CN115142907A - 一种航空发动机导叶内环一体结构 - Google Patents

Abstract

本申请属于航空发动机和燃气轮机的设计领域，为一种航空发动机导叶内环一体结构，包括第一封严环、第二封严环、进气外环、颈环和冷却室；冷却气从外侧的导向叶片内流入，经过冷却接嘴进入到冷却气腔内，冷却气通过冷却气腔后从预旋喷嘴喷入至低压涡轮盘腔内，对低压转子件进行冷却；通过将第一封严环、第二封严环、进气外环、颈环和冷却室均设计为一体件，形成冷却气腔所需要的径向或轴向相关结构均大幅减少，结构更为稳定，连接部分的去除使得整个导叶内环占用的空间结构大幅减少；同时由于螺栓结构的去除，冷却气腔的空间减小，冷却气到达预旋喷嘴处的路径变短，从而进一步提升冷却效率、提升流通能力。

Description

一种航空发动机导叶内环一体结构

技术领域

本申请属于航空发动机和燃气轮机的设计领域，特别涉及一种航空发动机导叶内环一体结构。

背景技术

如图1所示，在现代航空发动机和燃气轮机的导向器设计中，一般采用导叶内环前半1和导叶内环后半2通过螺栓3装配在一起，形成一个气腔4，这种设计的目的是将导向叶片中的冷却气体顺利导入盘前腔，通过预旋喷嘴供给转子叶片进行冷却，并且同时起到隔离前后盘腔对主流道进行封严的作用，保证空气系统的相关要求。

导叶内环需要有预旋冷却、咬嘴封严和隔膜冷却的多功能要求，在现有技术中，通常只能使用分体装配结构来实现，这样会造成安装边泄露和加工难度大、流通能力不足等问题，并且重量大，造成冷却气损失大、航空发动机推重比高的问题。

因此，如何提高导叶内环的气流损失、提升流通能力是一个需要解决的问题。

发明内容

本申请的目的是提供一种航空发动机导叶内环一体结构，以解决现有技术中采用分体装配结构导致的导叶内环气腔流通能力不足、冷却损失大的问题。

本申请的技术方案是：一种航空发动机导叶内环一体结构，包括第一封严环、第二封严环、进气外环、颈环和冷却室；所述第一封严环与相邻的涡轮盘腔之间形成前咬嘴结构，所述第二封严环与相邻的涡轮盘腔之间形成后咬嘴结构，所述进气外环设于第一封严环和第二封严环之间，所述进气外环沿自身周向方向间隔设置有多个接嘴安装座，所述接嘴安装座上安装有冷却接嘴，所述颈环连接于进气外环的内侧并且颈环设于相邻的两个涡轮盘腔之间；

所述冷却室设于进气外环的内侧并且冷却室与颈环相连，所述冷却室位于颈环靠近进气外环的一侧，所述冷却室、进气外环和颈环之间形成冷却气腔，所述接嘴安装座与冷却气腔连通，所述颈环的侧壁上开设有预旋口，所述冷却室穿过颈环上的预旋口并插入至颈环远离进气外环的一侧；冷却室插入的部分开口，形成预旋喷嘴；

所述第一封严环、第二封严环、进气外环、颈环和冷却室为一体结构。

优选地，所述冷却气腔为1/4球结构，所述冷却气腔的横截面为D型，所述冷却气腔的宽度从接嘴安装座一侧至预旋喷嘴一侧逐渐减小。

优选地，所述预旋喷嘴位于冷却室的最内侧位置。

优选地，所述第二封严环与进气外环之间设有连接环，所述颈环上设有盘腔隔膜，所述盘腔隔膜与冷却室相连，所述盘腔隔膜与连接环的内外壁面均共面设置，所述盘腔隔膜与连接环均倾斜设置。

优选地，所述颈环的内侧壁上设有将相邻两个涡轮盘腔分离的蜂窝。

优选地，所述接嘴安装座上设有环形凸台。

优选地，所述前咬嘴结构包括第一双凸齿环和第一单凸齿环，所述第一双凸齿环与进气外环相连，所述第一单凸齿环设于相邻的涡轮盘腔上，所述第一单凸齿环设于第一双凸齿环的开口处。

优选地，所述后咬嘴结构包括第二双凸齿环和第二单凸齿环，所述第二双凸齿环与进气外环相连，所述第二单凸齿环设于相邻的涡轮盘腔上，所述第二单凸齿环设于第二双凸齿环的开口处。

本申请的一种航空发动机导叶内环一体结构，包括第一封严环、第二封严环、进气外环、颈环和冷却室；冷却气从外侧的导向叶片内流入，经过冷却接嘴进入到冷却气腔内，冷却气通过冷却气腔后从预旋喷嘴喷入至低压涡轮盘腔内，对低压转子件进行冷却；通过将第一封严环、第二封严环、进气外环、颈环和冷却室均设计为一体件，形成冷却气腔所需要的径向或轴向相关结构均大幅减少，结构更为稳定，连接部分的去除使得整个导叶内环占用的空间结构大幅减少；同时由于螺栓结构的去除，冷却气腔的空间减小，冷却气到达预旋喷嘴处的路径变短，从而进一步提升冷却效率、提升流通能力。

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为背景技术结构示意图；

图2为本申请整体结构示意图；

图3为本申请凸显进气外环的结构示意图；

图4为本申请整体结构轴测图。

1、导叶内环前半；2、导叶内环后半；3、螺栓；4、气腔；5、第一封严环；6、第二封严环；7、进气外环；8、颈环；9、冷却室；10、接嘴安装座；11、冷却气腔；12、预旋喷嘴；13、连接环；14、盘腔隔膜；15、蜂窝；16、环形凸台；17、第一双凸齿环；18、第一单凸齿环；19、第二双凸齿环；20、第二单凸齿环；21、冷却接嘴。

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。

一种航空发动机导叶内环一体结构，设于涡轮的进气机匣位置，为静子结构件，其外侧连接对主流道进行导向的导向叶片，前后两侧分别为不同的涡轮盘腔，在此以该结构前侧为高压涡轮盘腔、后侧为低压涡轮盘腔为例进行说明。

如图2-4所示，包括第一封严环5、第二封严环6、进气外环7、颈环8和冷却室9。

第一封严环5与相邻的涡轮盘腔之间形成前咬嘴结构，第二封严环6与相邻的涡轮盘腔之间形成后咬嘴结构，前咬嘴结构和后咬嘴结构的外侧为主流道气体，内侧为盘腔气体，盘腔气体除了作为盘腔内部的封严气体之外，还能够控制转子前、后腔压力，保证轴向力要求，部分盘腔气体通过前咬嘴结构和后咬嘴结构进入到主流道内，对流经的结构进行沿程冷却。

进气外环7设于第一封严环5和第二封严环6之间，进气外环7为与航空发动机的轴线同轴设置的整环结构，进气外环7沿自身周向方向间隔设置有多个接嘴安装座10，接嘴安装座10上安装有冷却接嘴21，颈环8连接于进气外环7的内侧并且颈环8设于相邻的两个涡轮盘腔之间。

冷却室9设于进气外环7的内侧并且冷却室9与颈环8相连，冷却室9位于颈环8靠近进气外环7的一侧，冷却室9、进气外环7和颈环8之间形成冷却气腔11，接嘴安装座10与冷却气腔11连通，颈环8的侧壁上开设有预旋口，冷却室9穿过颈环8上的预旋口并插入至颈环8远离进气外环7的一侧；冷却室9插入的部分开口，形成预旋喷嘴12。

第一封严环5、第二封严环6、进气外环7、颈环8和冷却室9为一体结构。

优选地，该一体结构采用铸造或粉末一体成型方式生产。

冷却气从外侧的导向叶片内流入，经过冷却接嘴21进入到冷却气腔11内，冷却气通过冷却气腔11后从预旋喷嘴12喷入至低压涡轮盘腔内，对低压转子件进行冷却。

通过将第一封严环5、第二封严环6、进气外环7、颈环8和冷却室9均设计为一体件，不需要设置螺栓3等装配结构，也不需要设计止口等封严结构，这样形成冷却气腔11所需要的径向或轴向相关结构均大幅减少，结构更为稳定，连接部分的去除使得整个导叶内环占用的空间结构大幅减少。

同时由于螺栓3结构的去除，同时由于螺栓结构的去除，可以实现s型内腔弧度设计，降低流阻减少流动损失；冷却气腔11的空间减小，冷却气到达预旋喷嘴12处的路径变短，从而进一步提升冷却效率、提升流通能力。

综上，本申请的结构更为稳定、空间占用更小、冷却效率更高，解决了现有安装边泄露和加工难度大、冷却气损失大、航空发动机推重比高的问题。

优选地，前咬嘴结构包括第一双凸齿环17和第一单凸齿环18，第一双凸齿环17与进气外环7相连，第一单凸齿环18设于相邻的涡轮盘腔上，第一单凸齿环18设于第一双凸齿环17的开口处。

后咬嘴结构包括第二双凸齿环19和第二单凸齿环20，第二双凸齿环19与进气外环7相连，第二单凸齿环20设于相邻的涡轮盘腔上，第二单凸齿环20设于第二双凸齿环19的开口处。

前咬嘴结构与后咬嘴结构均通过双齿凸环和单齿凸环形成了双层凸齿结构，内部盘腔气体在向外流动时，沿着双齿凸环和单齿凸环之间流动，形成S型流路，盘腔气体的流速减缓，这样盘腔气体能够实现稳定的沿程冷却，同时通过控制盘腔气体的流速还能够控制转子前、后腔压力，保证轴向力要求。S型的流路还能够避免主流道内的高温气体反向灌入至盘腔内。

优选地，接嘴安装座10上设有环形凸台16。冷却接嘴21在工作的过程中会上下浮动，在浮动到最大值时需保证冷却接嘴21与接嘴安装座10不会脱离，环形凸台16的设置增大了冷却接嘴21的浮动空间，保证冷却接嘴21在工作空间内不会脱离，保证封严。同时通过采用凸台结构，进气外环7对应环形凸台16周围的结构去除，整个进气外环7的重量降低。

如果不设置凸台需要在冷却接嘴21的另一端对冷却接嘴21进行协力，以满足浮动量需求。

优选地，冷却气腔11为1/4球结构，冷却气腔11的横截面为D型，冷却气腔11的宽度从接嘴安装座10一侧至预旋喷嘴12一侧逐渐减小。由于冷却气腔11内部为球面，内部光滑无遮挡，冷却气在冷却气腔11内流动的过程中会沿着冷却腔的内壁面顺畅流动，从而有效减小流阻，降低冷却气损失。

同时通过设置冷却气腔11的宽度逐渐减小，冷却气在流动的过程中速度缓慢增大，到达预旋喷嘴12处时达到最大，由于冷却气腔11内部速度渐变式的增大，从而有效提升冷却气流动的顺畅度。

预旋喷嘴12喷入到低压涡轮的盘腔内，进行预旋冷却，通过预先设置设置预旋喷嘴12的旋转角度，能够找到最好的喷流角度喷入至低压涡轮的盘腔内，以能够对低压涡轮进行高效冷却。

优选地，预旋喷嘴12位于冷却室9的最内侧位置。这样冷却气在流动的过程中不会发生转折，流动稳定性高、流动损失小。

优选地，第二封严环6与进气外环7之间设有连接环13，颈环8上设有盘腔隔膜14，盘腔隔膜14与冷却室9相连，盘腔隔膜14与连接环13的内外壁面均共面设置，盘腔隔膜14与连接环13均倾斜设置。通过设置盘腔隔膜14与连接环13的共面设计，则盘腔隔膜14与连接环13受力方向相同，不论受到外部或内部载荷，均能够在轴向力较强时提供稳定支撑。颈环8整体设计为倾斜的转折结构。

为了减少受力，因为前面是高压涡轮盘后腔，后面是低压涡轮盘前腔，腔压不一样，气体压力是作用在垂直壁面的，通过将颈环8设计为倾斜的转折结构，通可以将一部分高压和低压腔的压差导致的力在径向分量方向抵消，同时能够减小D型腔下面和隔膜连接位置转接圆角承受的载荷。

当然，盘腔隔膜14与连接环13在轴向力较小的情况下也可以采用非共面设计。

优选地，由于高压涡轮的盘腔与低压涡轮盘腔内部的盘腔压力是不同的，高压涡轮盘腔需求压力比较高的盘腔气体，低压涡轮盘腔需求压力比较低的盘腔气体，颈环8的内侧壁上设有将相邻两个涡轮盘腔分离的蜂窝15，蜂窝15能够与转子形成的篦齿形成浮动密封结构。

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 (8)

1.一种航空发动机导叶内环一体结构，其特征在于：包括第一封严环(5)、第二封严环(6)、进气外环(7)、颈环(8)和冷却室(9)；所述第一封严环(5)与相邻的涡轮盘腔之间形成前咬嘴结构，所述第二封严环(6)与相邻的涡轮盘腔之间形成后咬嘴结构，所述进气外环(7)设于第一封严环(5)和第二封严环(6)之间，所述进气外环(7)沿自身周向方向间隔设置有多个接嘴安装座(10)，所述接嘴安装座(10)上安装有冷却接嘴(21)，所述颈环(8)连接于进气外环(7)的内侧并且颈环(8)设于相邻的两个涡轮盘腔之间；

所述冷却室(9)设于进气外环(7)的内侧并且冷却室(9)与颈环(8)相连，所述冷却室(9)位于颈环(8)靠近进气外环(7)的一侧，所述冷却室(9)、进气外环(7)和颈环(8)之间形成冷却气腔(11)，所述接嘴安装座(10)与冷却气腔(11)连通，所述颈环(8)的侧壁上开设有预旋口，所述冷却室(9)穿过颈环(8)上的预旋口并插入至颈环(8)远离进气外环(7)的一侧；冷却室(9)插入的部分开口，形成预旋喷嘴(12)；

所述第一封严环(5)、第二封严环(6)、进气外环(7)、颈环(8)和冷却室(9)为一体结构。

2.如权利要求1所述的航空发动机导叶内环一体结构，其特征在于：所述冷却气腔(11)为1/4球结构，所述冷却气腔(11)的横截面为D型，所述冷却气腔(11)的宽度从接嘴安装座(10)一侧至预旋喷嘴(12)一侧逐渐减小。

3.如权利要求1所述的航空发动机导叶内环一体结构，其特征在于：所述预旋喷嘴(12)位于冷却室(9)的最内侧位置。

4.如权利要求1所述的航空发动机导叶内环一体结构，其特征在于：所述第二封严环(6)与进气外环(7)之间设有连接环(13)，所述颈环(8)上设有盘腔隔膜(14)，所述盘腔隔膜(14)与冷却室(9)相连，所述盘腔隔膜(14)与连接环(13)的内外壁面均共面设置，所述盘腔隔膜(14)与连接环(13)均倾斜设置。

5.如权利要求1所述的航空发动机导叶内环一体结构，其特征在于：所述颈环(8)的内侧壁上设有将相邻两个涡轮盘腔分离的蜂窝(15)。

6.如权利要求1所述的航空发动机导叶内环一体结构，其特征在于：所述接嘴安装座(10)上设有环形凸台(16)。

7.如权利要求1所述的航空发动机导叶内环一体结构，其特征在于：所述前咬嘴结构包括第一双凸齿环(17)和第一单凸齿环(18)，所述第一双凸齿环(17)与进气外环(7)相连，所述第一单凸齿环(18)设于相邻的涡轮盘腔上，所述第一单凸齿环(18)设于第一双凸齿环(17)的开口处。

8.如权利要求1所述的航空发动机导叶内环一体结构，其特征在于：所述后咬嘴结构包括第二双凸齿环(19)和第二单凸齿环(20)，所述第二双凸齿环(19)与进气外环(7)相连，所述第二单凸齿环(20)设于相邻的涡轮盘腔上，所述第二单凸齿环(20)设于第二双凸齿环(19)的开口处。

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