CN210317406U - 航空发动机 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种航空发动机，涉及航空发动机领域，用以优化航空发动机转子的性能。该航空发动机包括安装轴、涡轮盘以及连接盘。安装轴设置有沿着安装轴的轴向的第一通孔和沿着安装轴径向的第一径向孔，第一通孔与第一径向孔连通。涡轮盘安装于安装轴。连接盘安装于安装轴，且连接盘设置有第二径向孔；第一通孔通过第一径向孔与第二径向孔连通。上述技术方案，实现了涡轮盘上安装的转子叶片在工作状态下的参数测量。

Description

航空发动机

技术领域

本实用新型涉及航空发动机领域，具体涉及一种航空发动机。

背景技术

航空发动机包括涡轮转子系统，涡轮转子系统的叶片在工作过程中容易出现共振现象。共振现象一旦发生就容易造成转子叶片疲劳裂纹。叶片疲劳是发动机故障最主要的原因。

发明人发现，为了测量涡轮转子在旋转状态下叶片的应力、温度，需要在叶片表面粘贴应变片等测量装置，通过导线将测量装置的电信号传到信号接收设备上。导线布置在涡轮转子的外表面，但在高速旋转状态下导线需要承担高速状态下的离心力，发生断线的风险很高。另外，导线布置在转子外表面时，导线半径较大，不利于转子的动平衡。所以，相关技术中，只能在涡轮不转动的情况下，尽量模拟叶片受到的应力和温度，以实现测量。测量得到的数据与实际参数误差大，无法满足后续设计需求。所以业内亟需解决如何能获取转子叶片在工作状态下的振动风险以及振动程度。

实用新型内容

本实用新型提出一种航空发动机，用以优化航空发动机转子的性能。

本实用新型提供了一种航空发动机，包括：

安装轴，设置有沿着所述安装轴的轴向的第一通孔和沿着所述安装轴径向的第一径向孔，所述第一通孔与所述第一径向孔连通；

涡轮盘，安装于所述安装轴；以及

连接盘，安装于所述安装轴，且所述连接盘设置有第二径向孔；所述第一通孔通过所述第一径向孔与所述第二径向孔连通。

在一些实施例中，所述安装轴为阶梯轴，所述连接盘安装于所述阶梯轴的轴径变化处。

在一些实施例中，所述阶梯轴包括：

第一阶梯段，所述涡轮盘安装于所述第一阶梯段；以及

第二阶梯段，外径小于所述第一阶梯段的外径；

其中，所述第一通孔贯穿所述第一阶梯段和所述第二阶梯段，所述第一径向孔设于所述第二阶梯段。

在一些实施例中，所述连接盘设置有多组第二径向孔，且所述连接盘的中部设有第二通孔，各所述第二径向孔均与所述第二通孔连通。

在一些实施例中，航空发动机还包括：

测试组件，包括传感器以及导线；所述传感器安装于所述涡轮盘；所述导线的中间部分位于所述第一通孔、所述第一径向孔以及所述第二径向孔中；所述导线的一端与所述传感器电连接，所述导线的另一端位于所述第一通孔外侧。

在一些实施例中，所述第二径向孔的内径尺寸大于所述导线的外径。

在一些实施例中，所述第一通孔的内径尺寸大于所述导线的外径。

在一些实施例中，所述第一径向孔与所述第二径向孔均为多个，且一一对应。

在一些实施例中，所述传感器与所述涡轮盘的表面固定相连。

在一些实施例中，所述传感器包括以下至少其中之一：应变计、温度传感器。

在一些实施例中，每个所述涡轮盘上安装有转子叶片，每个所述转子叶片安装有一个或者多个所述传感器。

上述技术方案，采用具有第一通孔和第一径向孔的安装轴，测试组件的导线可以大部分位于第一通孔中，并且位于第一通孔中的导线几乎不承受离心力，所以实现了多级涡轮转子系统在高速(具体比如10000RPM～17000RPM)旋转状态下，对叶片振动性能的测试；并且由于测试组件在转子高速转动状态下，受到的离心力也很小，测试组件始终能够正常工作，即实现了涡轮盘带速(即转动过程中)转子叶片的振动特性测量。可见，上述技术方案，实现了涡轮盘上安装的转子叶片在工作状态下的参数测量。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本实用新型的进一步理解，构成本申请的一部分，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为本实用新型实施例提供的航空发动机的局部结构示意图；

图2为本实用新型实施例提供的航空发动机的安装轴与连接件连接时的立体结构示意图；

图3为本实用新型实施例提供的航空发动机的安装轴与连接件的连接示意图；

图4为本实用新型实施例提供的航空发动机的连接件的结构示意图；

图5为本实用新型实施例提供的航空发动机的安装轴的结构示意图。

具体实施方式

下面结合图1～图5对本实用新型提供的技术方案进行更为详细的阐述。

本实用新型实施例提供一种航空发动机，其结构能够实现动态测量涡轮盘2上安装的转子叶片6的参数，即测量转子叶片6在工作过程中的参数。

参见图1，本实用新型实施例提供的航空发动机包括安装轴1、涡轮盘2以及连接盘3。安装轴1设置有沿着安装轴1的轴向的第一通孔11和沿着安装轴1径向的第一径向孔12，第一通孔11与第一径向孔12连通。涡轮盘2安装于安装轴1。连接盘3安装于安装轴1，且连接盘3设置有第二径向孔31。第一通孔11通过第一径向孔12与第二径向孔31连通。

涡轮盘2与安装轴1同轴布置，安装轴1的第一通孔11和第一径向孔12用于安装后文介绍的测试组件4的导线42。在安装轴1和涡轮盘2转动过程中，安装轴1的第一通孔11内的导线42也会有一定的转动。但是，导线42安装在第一通孔11中的部分，在安装轴1转动过程中受到的离心力很小，不易损坏，故能够采用该导线传递传感器测试到的数据，即实现了对涡轮盘2上安装的转子叶片6的参数的动态测量。所谓动态测量是指在涡轮盘2转动过程中，测量转子叶片6的参数。

涡轮盘2比如为多个，多个涡轮盘2之间设置有级间盘5。每个涡轮盘2都安装有转子叶片6。每个转子叶片6都可以单独测量参数，即设置多组测试组件4分别测试各个转子叶片6的参数。亦可为一个转子叶片6设置多个测试组件4，以分别测试不同的参数。比如同时测试一个转子叶片6的应力和温度。

参见图1，测试组件4包括传感器41、导线42以及信号接收设备(图未示出)。传感器41与转子叶片6连接，具体比如固定于转子叶片6的外表面。导线42的一端与传感器41电连接，导线42的另一端与信号接收设备电连接。导线42通过第一通孔11、第一径向孔12以及第二径向孔31伸到转子叶片6附近，并与传感器41连接。

传感器41比如为应力传感器、温度传感器等。传感器41测量得到的信号，通过导线42传递至信号接收设备，以进行后续的分析处理。

上述技术方案，测试组件4的导线42通过连接盘3的第二径向孔31引导至涡轮盘2的转子叶片6上。当涡轮转子转动时候，安装轴1和连接盘3同时且同速度转动，导线42也同步转动，第一通孔11内的这段导线42不需要承受离心力。导线42穿出第一通孔11后与试验件(即转动叶片6)紧密贴合，不会发生导线42脱落或者卡线的情况。并且，上述技术方案，在满足导线42安装的同时，并未对转子的各部件额外开孔，避免了额外开孔产生应力集中等强度不足的风险。

由上述分析可知，在较长结构的涡轮转子结构中，如果按传统思路导线42从前端外壁出，一直延伸到涡轮转子后端外壁，沿路粘贴导线42，会有相当长的一段导线42需要承担极大地离心力；再加上涡轮转子结构的外侧不同的零件不同的部位半径不同，外形不同，导线42很难严密贴合。在高速旋转的情况下，在外加激励存在的情况下，导线42断线的风险极高。本实用新型实施例提出的上述技术方案，避免了导线42的大段长度承受离心力，导线42沿着第一通孔11，直接到第一通孔11后端的第一径向孔12孔穿出，再沿涡轮盘2的外壁粘贴，一直到转子叶片6粘贴应变片。这种结构极大地提高了导线42的牢固、安全、稳定性，以致可以获取转子叶片6的准确数据；减少甚至避免了卡线现象的发生。

上述技术方案，利用了第一通孔11的长度较长的特点，将测试组件4的导线42主要布置在安装轴1的第一通孔11中。涡轮盘2在转动过程中，位于安装轴1内的导线42受到的离心力非常小，不易发生短线风险，并且导线42布置在第一通孔11中，不会影响转子的动平衡，使得涡轮盘2和转子叶片6正常工作不受影响。

通过该布线结构，导线42承受离心力减少高达867N(导线42仅按总重1g计算)，安装轴1和带第二径向孔31提供了导线42的固定位置。该技术方案不仅可以对单极转子测试，也可以实现对多级、较长转子系统在高速旋转的情况下，进行旋转状态下的振动测试。

参见图3，在一些实施例中，安装轴1为阶梯轴，连接盘3安装于阶梯轴的轴径变化处。

安装轴1用于安装涡轮盘2以及连接盘3。将安装轴1设置为阶梯轴，主要是便于定位安装连接盘3。安装轴1的第一通孔11贯穿各个阶梯段，并且第一通孔11的直径比如不变化，即第一通孔11位于各个阶梯段的部分的第一通孔11内径尺寸相同。

参见图2至图5，在一些实施例中，阶梯轴包括第一阶梯段13以及第二阶梯段14。涡轮盘2安装于第一阶梯段13。第二阶梯段14的外径小于第一阶梯段13的外径。其中，第一通孔11贯穿第一阶梯段13和第二阶梯段14，第一径向孔12设于第二阶梯段14。

参见图1至图3，第一阶梯段13的外径较大，第二阶梯段14的外径较小。第一阶梯段13用于安装涡轮盘2。具体来说，涡轮盘2通过前锥壁7与安装轴1固定相连。前锥壁7设有两组螺栓孔，其中一组螺栓孔与涡轮盘2螺栓连接，另一组螺栓孔与安装轴1螺栓连接。涡轮的安装轴1、前锥壁7通过紧固件固定在一起，实现了方便装配，也实现转子系统的动平衡，并且便于更换导线42。

参见图1，涡轮盘2是空心的，用于布置导线42的安装轴1从涡轮盘2中心穿过。安装轴1在转子的左端通过法兰边和待测试的涡轮转子前锥壁7通过螺栓连接。该处可方便装配，实现了转子系统的动平衡，也使得导线42便于安装和更换。

上述技术方案装配方便，不需要重新拆装试验件的情况下，实现对导线42的更换，便于多次重复试验。

参见图1和图4，在一些实施例中，连接盘3设置有多组第二径向孔31，且连接盘3的中部设有第二通孔32，各第二径向孔31均与第二通孔32连通。

转子叶片6为回转体，其在安装轴1周向的各个方向都可能设置有传感器41。采用上述结构的连接盘3，使得导线42可以从任意一个或者多个第二径向孔31中穿出，使得传感器41的布置可以非常简便。

在某些情况下，可以在航空发动机实际工作中实时测量转子叶片6的参数，故航空发动机可以包括测试组件4，将测试组件4直接安装到位，以实现实际工作中转子叶片6参数的实时测量和监控。

参见图1，测试组件4包括传感器41以及导线42。传感器41安装于涡轮盘2。导线42的中间部分位于第一通孔11、第一径向孔12以及第二径向孔31中；导线42的一端与传感器41电连接，导线42的另一端位于第一通孔11外侧。

参见图3，在一些实施例中，第二径向孔31的内径尺寸大于导线42的外径。导线42与第二径向孔31之间不存在配合关系，第二径向孔31用于容置导线42，第二径向孔31的内径尺寸比如比所要容置的全部导线42的外径之和大5mm等。第二径向孔31的内径大小，需不影响连接盘3的正常工作。

参见图1，在一些实施例中，第一通孔11的内径尺寸大于导线42的外径。导线42与第一通孔11之间不存在配合关系，第一通孔11用于容置导线42，第一通孔11的内径尺寸比所要容置的全部导线42的外径之和大，比如大10mm等。第一通孔11的内径大小，需不影响航空发动机正常工作。

转子叶片6安装于涡轮盘2，涡轮盘2和级间盘通过径向的止口连接，涡轮盘2和安装轴1通过沿周向均布的几个螺栓连接，安装轴1和布线装置的安装轴1通过沿周向分布的几个螺栓连接。

涡轮转子上的涡轮盘2和涡轮转子叶片6会安装数量不等的用于测量应变或温度的测量计，测量计通过导线42传递测量信号。

传递测试信号的导线42由安装轴1左侧穿入，由连接盘3外侧穿出，与涡轮转子叶片6上的传感器41连接。

参见图2至图4，连接盘3沿径向方向厚度分布相等，安装轴1穿过连接盘3，由螺母将连接盘3安装到安装轴1上。连接盘3上有数量不等的第二径向孔31。

参见图4，安装轴1设置有与第二径向孔31数量相同的第一径向孔12。当连接盘3装在安装轴1上时，安装轴1上的第一径向孔12和连接盘3上的第二径向孔31位置一一对应，即每个第一径向孔12对应连通一个第二径向孔31，测试组件4的导线42可以布置在任意一组第一径向孔12和第二径向孔31中，以方便在转动叶片6周向的不同位置布置传感器41。导线42从安装轴1的内径侧依次穿过第二径向孔31和第二通孔32，抵达连接盘3的外径侧。

安装轴1的右端一段结构的直径小于左端结构的直径，形成一个台阶。连接盘3的内径尺寸大于安装轴1在台阶右侧的直径尺寸，小于安装轴1在台阶左侧的直径尺寸。

上述技术方案，实现了叶轮旋转状态下的测试，实现了导线42的合理布置，确保导线42和应变片在转子叶片6承受高速旋转的离心力下也能正常工作。

在本实用新型的描述中，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，仅是为便于描述本实用新型和简化描述，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实用新型保护内容的限制。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本实用新型的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本实用新型进行了详细的说明，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实用新型各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种航空发动机，其特征在于，包括：

安装轴(1)，设置有沿着所述安装轴(1)的轴向的第一通孔(11)和沿着所述安装轴(1)径向的第一径向孔(12)，所述第一通孔(11)与所述第一径向孔(12)连通；

涡轮盘(2)，安装于所述安装轴(1)；以及

连接盘(3)，安装于所述安装轴(1)，且所述连接盘(3)设置有第二径向孔(31)；所述第一通孔(11)通过所述第一径向孔(12)与所述第二径向孔(31)连通。

2.根据权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述安装轴(1)为阶梯轴，所述连接盘(3)安装于所述阶梯轴的轴径变化处。

3.根据权利要求2所述的航空发动机，其特征在于，所述阶梯轴包括：

第一阶梯段(13)，所述涡轮盘(2)安装于所述第一阶梯段(13)；以及

第二阶梯段(14)，外径小于所述第一阶梯段(13)的外径；

其中，所述第一通孔(11)贯穿所述第一阶梯段(13)和所述第二阶梯段(14)，所述第一径向孔(12)设于所述第二阶梯段(14)。

4.根据权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述连接盘(3)设置有多组第二径向孔(31)，且所述连接盘(3)的中部设有第二通孔(32)，各所述第二径向孔(31)均与所述第二通孔(32)连通。

5.根据权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，还包括：

测试组件(4)，包括传感器(41)以及导线(42)；所述传感器(41)安装于所述涡轮盘(2)；所述导线(42)的中间部分位于所述第一通孔(11)、所述第一径向孔(12)以及所述第二径向孔(31)中；所述导线(42)的一端与所述传感器(41)电连接，所述导线(42)的另一端位于所述第一通孔(11)外侧。

6.根据权利要求5所述的航空发动机，其特征在于，所述第二径向孔(31)的内径尺寸大于所述导线(42)的外径；和/或，所述第一通孔(11)的内径尺寸大于所述导线(42)的外径。

7.根据权利要求5所述的航空发动机，其特征在于，所述第一径向孔(12)与所述第二径向孔(31)均为多个，且一一对应。

8.根据权利要求5所述的航空发动机，其特征在于，所述传感器(41)与所述涡轮盘(2)的表面固定相连。

9.根据权利要求5所述的航空发动机，其特征在于，所述传感器(41)包括以下至少其中之一：应变计、温度传感器。

10.根据权利要求5所述的航空发动机，其特征在于，每个所述涡轮盘(2)上安装有转子叶片(6)，每个所述转子叶片(6)安装有一个或者多个所述传感器(41)。

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