CN204041121U - 用于航空发动机的涡轮盘及航空发动机 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种用于航空发动机的涡轮盘及航空发动机。用于航空发动机的涡轮盘，包括轮盘基体、轮缘和叶片，轮缘设于轮盘基体的外边缘，叶片沿轮盘基体的周向等间距排布在轮缘上，轮盘基体的至少一面在靠近轮缘的部位上开设有至少一个用以减轻涡轮盘自重并改变涡轮盘的盘体断裂方向的第一凹形构造，第一凹形构造为沿轮盘基体周向布置的环形凹槽、沿轮盘基体周向等间距布置的弧形槽段、沿轮盘基体周向等间距布置的凹坑、沿轮盘基体周向等间距布置的通孔中的至少一个。制止由于涡轮盘子午面爆裂产生剧烈的能量波及整个航空发动机，提高航空发动机的安全性。

Description

用于航空发动机的涡轮盘及航空发动机

技术领域

本实用新型涉及航空发动机领域，特别地，涉及一种用于航空发动机的涡轮盘。此外，本实用新型还涉及一种包括上述用于航空发动机的涡轮盘的航空发动机。

背景技术

航空发动机把安全性放在很重要的位置，尤其是民用航空发动机将安全性放在首要位置。涡轮盘是航空发动机的安全关键件，一旦发生沿子午面的爆裂，将释放出巨大的能量并且迅速波及到整个航空发动机，从而引起灾难的发生，因此原则上这类沿子午面爆裂的情况绝对不允许发生。

现有技术为了防止涡轮盘沿子午面爆裂，在设计时使涡轮盘具有很高的破裂转速的措施是将涡轮盘的盘体设计得厚重，利用对盘体加厚加重来提高轮盘破裂转速，除此外无其他措施，这类改进使涡轮盘过重，加重了航空发动机的整体自重负荷，降低了航空飞行器的整体性能，同时仍然存在一定的沿子午面爆裂的风险。

实用新型内容

本实用新型目的在于提供一种用于航空发动机的涡轮盘及航空发动机，以解决现有技术为了解决子午面爆裂增加了涡轮盘自重造成使用性能降低，仍然无法避免子午面爆裂的风险的技术问题。

为实现上述目的，本实用新型采用的技术方案如下：

一种用于航空发动机的涡轮盘，包括轮盘基体、轮缘和叶片，轮缘设于轮盘基体的外边缘，叶片沿轮盘基体的周向等间距排布在轮缘上，轮盘基体的至少一面在靠近轮缘的部位上开设有至少一个用以减轻涡轮盘自重并改变涡轮盘的盘体断裂方向的第一凹形构造，第一凹形构造为沿轮盘基体周向布置的环形凹槽、沿轮盘基体周向等间距布置的弧形槽段、沿轮盘基体周向等间距布置的凹坑、沿轮盘基体周向等间距布置的通孔中的至少一个。

进一步地，处于不同半径位置的轮盘基体周向的第一凹形构造相互之间交错排布。

进一步地，轮盘基体的两面均开设有第一凹形构造。

进一步地，环形凹槽、弧形槽段、凹坑或者通孔设置为开口口径尺寸比内部尺寸大的敞口式结构。

进一步地，轮盘基体的至少一面上设置有至少一个筒状结构，筒状结构与轮盘基体同轴布置；筒状结构在靠近轮盘基体的部位上开设有至少一个用以减轻涡轮盘自重并改变涡轮盘的盘体断裂方向的第二凹形构造。

进一步地，第二凹形构造为沿筒状结构周向布置的环形凹槽、沿筒状结构周向等间距布置的弧形槽段、沿筒状结构周向等间距布置的凹坑、沿筒状结构周向等间距布置的通孔中的至少一个。

进一步地，第二凹形构造开设于筒状构造的内壁面上和/或外壁面上。

进一步地，第一凹形构造和/或第二凹形构造内设有用以加强凹陷部位强度的加强构造，加强构造为沿凹陷部位的径向等间距布置的凸筋、沿凹陷部位的周向等间距布置的凸筋、沿凹陷部位的周向等间距布置的凸块中的至少一种。

进一步地，第一凹形构造和/或第二凹形构造的凹陷部或者开口部位设置为弧形过渡面。

根据本实用新型的另一方面，还提供了一种航空发动机，其包括上述用于航空发动机的涡轮盘。

本实用新型具有以下有益效果：

本实用新型涡轮盘，通过在涡轮盘靠近轮缘比较狭窄的部分的“颈部”，即轮盘基体靠近轮缘的部位，开设第一凹形构造作为保护环节。该保护环节在轮盘基体发生沿子午面爆裂之前，就发生沿第一凹形构造的布设方向的断面进行断裂，发生断裂后，轮缘和叶片整圈脱离轮盘基体，脱离后的轮缘和叶片与航空发动机的其他静子件发生碰撞，使得涡轮失去做功能力，从而使涡轮转子的转速降低，避免轮盘基体在高速运转过程中继续沿子午面爆裂的发生，从而制止由于涡轮盘子午面爆裂产生剧烈的能量波及整个航空发动机，提高航空发动机的安全性。

除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本实用新型还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本实用新型作进一步详细的说明。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本实用新型的进一步理解，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。在附图中：

图1是本实用新型优选实施例的用于航空发动机的涡轮盘的结构示意图。

图例说明：

1、轮盘基体；2、轮缘；3、叶片；4、第一凹形构造；5、筒状结构；6、第二凹形构造。

具体实施方式

以下结合附图对本实用新型的实施例进行详细说明，但是本实用新型可以由所限定和覆盖的多种不同方式实施。

图1是本实用新型优选实施例的用于航空发动机的涡轮盘的结构示意图，如图1所示，本实施例的用于航空发动机的涡轮盘，包括轮盘基体1、轮缘2和叶片3，轮缘2设于轮盘基体1的外边缘，叶片3沿轮盘基体1的周向等间距排布在轮缘2上，轮盘基体1的至少一面在靠近轮缘2的部位上开设有至少一个用以减轻涡轮盘自重并改变涡轮盘的盘体断裂方向的第一凹形构造4，第一凹形构造4为沿轮盘基体1周向布置的环形凹槽、沿轮盘基体1周向等间距布置的弧形槽段、沿轮盘基体1周向等间距布置的凹坑、沿轮盘基体1周向等间距布置的通孔中的至少一个。本实用新型涡轮盘，通过在涡轮盘靠近轮缘2比较狭窄的部分的“颈部”，即轮盘基体1靠近轮缘2的部位，开设第一凹形构造4作为保护环节。该保护环节在轮盘基体1发生沿子午面爆裂之前，就发生沿第一凹形构造4的布设方向的断面进行断裂，发生断裂后，轮缘2和叶片3整圈脱离轮盘基体1，脱离后的轮缘2和叶片3与航空发动机的其他静子件发生碰撞，使得涡轮失去做功能力，从而使涡轮转子的转速降低，避免轮盘基体1在高速运转过程中继续沿子午面爆裂的发生，从而制止由于涡轮盘子午面爆裂产生剧烈的能量波及整个航空发动机，提高航空发动机的安全性。

本实施例中，处于不同半径位置的轮盘基体1周向的第一凹形构造4相互之间交错排布。从而制止轮盘基体1在高速运转过程中继续沿子午面爆裂。

如图1所示，本实施例中，轮盘基体1的两面均开设有第一凹形构造4。

如图1所示，本实施例中，环形凹槽、弧形槽段、凹坑或者通孔设置为开口口径尺寸比内部尺寸大的敞口式结构。促使轮盘基体1在高速运转过程中无法沿子午面爆裂。

如图1所示，本实施例中，轮盘基体1的至少一面上设置有至少一个筒状结构5，筒状结构5与轮盘基体1同轴布置；筒状结构5在靠近轮盘基体1的部位上开设有至少一个用以减轻涡轮盘自重并改变涡轮盘的盘体断裂方向的第二凹形构造6。筒状结构5与轮盘基体1接触的部位开设第二凹形构造6作为保护环节。该保护环节在轮盘基体1发生沿子午面爆裂之前，筒状结构5就发生沿第二凹形构造6的布设方向的断面进行断裂，发生断裂后，筒状结构5整圈脱离轮盘基体1，脱离后的筒状结构5与航空发动机的转子件或者涡轮盘的盘体产生摩擦，使得涡轮减少而失去做功能力，避免轮盘基体1在高速运转过程中继续沿子午面爆裂的发生，从而制止由于涡轮盘子午面爆裂产生剧烈的能量波及整个航空发动机，提高航空发动机的安全性。

如图1所示，本实施例中，第二凹形构造6为沿筒状结构5周向布置的环形凹槽、沿筒状结构5周向等间距布置的弧形槽段、沿筒状结构5周向等间距布置的凹坑、沿筒状结构5周向等间距布置的通孔中的至少一个。

如图1所示，本实施例中，第二凹形构造6开设于筒状构造的内壁面上和/或外壁面上。

本实施例中，第一凹形构造4和/或第二凹形构造6内设有用以加强凹陷部位强度的加强构造，加强构造为沿凹陷部位的径向等间距布置的凸筋、沿凹陷部位的周向等间距布置的凸筋、沿凹陷部位的周向等间距布置的凸块中的至少一种。

如图1所示，本实施例中，第一凹形构造4和/或第二凹形构造6的凹陷部或者开口部位设置为弧形过渡面。

本实施例的航空发动机，包括上述用于航空发动机的涡轮盘。

实施时，将涡轮盘某些部位设计成相对薄弱环节。本实用新型这种薄弱环节称为保护环节(第一凹形构造4和第二凹形构造6)。在涡轮盘接近发生沿子午面爆裂时，保护环节(第一凹形构造4和第二凹形构造6)以其他危害较小的形式发生破坏，这种破坏发生后，涡轮将与其他零件发生碰撞，叶片3损坏，转速降低从而避免沿子午面的爆裂，避免更大危害的发生。

保护环节分两种：

1、轮盘颈部

如图1所示，涡轮盘“颈部”是靠近轮缘2比较狭窄的部分。由于该部位比较狭窄，成为薄弱部位。通过计算分析确定合适的尺寸，使该部位在轮盘基体1发生沿子午面爆裂之前，就发生沿圆柱面(第一凹形构造4的布设方向的断面)的断裂(参见图1)。发生沿圆柱面的断裂后，轮缘2(包括叶片3)整圈脱离轮盘基体1，并与其他静子件发生碰撞，失去做功能力，从而使转速降低，避免轮盘基体1沿子午面爆裂的发生。

2、筒状支承结构

为了实现涡轮盘的定位、传扭、支承，其上往往有一段筒状结构5(参见图1，该结构根据具体情况半径有大有小)。筒状结构5以端齿或螺栓的形式与其它涡轮盘连接，或者通过轴承与其它涡轮盘相联。筒状结构5的某部分设计成薄弱环节，一旦发生沿横截面的断裂，整个轮盘基体1将失去支承而与其他静子件发生碰撞使转速降低，避免轮盘基体1沿子午面爆裂的发生。

保护环节(第一凹形构造4和第二凹形构造6)的破裂转速设计为在保证涡轮盘正常工作时不失效的前提下，低于涡轮盘沿子午面爆裂转速的8％以上。

涡轮盘设有(颈部和筒状结构等)保护环节；

保护环节的破裂转速应在保证轮盘正常工作时不失效的前提下，低于轮盘沿子午面爆裂转速的8％以上。

本实用新型具有更高的安全性，同时避免盲目加厚加重轮盘。通过对大量涡轮盘进行仿真计算，证明本实用新型大大降低了涡轮盘在爆裂时对整个航空发动机的损害，降低了安全事故扩大的几率。

以上所述仅为本实用新型的优选实施例而已，并不用于限制本实用新型，对于本领域的技术人员来说，本实用新型可以有各种更改和变化。凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种用于航空发动机的涡轮盘，包括：轮盘基体(1)、轮缘(2)和叶片(3)，

所述轮缘(2)设于所述轮盘基体(1)的外边缘，

所述叶片(3)沿所述轮盘基体(1)的周向等间距排布在所述轮缘(2)上，

其特征在于，

所述轮盘基体(1)的至少一面在靠近所述轮缘(2)的部位上开设有至少一个用以减轻涡轮盘自重并改变涡轮盘的盘体断裂方向的第一凹形构造(4)，

所述第一凹形构造(4)为沿所述轮盘基体(1)周向布置的环形凹槽、沿所述轮盘基体(1)周向等间距布置的弧形槽段、沿所述轮盘基体(1)周向等间距布置的凹坑、沿所述轮盘基体(1)周向等间距布置的通孔中的至少一个。

2.根据权利要求1所述的用于航空发动机的涡轮盘，其特征在于，处于不同半径位置的所述轮盘基体(1)周向的所述第一凹形构造(4)相互之间交错排布。

3.根据权利要求1所述的用于航空发动机的涡轮盘，其特征在于，所述轮盘基体(1)的两面均开设有所述第一凹形构造(4)。

4.根据权利要求1所述的用于航空发动机的涡轮盘，其特征在于，所述环形凹槽、所述弧形槽段、所述凹坑或者所述通孔设置为开口口径尺寸比内部尺寸大的敞口式结构。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的用于航空发动机的涡轮盘，其特征在于，

所述轮盘基体(1)的至少一面上设置有至少一个筒状结构(5)，

所述筒状结构(5)与所述轮盘基体(1)同轴布置；

所述筒状结构(5)在靠近所述轮盘基体(1)的部位上开设有至少一个用以减轻涡轮盘自重并改变涡轮盘的盘体断裂方向的第二凹形构造(6)。

6.根据权利要求5所述的用于航空发动机的涡轮盘，其特征在于，所述第二凹形构造(6)为沿所述筒状结构(5)周向布置的环形凹槽、沿所述筒状结构(5)周向等间距布置的弧形槽段、沿所述筒状结构(5)周向等间距布置的凹坑、沿所述筒状结构(5)周向等间距布置的通孔中的至少一个。

7.根据权利要求5所述的用于航空发动机的涡轮盘，其特征在于，所述第二凹形构造(6)开设于筒状构造的内壁面上和/或外壁面上。

8.根据权利要求5所述的用于航空发动机的涡轮盘，其特征在于，

所述第一凹形构造(4)和/或所述第二凹形构造(6)内设有用以加强凹陷部位强度的加强构造，

所述加强构造为沿凹陷部位的径向等间距布置的凸筋、沿凹陷部位的周向等间距布置的凸筋、沿凹陷部位的周向等间距布置的凸块中的至少一种。

9.根据权利要求5所述的用于航空发动机的涡轮盘，其特征在于，所述第一凹形构造(4)和/或所述第二凹形构造(6)的凹陷部或者开口部位设置为弧形过渡面。

10.一种航空发动机，其特征在于，包括权利要求1至9中任一项所述的用于航空发动机的涡轮盘。