和对开式整流导叶后段212 连接起来，对开式整流导叶前段211和对开式整流导叶后段212上均具有挂钩结构，通过挂钩结构，可以将轴向对开式整流导叶组件21固定在外机匣11上。

同时在图7所示的装配示意图中，斜支板12与外机匣11转接的位置设置有引气保温腔14，引气保温腔14可缓解外机匣11与斜支板12之间的结构热变形不协调问题。引气保温腔14与斜支板12连接处的轴向前后设有通孔15，流经引气保温腔14的气体可以经通孔15流向整体承力框架10与隔热整流罩组件20之间的容腔，从而对两者进行降温。

经引气保温腔14的流入气体随斜支板12的内腔流向双层内机匣13的集气腔16，集气腔16的轴向前后设有前通孔19a和后通孔19b，集气腔16 内的气体经前通孔19a流向涡轮间机匣与高压涡轮转子之间的内部腔室，经后通孔19b流向涡轮间机匣与低压涡轮转子之间的内部腔室。

如图8所示为一体式整流导叶22装配示意图，一体式整流导叶22同样的在轴向前后也具有挂钩结构，在多组轴向对开式整流导叶组件21装配之后，逐个将一体式整流导叶22通过挂钩结构固定在外机匣11上。

如图9所示为双层管路70的装配示意图，在一体式整流导叶22装配完成后，将双层管路70陆续穿过外机匣11上的管路安装座17、一体式整流导叶22内腔并插入到双层内机匣13上的管路插接座18中，之后用螺钉等将双层管路70固定在管路安装座17上。

在外机匣11的外侧，双层管路70分别通过接头连接流通较低温度的轴承腔密封用封严引气的第二外部管路50和流通滑油或油气混合物的第三外部管路60。

在双侧内机匣13的内侧，管路插接座70的下端插接分流管80，以便将通过双层管路70集成传输且彼此没有掺混的封严气与滑油/油气分流开来，并连接至其它结构接口。

在图9所示的装配示意图中，管路插接座70插入到双层内机匣13的管路插接座18内部，并经由第二外部管路50引来的低温轴承腔封严引气与集气腔16内部经由斜支板12内腔引来的腔室调节及主流道封严用高温气体不能互通。

本申请所提供的航空发动机涡轮间机匣结构与现有技术相比，具有如下优点和有益效果：

1)在涡轮间机匣上采用整体承力框架以提升结构稳健性的基础上，进一步采用带斜支板及引气保温腔的机匣结构，以适应涡轮间机匣所面临的苛刻的热变形不协调的技术问题；

2)滑油/油气管外包裹着更低温度的轴承腔密封用封严引气，而非冷却隔热整流罩的高压压气机中间级高温引气，杜绝了滑油结焦及失火等安全性问题；

3)在结构稳健性、热变形不协调问题解决、热防护、功能布局、重量控制、总压恢复、装配/分解性等方面实现了更好的平衡设计，结构效率更高；

4)充分考虑了结构的生产工艺难度，使其具有良好的可生产性，结构合理、加工便利、装配和分解过程无干涉，结构可靠性高，实用性更高，能够反复使用和推广使用。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (9)

1.一种航空发动机涡轮间机匣结构，其特征在于，包括：

用于传力的整体承力框架(10)，所述整体承力框架(10)包括在圆周方向上间隔布置有引气保温腔(14)和管路安装座(17)的外机匣(11)、具有集气腔(16)且贯穿所述集气腔(16)设置有管路插接座(18)的双层内机匣(13)以及连接所述引气保温腔(14)和集气腔(16)的斜支板(12)，通过安装在引气保温腔(14)上第一外部管路(30)能够沿着空心的斜支板(12)向所述集气腔(16)内输送冷气；

用于隔绝高压涡轮与低压涡轮间主流道燃气的隔热整流罩组件(20)，所述隔热整流罩组件(20)包括轴向对开式整流导叶组件(21)和一体式整流导叶(22)，所述一体式整流导叶(22)包裹在双层管路(70)的外侧，所述轴向对开式整流导叶组件(21)包裹在所述斜支板(12)的外侧；以及

内层用于传输滑油或油气混合物而外层用于传输封严气的双层管路(70)，所述双层管路(70)沿径向方向穿过所述整体承力框架(10)，且位于外机匣(11)外侧的双层管路(70)安装于管路 安装座(17)，所述双层管路(70)分别连接流通较低温度的轴承腔密封用封严引气的第二外部管路(50)和流通滑油或油气混合物的第三外部管路(60)，位于双层内机匣(13)内的双层管路(70)安装在管路插接座(18)上而与分流管(80)插接。

2.如权利要求1所述的航空发动机涡轮间机匣结构，其特征在于，所述整体承力框架(10)采用铸造形式成型。

3.如权利要求1或2所述的航空发动机涡轮间机匣结构，其特征在于，所述外机匣(11)上的管路安装座(17)与双层内机匣(13)上的管路插接座(18)的连线通过整体承力框架(10)的圆心。

4.如权利要求3所述的航空发动机涡轮间机匣结构，其特征在于，所述斜支板(12)的中线延长线不穿过所述整体承力框架(10)的圆心。

5.如权利要求1所述的航空发动机涡轮间机匣结构，其特征在于，所述轴向对开式整流导叶组件(21)和一体式整流导叶(22)的截面均为翼型结构，且所述轴向对开式整流导叶组件(21)的翼型相比于一体式整流导叶(22)的翼型厚度方向上更薄、轴向长度上更短。

6.如权利要求5所述的航空发动机涡轮间机匣结构，其特征在于，所述轴向对开式整流导叶组件(21)包括沿主流道气流流道方向依次设置的对开式整流导叶前段(211)和对开式整流导叶后段(212)，所述对开式整流导叶前段(211)和对开式整流导叶后段(212)通过螺栓连接件(213)实现连接。

7.如权利要求5或6所述的航空发动机涡轮间机匣结构，其特征在于，所述轴向对开式整流导叶组件(21)和一体式整流导叶(22)具有轴向设置的挂钩，通过所述挂钩，所述轴向对开式整流导叶组件(21)和一体式整流导叶(22)与外机匣(11)安装。

8.如权利要求1所述的航空发动机涡轮间机匣结构，其特征在于，所述外机匣(11)的引气保温腔(14)两侧设有通孔(15)，所述通孔(15)联通所述整体承力框架(10)与隔热整流罩组件(20)之间的容腔。

9.如权利要求1或8所述的航空发动机涡轮间机匣结构，其特征在于，所述双层内机匣(13)的集气腔(16)在轴向上具有前通孔(19a)和后通孔(19b)，所述前通孔(19a)联通涡轮间机匣与高压涡轮转子之间的腔室，所述后通孔(19b)联通涡轮间机匣与低压涡轮转子之间的腔室。

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