CN114876580B - 一种飞机制造用航空发动机涡轮叶片组件及其制备方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞机制造技术领域，公开了一种飞机制造用航空发动机涡轮叶片组件及其制备方法，涡轮叶片组件包括主涡轮组件，围设在所述主涡轮组件外围的辅助涡轮组件，以及设置在所述主涡轮组件与辅助涡轮组件之间的冷却保护气道；主涡轮组件包括中央主轴，活动设置在所述中央主轴进气端的主进气涡扇，活动设置在所述中央主轴上的第一组中高压涡扇叶片，以及活动设置在所述中央主轴上且位于第一组中高压涡扇叶片与主进气涡扇之间的第二组中高压涡扇叶片；制备方法包括：S1、制造主涡轮组件；S2、制造冷却保护气道；S3、制造辅助涡轮组件；本发明能够避免涡轮由于过热导致效率降低的问题，能够进一步提高涡轮叶片组件的工作效率。

Description

一种飞机制造用航空发动机涡轮叶片组件及其制备方法

技术领域

本发明涉及飞机制造技术领域，具体是涉及一种飞机制造用航空发动机涡轮叶片组件及其制备方法。

背景技术

随着航空飞机的发展，对于飞机飞行速度的要求也越来越高；作为飞机的动力源，也即是航空发动机，则成为重点研究对象。航空发动机是一种利用旋转的机件自穿过它的流体中汲取动能的发动机形式，是内燃机的一种，涡轮发动机有一个显著的特点，即随着运行工况的变化，其性能变化较为剧烈，尤其是在不同转速或不同进口条件（飞行马赫数等）下，其性能变化更加多样。

随着航空发动机涡轮进口温度的不断提升，需采取各种冷却手段来为涡轮叶片降温以保证其有效工作。一般涡轮叶片采用从高压压气机末级抽气来冷却叶片，并以叶片最恶劣的高温工作状态为设计点，也就是说假设叶身各个区域均为高温区，在整个叶身上布置大量气膜孔用于冷却叶片。此种设计在一定程度上可以有效的对涡轮叶片进行冷却，但是由于叶片局部区域可能未达到高温区，而该局部区域的冷却空气也会通过气膜孔流出以对叶片进行冷却，从而造成大量的冷却空气的浪费；因此对冷却空气需求量极大，往往冷却空气量不足，从而使涡轮工作效率降低。

发明内容

针对上述技术问题，本发明提供了一种飞机制造用航空发动机涡轮叶片组件，通过设置冷却保护气道可以有效提升冷却空气的流动量，确保涡轮在合适的温度下工作，避免涡轮由于过热导致效率降低的问题，通过设置辅助涡轮组件能够进一步提高涡轮叶片组件的推进能力。

本发明的技术方案是：一种飞机制造用航空发动机涡轮叶片组件，包括主涡轮组件，围设在所述主涡轮组件外围的辅助涡轮组件，以及设置在所述主涡轮组件与辅助涡轮组件之间用于同时对主涡轮组件与辅助涡轮组件进行冷却的冷却保护气道；

所述主涡轮组件包括设置在所述冷却保护气道内且中心轴线与冷却保护气道的中心轴线重合的中央主轴，活动设置在所述中央主轴进气端的主进气涡扇，活动设置在所述中央主轴上且靠近发动机尾喷端的第一组中高压涡扇叶片，以及活动设置在所述中央主轴上且位于第一组中高压涡扇叶片与主进气涡扇之间的第二组中高压涡扇叶片；

所述冷却保护气道包括围设在所述第一组中高压涡扇叶片与第二组中高压涡扇叶片外围的保护气道内层，设置在所述保护气道内层外侧的保护气道外层；

所述保护气道内层与保护气道外层之间夹设形成保护气道本体；

所述辅助涡轮组件包括围设在所述保护气道外层外围的涡轮保护罩，夹设在所述保护气道外层与所述涡轮保护罩之间的辅助涡轮气道，套设在所述保护气道外层上且靠近主进气涡扇的辅助进气涡轮扇，以及套设在保护气道外层上且靠近发动机尾喷端的第三组中高压涡扇叶片；

所述保护气道本体靠近主进气涡扇一端设置有进气组件；

所述进气组件包括一端与保护气道外层连接、另一端与涡轮保护罩内侧壁连接的锥形集气件，与所述保护气道内层连接的分流环，以及设置在锥形集气件与分流环之间且与保护气道本体连通的主进气冷却口；

所述保护气道本体靠近发动机尾喷端的保护气道内层上设置有尾部排气口。

进一步地，所述涡轮保护罩包括套设在主进气涡扇外侧的进气口，一端与所述进气口连接的中部连接段，以及设置在所述中部连接段另一端的尾部喷射段；

所述中部连接段包括与进气口连接的第一变径段，与尾部喷射段连接的第二变径段，以及均匀设置在所述第一变径段、第二变径段外侧壁上的加强保护肋；

所述第一变径段、第二变径段连接处向内凹陷；

所述第一变径段侧面上均匀贯穿设置有侧边进气冷却口。

通过侧边进气冷却口的设置能够有效提升冷却空气的进气量，确保冷却保护气道对两侧涡轮叶片组件的有效冷却保护，避免涡轮叶片的过热问题。

进一步地，所述保护气道外层上均匀设置有与所述侧边进气冷却口对应且连通的风道转换阀；通过风道转换阀的设置能够使得侧边进气冷却口的冷空气直接进入主涡轮组件内部，一方面实现对主涡轮组件的冷却，另一方面能够增强主涡轮组件内部的含氧量，使得燃料燃烧更加充分，能够大大提升主涡轮组件的工作效率。

进一步地，所述第一组中高压涡扇叶片、第二组中高压涡扇叶片之间夹设形成第一环形燃烧室；

所述辅助进气涡轮扇与第三组中高压涡扇叶片之间夹设形成第二环形燃烧室；

第一环形燃烧室为现有技术的设置，在现有技术的基础上，通过在辅助涡轮气道内设置第二环形燃烧室，能够有效改善整个装置的动力性能。

进一步地，所述中央主轴与第一组中高压涡扇叶片连接端设置有尾喷导流罩；

所述保护气道内层上设置的尾部排气口与尾喷导流罩侧面对应设置；

通过尾部排气口与尾喷导流罩的对应设置能够有效改善尾部流体的流动姿态，对流体进行稳定的整流，确保尾部流体能够产生较大的推进动力。

进一步地，辅助进气涡轮扇与第三组中高压涡扇叶片均包括套设在保护气道外层的磁悬浮轴承，安装在所述磁悬浮轴承上的涡扇，以及与所述磁悬浮轴承电性连接的控制组件。

磁悬浮轴承、控制组件的设置能够实现对涡扇的电磁控制，通过控制组件、磁悬浮轴承能够实现控制涡扇的高速转动，实现对冷却空气的有效抽取。

进一步地，所述保护气道本体内均匀设置有结构加强肋条；

结构加强肋条的设置能够有效地增强保护气道本体的结构强度。

进一步地，所述保护气道内层的内侧壁与保护气道外层的外侧壁上均匀设置有导流条；

导流条的设置能够对冷却空气进行整流，提高冷却空气流动姿态的稳定性。

本发明还提供了上述飞机制造用航空发动机涡轮叶片组件的制备方法，包括以下步骤：

S1、制造主涡轮组件

首先机加工制备中央主轴，在中央主轴中部设置第二组中高压涡扇叶片，在中央主轴进气端安装主进气涡扇，在中央主轴的发动机尾喷端设置第一组中高压涡扇叶片；

S2、制造冷却保护气道

机加工制备保护气道内层与保护气道外层以及进气组件；使制备好的保护气道内层与保护气道外层装配在主涡轮组件的外部；然后将进气组件安装在主进气涡扇的进气处；

S3、制造辅助涡轮组件

在冷却保护气道的外部分别安装辅助进气涡轮扇、第三组中高压涡扇叶片；然后安装机加工制造涡轮保护罩。

本发明的有益效果是：本发明提供了一种飞机制造用航空发动机涡轮叶片组件及其制备方法，通过设置冷却保护气道可以有效提升冷却空气的流动量，确保涡轮在合适的温度下工作，避免涡轮由于过热导致效率降低的问题，通过设置辅助涡轮组件能够进一步提高涡轮叶片组件的推进能力；通过在冷却保护气道前端设置锥形集气件能够使得冷却保护气道内的冷却空气流动速度增大，从而使得冷却效果得到提升；本发明通过在主涡轮组件、辅助涡轮组件之间设置环绕的冷却保护气道，能够利用冷却保护气道两面实施冷却，同时完成对主涡轮组件、辅助涡轮组件的冷却保护，具备冷却效能高的特点；本发明通过在侧面设置侧边进气冷却口能够大大提升冷却气流的进气量，满足高效冷却需求；通过侧边进气冷却口与第二环形燃烧室的连通能够实现对燃烧室需氧量的提升，从而进一步对整个装置的功率实现优化。

附图说明

图1是本发明实施例1整体的结构示意图；

图2是本发明实施例1主涡轮组件的结构示意图；

图3是本发明实施例1冷却保护气道的结构示意图；

图4是本发明实施例1进气组件的结构示意图；

图5是本发明实施例1辅助进气涡轮扇的结构示意图；

图6是本发明实施例2制备方法流程图；

图7是本发明实施例3涡轮保护罩的结构示意图；

图8是本发明实施例3加强保护肋的结构示意图；

其中，1-主涡轮组件、10-中央主轴、100-尾喷导流罩、11-主进气涡扇、12-第一组中高压涡扇叶片、13-第二组中高压涡扇叶片、14-第一环形燃烧室、2-辅助涡轮组件、20-涡轮保护罩、200-进气口、201-中部连接段、202-尾部喷射段、203-第一变径段、204-第二变径段、205-加强保护肋、206-侧边进气冷却口、21-辅助涡轮气道、22-辅助进气涡轮扇、220-磁悬浮轴承、221-涡扇、23-第三组中高压涡扇叶片、24-第二环形燃烧室、3-冷却保护气道、30-保护气道内层、31-保护气道外层、310-风道转换阀、32-保护气道本体、320-尾部排气口、33-进气组件、330-锥形集气件、331-分流环、332-主进气冷却口。

具体实施方式

实施例1

如图1所示的一种飞机制造用航空发动机涡轮叶片组件，包括主涡轮组件1，围设在所述主涡轮组件1外围的辅助涡轮组件2，以及设置在所述主涡轮组件1与辅助涡轮组件2之间用于同时对主涡轮组件1与辅助涡轮组件2进行冷却的冷却保护气道3；

如图2所示，所述主涡轮组件1包括设置在所述冷却保护气道3内且中心轴线与冷却保护气道3的中心轴线重合的中央主轴10，活动设置在所述中央主轴10进气端的主进气涡扇11，活动设置在所述中央主轴10上且靠近发动机尾喷端的第一组中高压涡扇叶片12，以及活动设置在所述中央主轴10上且位于第一组中高压涡扇叶片12与主进气涡扇11之间的第二组中高压涡扇叶片13；

如图3所示，所述冷却保护气道3包括围设在所述第一组中高压涡扇叶片12与第二组中高压涡扇叶片13外围的保护气道内层30，设置在所述保护气道内层30外侧的保护气道外层31；

所述保护气道内层30与保护气道外层31之间夹设形成保护气道本体32；

所述辅助涡轮组件2包括围设在所述保护气道外层31外围的涡轮保护罩20，夹设在所述保护气道外层31与所述涡轮保护罩20之间的辅助涡轮气道21，套设在所述保护气道外层31上且靠近主进气涡扇11的辅助进气涡轮扇22，以及套设在保护气道外层31上且靠近发动机尾喷端的第三组中高压涡扇叶片23；

所述保护气道本体32靠近主进气涡扇11一端设置有进气组件33；

如图4所示，所述进气组件33包括一端与保护气道外层31连接、另一端与涡轮保护罩20内侧壁连接的锥形集气件330，与所述保护气道内层30连接的分流环331，以及设置在锥形集气件330与分流环331之间且与保护气道本体32连通的主进气冷却口332；

所述保护气道本体32靠近发动机尾喷端的保护气道内层30上设置有尾部排气口320。

所述第一组中高压涡扇叶片12、第二组中高压涡扇叶片13之间夹设形成第一环形燃烧室14；

所述辅助进气涡轮扇22与第三组中高压涡扇叶片23之间夹设形成第二环形燃烧室24。

所述中央主轴10与第一组中高压涡扇叶片12连接端设置有尾喷导流罩100；

所述保护气道内层30上设置的尾部排气口320与尾喷导流罩100侧面对应设置。

如图5所示，辅助进气涡轮扇22与第三组中高压涡扇叶片23均包括套设在保护气道外层31的磁悬浮轴承220，安装在所述磁悬浮轴承220上的涡扇221，以及与所述磁悬浮轴承220电性连接的控制组件。

其中，涡轮保护罩20、磁悬浮轴承220、涡扇221、控制组件、第一组中高压涡扇叶片12、第二组中高压涡扇叶片13、第三组中高压涡扇叶片23、主进气涡扇11、辅助进气涡轮扇22均采用现有技术产品，且具体的产品型号本领域内技术人员可根据需要进行选择。

实施例2

如图6所示，本实施例记载的是实施例1的一种飞机制造用航空发动机涡轮叶片组件的制备方法，包括以下步骤：

S1、制造主涡轮组件1

首先机加工制备中央主轴10，在中央主轴10中部设置第二组中高压涡扇叶片13，在中央主轴10进气端安装主进气涡扇11，在中央主轴的发动机尾喷端设置第一组中高压涡扇叶片12；

S2、制造冷却保护气道3

机加工制备保护气道内层30与保护气道外层31以及进气组件33；使制备好的保护气道内层30与保护气道外层31装配在主涡轮组件1的外部；然后将进气组件33安装在主进气涡扇11的进气处；

S3、制造辅助涡轮组件2

在冷却保护气道3的外部分别安装辅助进气涡轮扇22、第三组中高压涡扇叶片23；然后安装机加工制造涡轮保护罩20。

实施例3

与实施例1不同的是：

如图7所示，所述涡轮保护罩20包括套设在主进气涡扇11外侧的进气口200，一端与所述进气口200连接的中部连接段201，以及设置在所述中部连接段201另一端的尾部喷射段202；

如图7、图8所示，所述中部连接段201包括与进气口200连接的第一变径段203，与尾部喷射段202连接的第二变径段204，以及均匀设置在所述第一变径段203、第二变径段204外侧壁上的加强保护肋205；

所述第一变径段203、第二变径段204连接处向内凹陷；

所述第一变径段203侧面上均匀贯穿设置有侧边进气冷却口206。

所述保护气道外层31上均匀设置有与所述侧边进气冷却口206对应且连通的风道转换阀310。

其中，风道转换阀310采用现有技术产品，且具体的产品型号本领域内技术人员可根据需要进行选择。

实施例4

与实施例3不同的是：

所述保护气道本体32内均匀设置有结构加强肋条。

所述保护气道内层30的内侧壁与保护气道外层31的外侧壁上均匀设置有导流条。

Claims (8)

1.一种飞机制造用航空发动机涡轮叶片组件，其特征在于，包括主涡轮组件（1），围设在所述主涡轮组件（1）外围的辅助涡轮组件（2），以及设置在所述主涡轮组件（1）与辅助涡轮组件（2）之间用于同时对主涡轮组件（1）与辅助涡轮组件（2）进行冷却的冷却保护气道（3）；

所述主涡轮组件（1）包括设置在所述冷却保护气道（3）内且中心轴线与冷却保护气道（3）的中心轴线重合的中央主轴（10），活动设置在所述中央主轴（10）进气端的主进气涡扇（11），活动设置在所述中央主轴（10）上且靠近发动机尾喷端的第一组中高压涡扇叶片（12），以及活动设置在所述中央主轴（10）上且位于第一组中高压涡扇叶片（12）与主进气涡扇（11）之间的第二组中高压涡扇叶片（13）；

所述冷却保护气道（3）包括围设在所述第一组中高压涡扇叶片（12）与第二组中高压涡扇叶片（13）外围的保护气道内层（30），设置在所述保护气道内层（30）外侧的保护气道外层（31）；

所述保护气道内层（30）与保护气道外层（31）之间夹设形成保护气道本体（32）；

所述辅助涡轮组件（2）包括围设在所述保护气道外层（31）外围的涡轮保护罩（20），夹设在所述保护气道外层（31）与所述涡轮保护罩（20）之间的辅助涡轮气道（21），套设在所述保护气道外层（31）上且靠近主进气涡扇（11）的辅助进气涡轮扇（22），以及套设在保护气道外层（31）上且靠近发动机尾喷端的第三组中高压涡扇叶片（23）；

所述保护气道本体（32）靠近主进气涡扇（11）一端设置有进气组件（33）；

所述进气组件（33）包括一端与保护气道外层（31）连接、另一端与涡轮保护罩（20）内侧壁连接的锥形集气件（330），与所述保护气道内层（30）连接的分流环（331），以及设置在锥形集气件（330）与分流环（331）之间且与保护气道本体（32）连通的主进气冷却口（332）；

所述保护气道本体（32）靠近发动机尾喷端的保护气道内层（30）上均匀设置有尾部排气口（320）；

所述涡轮保护罩（20）包括套设在主进气涡扇（11）外侧的进气口（200），一端与所述进气口（200）连接的中部连接段（201），以及设置在所述中部连接段（201）另一端的尾部喷射段（202）；

所述中部连接段（201）包括与进气口（200）连接的第一变径段（203），与尾部喷射段（202）连接的第二变径段（204），以及均匀设置在所述第一变径段（203）、第二变径段（204）外侧壁上的加强保护肋（205）；

所述第一变径段（203）、第二变径段（204）连接处向内凹陷；

所述第一变径段（203）侧面上均匀贯穿设置有侧边进气冷却口（206）。

2.根据权利要求1所述的一种飞机制造用航空发动机涡轮叶片组件，其特征在于，所述保护气道外层（31）上均匀设置有与所述侧边进气冷却口（206）对应且连通的风道转换阀（310）。

3.根据权利要求1所述的一种飞机制造用航空发动机涡轮叶片组件，其特征在于，所述第一组中高压涡扇叶片（12）、第二组中高压涡扇叶片（13）之间夹设形成第一环形燃烧室（14）；

所述辅助进气涡轮扇（22）与第三组中高压涡扇叶片（23）之间夹设形成第二环形燃烧室（24）。

4.根据权利要求1所述的一种飞机制造用航空发动机涡轮叶片组件，其特征在于，所述中央主轴（10）与第一组中高压涡扇叶片（12）连接端设置有尾喷导流罩（100）；

所述保护气道内层（30）上设置的尾部排气口（320）与尾喷导流罩（100）侧面对应设置。

5.根据权利要求1所述的一种飞机制造用航空发动机涡轮叶片组件，其特征在于，辅助进气涡轮扇（22）与第三组中高压涡扇叶片（23）均包括套设在保护气道外层（31）的磁悬浮轴承（220），安装在所述磁悬浮轴承（220）上的涡扇（221），以及与所述磁悬浮轴承（220）电性连接的控制组件。

6.根据权利要求1所述的一种飞机制造用航空发动机涡轮叶片组件，其特征在于，所述保护气道本体（32）内均匀设置有结构加强肋条。

7.根据权利要求1所述的一种飞机制造用航空发动机涡轮叶片组件，其特征在于，所述保护气道内层（30）的内侧壁与保护气道外层（31）的外侧壁上均匀设置有导流条。

8.根据权利要求1~7任意一项所述的一种飞机制造用航空发动机涡轮叶片组件的制备方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、制造主涡轮组件（1）

首先机加工制备中央主轴（10），在中央主轴（10）中部设置第二组中高压涡扇叶片（13），在中央主轴（10）进气端安装主进气涡扇（11），在中央主轴的发动机尾喷端设置第一组中高压涡扇叶片（12）；

S2、制造冷却保护气道（3）

机加工制备保护气道内层（30）与保护气道外层（31）以及进气组件（33）；使制备好的保护气道内层（30）与保护气道外层（31）装配在主涡轮组件（1）的外部；然后将进气组件（33）安装在主进气涡扇（11）的进气处；

S3、制造辅助涡轮组件（2）

在冷却保护气道（3）的外部分别安装辅助进气涡轮扇（22）、第三组中高压涡扇叶片（23）；然后安装机加工制造涡轮保护罩（20）。

Images