CN115030786A - 一种变壁厚涡轮后承力框架结构 - Google Patents
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Abstract
本申请属于航空发动机后机匣设计领域，一种变壁厚涡轮后承力框架结构，为提高结构承载能力，满足强度同时尽量减轻重量，外环采用了周向变壁厚设计，第一弧板5周向应大于180°，以同时增加后机匣的径向与侧向刚度；过渡区位置一般设计在两个支板之间，在相同载荷条件下，支板数量越多，AD弧段周向弧长范围越小；AD弧段壁厚一般不大于BC弧段壁厚的2.5倍；AB、CD段的设置使得第一弧板和第二弧板的应力进行缓冲，防止发生应力突变会外环1的刚度造成影响；第二弧板厚度的减小使得结构重量减轻同时，实现传力路径结构优化，并提高结构承载能力和径向刚度。
Description
技术领域
本申请属于航空发动机后机匣设计领域，特别涉及一种变壁厚涡轮后承力框架结构。
背景技术
涡轮后承力机匣是发动机后部的主要承力结构部件，肩负承力和涡轮出口气流整流的作用，其主要特点是几何结构复杂，受到较高的热负荷。
涡轮后承力机匣框架通常由内环、外环及一定数量的支板组成，采用整体铸造或焊接加工。内环和外环之间穿过涡轮燃气流道，受高温燃气的影响，会产生很大的热应力和热变形，在承受较大的发动机转子负荷同时还需满足热变形协调性和刚性的要求，一旦局部出现热变形不协调便可能影响支点的同心度从而引起振动，严重情况下会在承力框架上产生裂纹，对发动机工作安全产生严重影响。
涡轮后承力框架结构按照支板和外环结构的差异主要分为四种类型：圆柱形直支板、圆柱形斜支板、多边形直支板和多边形斜支板，如图1、图2所示。斜支板结构可以调节涡轮承力机匣的相对热膨胀差，支板斜度通常根据热协调性需求确定。相同几何半径及支板数量下，多边形承力机匣框架刚度强于圆柱形后承力机匣。
现有技术方案涡轮后承力框架外环均采用单一型线等截面设计。涡轮后承力框架结构形式不仅受到发动机整体结构限制，还会受到自身重量制约。但涡轮后机匣结构和承载情况十分复杂，其结构设计与后机匣部件的重量与可靠性密切相关。
除了由温度不同而引起的连接不协调产生的热负荷外，当外环局部位置设置发动机辅助安装节或主安装节时，还将承受发动机侧向或垂直方向的部分惯性力。
因此，如何在尽量减轻重量的前提下，提高结构承载能力及刚度，是涡轮后承力框架结构设计的难点。
发明内容
本申请的目的是提供了一种变壁厚涡轮后承力框架结构，以解决现有技术中涡轮后机匣难以同时保证减轻重量和结构承载能力及刚度需求的问题。
本申请的技术方案是：一种变壁厚涡轮后承力框架结构，包括外环、支板和内环，所述外环包括第一弧板、第二弧板和第三弧板，所述第一弧板、第二弧板和第三弧板围成封闭环形结构，所述第一弧板的厚度大于第二弧板的厚度，所述第三弧板共有两组并分别设于第一弧板和第二弧板的两端端部之间，所述第三弧板的厚度处于第一弧板和第二弧板的厚度之间。
优选地，所述第三弧板的厚度从第一弧板的端部至第二弧板的端部逐渐缩小。
优选地，所述第一弧板上间隔设置有多组弧形内凹槽，所述弧形内凹槽内一体连接有吊耳。
优选地，所述弧形内凹槽的横截面包括收缩段、平直段和扩张段，所述收缩段位于机匣的前端，所述平直段设于收缩段和扩张段之间，所述收缩段的径向高度从收缩段靠近外环端部的一侧至平直段逐渐缩小，所述扩张段的径向高度从平直段至扩张段靠近外环端部的一侧逐渐缩小，所述收缩段的径向最高点小于扩张段的径向最高点。
优选地，所述弧形内凹槽的轴向截面呈弧形内凹，并且弧形内凹槽的轴向截面从中部对称设置。
本申请的一种变壁厚涡轮后承力框架结构，为提高结构承载能力，满足强度同时尽量减轻重量，外环采用了周向变壁厚设计，第一弧板5周向应大于180°，以同时增加后机匣的径向与侧向刚度；过渡区位置一般设计在两个支板之间，在相同载荷条件下，支板数量越多，AD弧段周向弧长范围越小；AD弧段壁厚一般不大于BC弧段壁厚的2.5倍；AB、CD段的设置使得第一弧板和第二弧板的应力进行缓冲，防止发生应力突变会外环1的刚度造成影响；第二弧板厚度的减小使得结构重量减轻同时，实现传力路径结构优化，并提高结构承载能力和径向刚度。
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为背景技术中两种圆柱形支板的结构示意图；
图2为背景技术中两种多边形支板的结构示意图；
图3为本申请整体结构示意图；
图4为本申请凸显第三弧板结构的示意图；
图5为本申请吊耳与弧形内凹槽结构示意图；
图6为本申请弧形内凹槽的横截面型线示意图；
图7为本申请弧形内凹槽从前至后不同节点下的轴向截面型线示意图；
图8为本申请弧形内凹槽其中一个轴向截面型线示意图。
1、外环；2、支板；3、内环；4、吊耳；5、第一弧板；6、第二弧板；7、第三弧板。
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。
一种变壁厚涡轮后承力框架结构，如图3、图4所示，包括外环1、支板2和内环3，外环1和内环3同轴设置，支板2共有多组并沿着内、外环1 周向方向间隔设置于内环3和外环1之间。
在涡轮后承力机匣的不同位置处，一方面在周向不同位置处受到的高温燃气的影响是不同的，涡轮后承力机匣内部的温度情况在不同径向位置处也有很大的差别；另一方面周向不同位置处由于连接不同的结构，受到的外部载荷也是不同的，如果将外环1设计成等厚度的圆环形状，必须按照极限载荷位置设计壁厚，不仅极大增加了后机匣重量，刚性越强，难于协调各位置的相对热膨胀量，还易于产生疲劳裂纹，需要进行合理的结构刚度设计。
为了解决该问题，具体设计包括：外环1包括第一弧板5、第二弧板6 和第三弧板7，第一弧板5、第二弧板6和第三弧板7围成封闭环形结构，第一弧板5的厚度大于第二弧板6的厚度，第三弧板7共有两组并分别设于第一弧板5和第二弧板6的两端端部之间，第三弧板7的厚度处于第一弧板 5和第二弧板6的厚度之间。
在第一弧板5、第二弧板6和第三弧板7的端点处进行标记，分别为A、 B、C、D四点，其中AD之间为第一弧板5，BC之间为第二弧板6，AB、 CD之间为两段第三弧板7，AD段的厚度H2＞AB、CD段的厚度＞BC段的厚度H1。
涡轮后机匣除承受温度载荷、气动载荷与轴承支点传递的载荷外，外环1在吊耳4位置与主安装节连接，还承受着很大的机动载荷，如垂直方向机动载荷与水平方向机动载荷。
为提高结构承载能力，满足强度同时尽量减轻重量，外环1采用了周向变壁厚设计，如图3所示，第一弧板5周向应大于180°，以同时增加后机匣的径向与侧向刚度。过渡区位置一般设计在两个支板之间，在相同载荷条件下，支板2数量越多，AD弧段周向弧长范围越小。AD弧段壁厚一般不大于BC弧段壁厚的2.5倍。
AB、CD段的设置使得第一弧板5和第二弧板6的应力进行缓冲，防止发生应力突变会对外环1的刚度造成影响。
第二弧板厚度的减小使得结构重量减轻同时，仍能满足强度与刚度要求，提高结构承载效率。
优选地，第三弧板7的厚度从第一弧板5的端部至第二弧板6的端部逐渐缩小。这样第一弧板5和第二弧板6之间的应力缓慢变化，使得工作时的整个外环1的刚度变化处于较小的范围内。
随着发动机推重比要求的不断提高，对构件重量与结构空间的限制越来越高，这就对吊耳4位置提出了更严格的要求，需要外环1与吊耳4采用一种更为紧凑的结构设计，具体如下：
如图4、图5所示，优选地，第一弧板5上间隔设置有多组弧形内凹槽，弧形内凹槽内一体连接有吊耳4。通过将吊耳4一部分嵌入至弧形内凹槽内，形成下沉式的结构，这样吊耳4露出外环1的部分显著减少，涡轮后承力机匣占用的空间减少，结构紧凑，有效满足外环1外部结构空间的占用需求。
吊耳4位置外环弧板采用轴向变截面型线延伸形成的局部下沉结构，避免了结构刚度突变。圆环机匣在等距支板径向载荷作用下更容易弯曲，相较圆环外环结构，能够有效减小局部弯曲应力，也有益于提供调节热变形协调的容差，结构紧凑，并能减少外廓尺寸和重量。
如图6所示，优选地，弧形内凹槽的横截面包括收缩段、平直段和扩张段，收缩段位于机匣的前端，平直段设于收缩段和扩张段之间，收缩段的径向高度从收缩段靠近外环1端部的一侧至平直段逐渐缩小，扩张段的径向高度从平直段至扩张段靠近外环1端部的一侧逐渐缩小，收缩段的径向最高点小于扩张段的径向最高点。
内涵高温尾气在到达涡轮后支承机匣后，先经过收缩段对气流进行小幅的压缩、压缩后的气流在平直段保持一段时间，而后经过扩张段喷出，通过该种设计气流流场内的一些关键参数仍不会发生较大的变化，从而达到了在保证减少涡轮后承力机匣外部空间占用的同时机匣内部流场保持稳定的技术效果。
如图7、图8所示，优选地，对于弧形内凹槽沿机匣圆周方向具体型线的设计，将弧形内凹槽的横截面从前至后选择1-10共10个节点，每个节点处弧形内凹槽的轴向截面均呈弧形内凹，并且弧形内凹槽的轴向截面从中部对称设置，在对称的两侧均形成S型的结构，具体的参数通过综合安装空间和气动需求确定，通过设计内凹的对称结构，能够保证气流通道的连续与稳定。
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 (5)
1.一种变壁厚涡轮后承力框架结构，包括外环(1)、支板(2)和内环(3)，其特征在于：所述外环(1)包括第一弧板(5)、第二弧板(6)和第三弧板(7)，所述第一弧板(5)、第二弧板(6)和第三弧板(7)围成封闭环形结构，所述第一弧板(5)的厚度大于第二弧板(6)的厚度，所述第三弧板(7)共有两组并分别设于第一弧板(5)和第二弧板(6)的两端端部之间，所述第三弧板(7)的厚度处于第一弧板(5)和第二弧板(6)的厚度之间。
2.如权利要求1所述的变壁厚涡轮后承力框架结构，其特征在于：所述第三弧板(7)的厚度从第一弧板(5)的端部至第二弧板(6)的端部逐渐缩小。
3.如权利要求1所述的变壁厚涡轮后承力框架结构，其特征在于：所述第一弧板(5)上间隔设置有多组弧形内凹槽，所述弧形内凹槽内一体连接有吊耳(4)。
4.如权利要求3所述的变壁厚涡轮后承力框架结构，其特征在于：所述弧形内凹槽的横截面包括收缩段、平直段和扩张段，所述收缩段位于机匣的前端，所述平直段设于收缩段和扩张段之间，所述收缩段的径向高度从收缩段靠近外环(1)端部的一侧至平直段逐渐缩小，所述扩张段的径向高度从平直段至扩张段靠近外环(1)端部的一侧逐渐缩小，所述收缩段的径向最高点小于扩张段的径向最高点。
5.如权利要求3所述的变壁厚涡轮后承力框架结构，其特征在于：所述弧形内凹槽的轴向截面呈弧形内凹，并且弧形内凹槽的轴向截面从中部对称设置。
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| CN202210327965.6A CN115030786A (zh) | 2022-03-30 | 2022-03-30 | 一种变壁厚涡轮后承力框架结构 |
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|---|---|
| CN (1) | CN115030786A (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115807697A (zh) * | 2023-02-08 | 2023-03-17 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种具有变形协调功能的斜支板承力框架 |
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2022
- 2022-03-30 CN CN202210327965.6A patent/CN115030786A/zh active Pending
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| CN115807697A (zh) * | 2023-02-08 | 2023-03-17 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种具有变形协调功能的斜支板承力框架 |
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