CN114961880A - 航空发动机 - Google Patents

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侯乃先
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Abstract

本发明公开了一种航空发动机，涉及涡轮发动机领域，用以提高轴失效后涡轮转子转速限制的效率。航空发动机包括静子叶片以及转子叶片。静子叶片的前缘设置有空心腔。转子叶片包括封严后缘以及叶片本体，封严后缘对应静子叶片的空心腔，且转子叶片的封严后缘与静子叶片的前缘之间的间隙小于叶片本体与静子叶片之间的间隙。上述技术方案，采用静子叶片变形失效以降低驱动转子转速上升的气动扭矩，并且碰撞后变形失效吸能，这样进一步降低了转子反弹风险，转子叶片和静子叶片可以迅速进入大面积持续碰摩耗能状态，碰摩降转效率高。

Description

航空发动机
技术领域
本发明涉及涡轮发动机领域，具体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轴失效的发生。虽然轴失效的发生概率很小，但是轴失效一旦发生，就有可能导致危害性的后果。对于双转子发动机而言，常见的是低压轴失效。低压轴失效后，涡轮转子与前端负荷(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，或进入超转状态。当转速上升到一定程度，轮盘应力达到临界发生破裂，破裂的高能碎片具有穿透发动机的风险。因此，限制轴失效后的涡轮超转是涡轮发动机设计中必须遵循的约束条件。
相关技术中，双转子发动机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，监测不到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，对于大型民用涡扇发动机来说，控制系统从监测判别出轴失效事件发生到切油响应，整个过程持续时间长，较涡轮转速上升至临界转速的所需的时间约慢一个数量级，所以单独通过控制系统进行低压轴失效后的转速限制对控制系统的响应时间具有苛刻的要求。
发明人发现，相关技术中亟需解决轴失效后涡轮转子转速限制的效率低的问题。
发明内容
本发明提出一种航空发动机，用以提高轴失效后涡轮转子转速限制的效率。
本发明实施例提供了一种航空发动机，包括：
静子叶片，所述静子叶片的前缘设置有空心腔；以及
转子叶片，包括封严后缘以及叶片本体，所述封严后缘对应所述静子叶片的空心腔，且所述转子叶片的封严后缘与所述静子叶片的前缘之间的间隙小于所述叶片本体与所述静子叶片之间的间隙。
在一些实施例中，所述空心腔中填充有缓冲材料。
在一些实施例中，所述缓冲材料包括以下其中一种：蜂窝材料、晶格材料。
在一些实施例中，所述缓冲材料的材质和所述静子叶片的材质相同。
在一些实施例中，沿着所述航空发动机的周向，布置有一圈所述静子叶片。
在一些实施例中，沿着所述航空发动机的周向，布置有部分所述静子叶片。
在一些实施例中，所述静子叶片为低压涡轮的静子叶片；
在一些实施例中，所述静子叶片为高压涡轮的静子叶片。
上述技术方案，通过改进静子叶片的结构，来实现轴失效后的转速限制，尤其适用于低压轴。相比于通过控制系统进行轴失效后的超转保护，上述技术方案提供的航空发动机，在轴失效后的超转保护时，响应快、可靠性高。相比于增加耐摩层的机械式降转设计，静子叶片前缘向前弯掠的设计确保了轴失效后首先发生碰摩的位置是空心腔所对应的位置，避免了其他可能出现的刚性接触对的低效率的摩擦。并且，本发明技术方案提供的航空发动机的静子叶片，采用机械式降转，采用静子叶片变形失效以降低驱动转子转速上升的气动扭矩，并且碰撞后变形失效吸能，这样进一步降低了转子反弹风险，转子叶片和静子叶片可以迅速进入大面积持续碰摩耗能状态，碰摩降转效率高。
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为本发明实施例提供的航空发动机在正常工况下的静子叶片和转子叶片相对位置示意图；
图2为本发明实施例提供的航空发动机的静子叶片和转子叶片准备进入摩擦碰撞状态的相对位置示意图；
图3为本发明实施例提供的航空发动机的静子叶片和转子叶片进入摩擦碰撞状态的相对位置示意图；
图4为本发明一些实施例提供的航空发动机的静子叶片结构示意图；
图5为本发明另一些实施例提供的航空发动机的静子叶片结构示意图；
图6为本发明实施例提供的航空发动机的结构示意图。
具体实施方式
下面结合图1～图6对本发明提供的技术方案进行更为详细的阐述。
本文所使用的名词或者术语解释如下。
轴失效：是指轴系元件中任意一个部件的失效。
超转保护：是指保证发动机转子结构完整性的发动机使用限制不被超出的控制系统、仪表和其它方法的设计和功能。
涡轮：是指发动机中驱动压气机并向附件提供功率的部件。
参见图1至图5，本发明实施例提供一种航空发动机，包括静子叶片10以及转子叶片20。静子叶片10的前缘设置有空心腔101。转子叶片20包括封严后缘201以及叶片本体202，封严后缘201对应静子叶片10的空心腔101，且转子叶片20的封严后缘201与静子叶片10的前缘之间的间隙L1小于叶片本体202与静子叶片10之间的间隙L2。
由于L1小于L2，在转子叶片20和静子叶片10发生碰撞时，转子叶片20的封严后缘201与静子叶片10的前缘首先接触，此时转子叶片20和静子叶片10的其他位置不接触，避免了转子叶片20和静子叶片10其他刚性部位因接触而进入长时间的低效率摩擦状态。空心腔101位于静子叶片10的前缘，距离航空发动机转轴的距离远，旋转碰摩半径大，碰摩效率高。静子叶片10前缘采用弱化刚度的空心设计，缓解转静子首次碰撞后反弹趋势，保证碰摩耗能的持续性。
上述技术方案提供的航空发动机，静子叶片10被碰撞摩擦后，弯掠处叶片(即叶片设置有空心腔101的位置)迅速失效，促进转子后缘与静子前缘的其他区域进入碰摩状态，提高碰摩接触面积，碰摩耗能效率迅速提高，从而降低低压涡轮效率，促进低压涡轮转子转速上升的气动力减小，进一步提高低压涡轮转速限制效率，且缓解转子碰撞静子后反弹趋势。并且，在静子叶片10的内部设置空心腔101，并不改变静子叶片10的外形，保证了静子叶片10气动外形的连续性，对主流道中整体气动性能影响小。采用上述结构的静子叶片10，对发动机的安装改造要求低，成本低，可操作性强。
参见图1、图3和图5，在一些实施例中，空心腔101中填充有缓冲材料102。图1至图3中的虚线S示意了空腔所在的前缘区域和静子叶片10其他区域的分界线。在没有发生轴失效时，静子叶片10起到正常的导流作用。当轴失效事件发生后，转子叶片20后移与静子叶片10发生碰摩，转子叶片20叶尖处的封严后缘201首先碰撞静子叶片10外径弯掠处(即空心腔101所在的区域)。发生材料失效后，转子叶片20持续后移，随后大面积的转子叶片20的封严后缘201和静子叶片10前缘进入碰摩状态，碰摩降转从而持续高效进行。
参见图5，在一些实施例中，缓冲材料102包括以下其中一种：蜂窝材料、晶格材料。采用上述缓冲材料102，可以进一步提高刹车效率，增加转子叶片20和静子叶片10碰撞时的缓冲时间。
在一些实施例中，缓冲材料102的材质和静子叶片10的材质相同。这样使得缓冲材料102和静子叶片10的结合性更好。
在一些实施例中，沿着航空发动机的周向，布置有一圈静子叶片10。在另一些实施例中，沿着航空发动机的周向，布置有部分静子叶片10。航空发动机的静子叶片10可以部分采用上文介绍的改进后的静子叶片10，也可以全部采用上文介绍的静子叶片10。如果全环采用上述改进后的静子叶片10，轴失效后刹车速度更快，效率更高。
参见图6，航空发动机100包括风扇21、低压压气机22、高压压气机23、燃烧室26、高压涡轮24以及低压涡轮25。图6中的A区域对应图1所示意图的位置。
低压压气机22由低压涡轮25驱动，二者通过低压轴11连接。高压压气机23由高压涡轮24驱动，二者通过高压轴12连接。
其中，低压压气机22包括有转子叶片22a以及静子叶片22b，高压压气机23包括有转子叶片23a以及静子叶片23b，高压涡轮24包括有转子叶片24a和静子叶片24b，低压涡轮25包括转子叶片25a和静子叶片25b。
转子叶片22a、23a、24a、25a构成了航空发动机100中的转子单元，而静子叶片22b、23b、24b、25b构成了航空发动机100中的静子单元。上文介绍的静子叶片可以为静子叶片22b、23b、24b、25b中的任意一个。在一些实施例中，由于与低压轴11相关的部件更容易发生轴失效，低压涡轮25的静子叶片25b可以采用上文介绍的带有空心腔的静子叶片。
当高温高能燃气从燃烧室26中排出后，将先后经过高压涡轮24和低压涡轮25，并驱动高压涡轮转子叶片24a和低压涡轮转子叶片25a转动，高压涡轮转子叶片24a驱动前端的高压压气机转子叶片23a转动，低压涡轮转子叶片25a驱动低压压气机转子叶片22a以及风扇21转动。
低压轴11的压气机连接端由滚棒轴承1和滚珠轴承2支撑，涡轮连接端由滚棒轴承5支撑，高压轴12的压气机连接端由滚珠轴承3轴承，涡轮连接端由滚棒轴承4支撑。滚棒轴承5主要用来传递径向力，滚珠轴承3可以同时传递轴向力和径向力。滚棒轴承1、滚珠轴承2和滚珠轴承3上的轴向力或径向力主要通过前承力机匣31向外传递。滚棒轴承4和滚棒轴承5的受力分别由涡轮级间承力机匣32和低压涡轮静子叶片25b中的后承力机匣33向外传递。风扇21外侧是风扇机匣41，后端为导流支板51。
以低压涡轮25采用上文介绍的改进后的静子叶片为例，航空发动机100正常运行时，低压涡轮25的静子叶片25b的外形与不带有空心腔的静子叶片外形结构相同，所以不会影响流道中气体方向。
在低压轴11失效后，低压涡轮转子叶片25a转速上升，低压涡轮转子叶片25a后移，弯掠处首先发生碰摩和材料变形失效。随后，转子叶片25a的后缘和静子叶片25b的前缘也进入碰摩。低压涡轮25的静子叶片25b变形失效，低压涡轮的效率降低。通过低压涡轮25的转子叶片25a和静子叶片25b碰摩耗能，降低了流道中气动力，也使得低压涡轮转子的转速得到限制。
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，仅是为便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗指所指的装置或元件必须具有特定的方位、为特定的方位构造和操作，因而不能理解为对本发明保护内容的限制。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，但这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (8)

1.一种航空发动机，其特征在于，包括：
静子叶片(10)，所述静子叶片(10)的前缘设置有空心腔(101)；以及
转子叶片(20)，包括封严后缘(201)以及叶片本体(202)，所述封严后缘(201)对应所述静子叶片(10)的空心腔(101)，且所述转子叶片(20)的封严后缘(201)与所述静子叶片(10)的前缘之间的间隙小于所述叶片本体(202)与所述静子叶片(10)之间的间隙。
2.根据权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述空心腔(101)中填充有缓冲材料(102)。
3.根据权利要求2所述的航空发动机，其特征在于，所述缓冲材料(102)包括以下其中一种：蜂窝材料、晶格材料。
4.根据权利要求2所述的航空发动机，其特征在于，所述缓冲材料(102)的材质和所述静子叶片(10)的材质相同。
5.根据权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，沿着所述航空发动机的周向，布置有一圈所述静子叶片(10)。
6.根据权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，沿着所述航空发动机的周向，布置有部分所述静子叶片(10)。
7.根据权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述静子叶片(10)为低压涡轮的静子叶片。
8.根据权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述静子叶片(10)为高压涡轮的静子叶片。
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