CN114837752A - 航空发动机 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种航空发动机，包括涡轮，所述涡轮包括动叶和与所述动叶相邻且沿燃气流流动方向位于所述动叶下游的导叶，所述导叶朝向所述动叶的前缘包括变形失效部，所述导叶还包括位于所述变形失效部下游的主体部，所述主体部与所述变形失效部的材料不同，所述导叶被配置为：在所述涡轮出现涡轮轴失效工况，所述动叶沿轴向往燃气流动方向的下游移动时碰撞到所述变形失效部，所述变形失效部被碰撞后产生塑性变形或破裂以使所述导叶的结构被破坏。
Description
技术领域
本发明涉及航空机械领域，特别涉及一种航空发动机。
背景技术
涡轮驱动的发动机在实际运行中，可能由于超扭、共振、疲劳、腐蚀、材料缺陷和制造误差或者其他间接事件导致涡轮轴失效的发生，虽然涡轮轴失效的发生概率很小，但是涡轮轴失效一旦发生，就有可能导致危害性的后果。例如航空发动机，涡轮轴失效时，涡轮的转子与前端负荷(压气机)解耦，同时在燃烧室排出的高能气体的驱动下，转速瞬间上升，或进入超速转动状态，当转速上升到一定程度，轮盘应力达到临界发生破裂，破裂的高能碎片具备穿透发动机的风险，因此限制涡轮轴失效后的涡轮超转是涡轮发动机设计中一个很重要的考虑因素。
已知航空发动机中，一般通过安装转速传感器来直接监测转子转速或者换算得到转子转速，转速传感器一般安装在发动机前端，难以监测到涡轮轴失效导致的后端涡轮转速的上升。即使在涡轮端增加传感器，对于大型民用航空发动机来说，控制系统从监测判别出涡轮轴失效事件发生到切油响应，整个过程持续时间长，响应较慢，不够及时。
已知的在低压涡轮静子结构(主要指导向叶片和低压涡轮后承力机匣)上增加蜂窝或者耐摩擦装置，或者轴向弯掠低压涡轮导向叶片设计，在轴失效事件发生后，可以通过转子后移与静子碰撞摩擦或卡滞来限制转子转速。但是低压涡轮转子后移与静子结构碰撞后，产生与轴向力相反的碰撞力，转子或反弹，碰摩刹车不能持续进行，进一步影响低压轴失效后的低压涡轮转子转速限制效果。
发明内容
本发明的目的在于提供一种航空发动机，该航空发动机在出现涡轮轴失效工况时，能够快速响应，有效地限制涡轮转速的增加。
本发明公开一种航空发动机，包括涡轮，所述涡轮包括动叶和与所述动叶相邻且沿燃气流流动方向位于所述动叶下游的导叶，所述导叶朝向所述动叶的前缘包括变形失效部，所述导叶还包括位于所述变形失效部下游的主体部，所述主体部与所述变形失效部的材料不同，所述导叶被配置为：在所述涡轮出现涡轮轴失效工况，所述动叶沿轴向往燃气流动方向的下游移动时碰撞到所述变形失效部，所述变形失效部被碰撞后产生塑性变形或破裂以使所述导叶的结构被破坏。
在一些实施例中，所述主体部与所述变形失效部的连接处的结合面呈波浪形。
在一些实施例中，所述变形失效部由金属粉末通过增材制造法在所述主体部上制作形成。
在一些实施例中，所述导叶包括叶身，所述叶身的前缘包括所述变形失效部，所述变形失效部从所述叶身的径向外侧的端部延伸到所述叶身的径向内侧的端部。
在一些实施例中，所述变形失效部的材料为铝基复合材料或陶瓷基复合材料。
在一些实施例中，所述变形失效部的材料为钛铝合金。
在一些实施例中，所述涡轮为低压涡轮。
基于本发明提供的航空发动机，通过在导叶沿燃气流动方向朝向上游动叶的前缘设置变形失效部，在涡轮出现涡轮轴失效工况时，动叶沿轴向往燃气流动方向的下游移动时碰撞到变形失效部，变形失效部能够发生塑性变形或破裂，导叶的结构被破坏，动叶在变形失效部上碰撞能够降低动叶的动能，使动叶降速，同时由于导叶的结构被破坏，导叶对燃气的导向作用也被破坏，涡轮的效率下降，进一步有助于防止涡轮转子的超速转动。
通过以下参照附图对本发明的示例性实施例的详细描述，本发明的其它特征及其优点将会变得清楚。
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为本发明实施例的航空发动机的结构示意图；
图2为图1所示的航空发动机的部分结构示意图；
图3为图1所示的航空发动机的低压涡轮的导叶的部分结构示意图；
图4为另一实施例的低压涡轮的导叶的部分结构示意图；
图5为又一实施例的低压涡轮的导叶的部分结构示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，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。
除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。
为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。
如图1至图5所示，本实施例的航空发动机包括涡轮，涡轮包括动叶和与动叶相邻且沿燃气流流动方向位于动叶下游的导叶，导叶朝向动叶的前缘包括变形失效部，导叶还包括位于变形失效部下游的主体部，主体部与变形失效部的材料不同，导叶被配置为：在涡轮出现涡轮轴失效工况，动叶沿轴向往燃气流动方向的下游移动时碰撞到变形失效部，变形失效部被碰撞后产生塑性变形或破裂以使导叶的结构被破坏。
在一些实施例中，涡轮包括高压涡轮20，相应的动叶包括高压涡轮动叶22、导叶包括与高压涡轮动叶22相邻且位于其下游的高压涡轮导叶21、变形失效部包括位于高压涡轮导叶21朝向高压涡轮动叶22的前缘的第一变形失效部，主体部包括与第一变形失效部连接的第一主体部。
在一些实施例中，如图2至图5所示，涡轮包括低压涡轮30，相应的动叶包括低压涡轮动叶32、导叶包括与低压涡轮动叶32相邻且位于其下游的低压涡轮导叶31、变形失效部包括位于低压涡轮导叶31朝向低压涡轮动叶32的前缘的第二变形失效部312，主体部包括与第二变形失效部312连接的第二主体部311。
在涡轮出现涡轮轴失效工况，例如图1所示的低压涡轮轴33在轴断裂处331断裂，低压涡轮30的转子在燃气的作用下沿轴向往燃气的下游方向移动，动叶撞击到变形失效部上。变形失效部被涡轮的动叶撞击后变形失效，变形失效部被撞击后会对动叶的旋转制造一定阻力，降低动叶的动能，限制涡轮的旋转。塑性变形除了能破坏导叶结构外，还能减少动叶在撞击后的反弹力，降低反弹风险。变形失效部产生的塑性变形、脆性破裂等变形，发生的都是不可逆的变形，变形失效部塑性变形或破裂后，导致导叶结构破坏，对经过导叶的燃气的导向作用大大减弱。导叶的主体部采用常规航空发动机的导叶的常规材料，例如镍基高温合金k417、镍基沉淀硬化型定向凝固柱晶高温合金DZ417等，以保证导叶满足强度等要求，变形失效部采用在撞击后易于变形失效的材料，以保证在涡轮出现失效工况时在动叶撞击后能够及时的变形失效。
本实施例的航空发动机，通过在导叶沿燃气流动方向朝向上游动叶的前缘设置变形失效部，在涡轮出现涡轮轴失效工况时，动叶沿轴向往燃气流动方向的下游移动时碰撞到变形失效部，变形失效部能够发生塑性变形或破裂，导叶的结构被破坏，动叶在变形失效部上碰撞能够降低动叶的动能，使动叶降速，同时由于导叶的结构被破坏，导叶对燃气的导向作用也被破坏，涡轮的效率下降，进一步有助于防止涡轮转子的超速转动。
在一些实施例中，如图3至图5所示，主体部与变形失效部的连接处的结合面呈波浪形。在如图所示的实施例中，低压涡轮导叶31包括叶冠320、叶身310和内封严环330，变形失效部可设于叶冠320、叶身310和/或内封严环330的前缘，在如图所示的实施例中，第二变形失效部312仅设于叶身310上，第二变形失效部312与第二主体部311的连接处的结合面可如图4所示呈平面状，优选地，第二变形失效部312与第二主体部311的连接处的结合面如图5所示为波浪形结合面3112，设置波浪形结合面3112可以使材料不同的第二变形失效部312与第二主体部311在结合处能够结合得更加牢固，提高结合效果。
在一些实施例中，变形失效部由金属粉末通过增材制造法在主体部上制作形成。增材制造法是以金属粉末为原料，通过激光熔化、快速凝固、逐层沉积等方式制造，俗称3D打印技术。采用增材制造法将变形失效部制造于主体部上，使得采用两种不同材料的导叶的制造更加方便可靠，使变形失效部与主体部的结构也更加可靠。
在一些实施例中，如图3所示，导叶包括叶身310，叶身310的前缘包括变形失效部，变形失效部从叶身310的径向外侧的端部延伸到叶身的径向内侧的端部。该设置使变形失效部沿径向完全覆盖了导叶的叶身，变形失效部的径向尺寸大，在涡轮出现涡轮轴失效工况时，涡轮的动叶能够撞到更大面积的变形失效部上，变形失效部在涡轮轴失效时对涡轮动叶的限速效果更好和更有保障。
在一些实施例中，变形失效部的材料为铝基复合材料或陶瓷基复合材料。铝基复合材料例如TiAl钛铝合金，具有突出的高温使用性能，并且具有比强度高、质量轻、耐高温以及良好的高温抗蠕变性能等特点，低塑性特征的钛铝合金在碰撞后易法伤脆性断裂失效，加速主流道中流场破坏，通过增材制造工艺能够成熟有效地打印到主体部上。陶瓷基复合材料高温使用性能突出，在常规涡轮部件中已有使用，其较大的脆性能够加速导叶的失效，但陶瓷基复合材料不均匀、硬度超高、脆性较大难于加工制造，而增材制造工艺能够较方便地实现对陶瓷基复合材料零件的加工制造。
在一些实施例中，涡轮为低压涡轮，变形失效部设于低压涡轮的低压涡轮导叶31上。在航空发动机中，低压涡轮轴较容易发生轴断裂失效工况，变形失效部设于低压涡轮上能够更有针对性地防止涡轮出现涡轮轴失效工况时，对涡轮的转子进行限速。
在一些实施例中，如图1所示，还公开一种航空发动机，航空发动机包括风扇110、低压压气机120、高压压气机130、燃烧室150、高压涡轮20、低压涡轮30，低压压气机120包括低压压气机静子121和低压压气机转子122，高压压气机130包括高压压气机静子131和高压压气机转子132组成，高压涡轮20包括高压涡轮导叶21和高压涡轮动叶22，低压涡轮30包括低压涡轮导叶31和低压涡轮动叶32。风扇110和低压压气机转子122由低压涡轮30驱动，低压涡轮轴33通过低压涡轮支撑锥壁与低压涡轮导叶32连接，低压涡轮轴33和低压涡轮支撑锥壁一般通过螺栓连接，高压压气机130由高压涡轮20驱动，并通过高压涡轮轴23连接。高温高能燃气从燃烧室150中排出后先后经过高压涡轮20和低压涡轮30，驱动高压涡轮动叶22和低压涡轮动叶32转动，高压涡轮动叶22驱动前端的高压压气机转子132转动，低压涡轮动叶32驱动低压压气机转子122和风扇110转动。低压涡轮轴33的连接低压压气机的压气机连接端由第一滚棒轴承101和第一滚珠轴承102支撑，低压涡轮轴33的连接低压涡轮支撑锥壁的涡轮连接端由第二滚棒轴承105支撑，高压涡轮轴23的连接高压压气机的压气机连接端由第二滚珠轴承103支撑，高压涡轮轴23的连接高压涡轮的涡轮连接端由第三滚棒轴承104支撑。滚棒轴承主要用来传递径向力，滚珠轴承可以同时传递轴向力和径向力。第一滚棒轴承101、第一滚珠轴承102和第二滚珠轴承103上的轴向力或径向力主要通过外机匣140内部的前承力机匣141向外传递，第三滚棒轴承104和第二滚棒轴承105的受力分别由涡轮级间承力机匣142和后承力机匣143向外传递。风扇110外侧是风扇机匣111，后端是导流支板112。
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 (7)
1.一种航空发动机，包括涡轮，所述涡轮包括动叶和与所述动叶相邻且沿燃气流流动方向位于所述动叶下游的导叶，其特征在于，所述导叶朝向所述动叶的前缘包括变形失效部，所述导叶还包括位于所述变形失效部下游的主体部，所述主体部与所述变形失效部的材料不同，所述导叶被配置为：在所述涡轮出现涡轮轴失效工况，所述动叶沿轴向往燃气流动方向的下游移动时碰撞到所述变形失效部，所述变形失效部被碰撞后产生塑性变形或破裂以使所述导叶的结构被破坏。
2.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述主体部与所述变形失效部的连接处的结合面呈波浪形。
3.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述变形失效部由金属粉末通过增材制造法在所述主体部上制作形成。
4.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述导叶包括叶身，所述叶身的前缘包括所述变形失效部，所述变形失效部从所述叶身的径向外侧的端部延伸到所述叶身的径向内侧的端部。
5.如权利要求1至4任一所述的航空发动机，其特征在于，所述变形失效部的材料为铝基复合材料或陶瓷基复合材料。
6.如权利要求5所述的航空发动机，其特征在于，所述变形失效部的材料为钛铝合金。
7.如权利要求1至4任一所述的航空发动机，其特征在于，所述涡轮为低压涡轮。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination |