一种航空发动机压气机试验轴向力平衡结构的制作方法

1.本技术属于航空发动机压气机试验轴向力平衡设计技术领域，具体涉及一种航空发动机压气机试验轴向力平衡结构。


背景技术：

2.航空发动机中，压气机流量、压比逐渐提升，压气机中前向的轴向力随之增大，压气机试验中，若该种轴向力过大，会使主推轴承遭受损伤，致使压气机试验不能够顺利完成，甚至是发生损坏，产生危险，使整台压气机报废。
3.当前，在压气机试验中，主要采用以下两种方式，平衡其前向的轴向力：
4.1)以拉杆连接压气机转子部件、试验台架，对转子部件施加后向拉力，抵消压气机前向轴向力，该种技术方案，对压气机前向轴向的平衡能力，受试验台架所能提供轴向力拉力的大小限制，对压气机前向轴向的平衡能力有限，难以满足对压气机试验前向轴向力的平衡需求，且连接压气机转子部件，会影响压气机转子部件的动力学表现，甚至会导致压气机转子部件高阶临界转速与工作转速相近，引发风险；
5.2)在压气转子部件后增加平衡盘，通过平衡盘前后两个腔的压差产生后向推力，抵消压气机前向轴向力，该种技术方案中，通常设计平衡盘后腔通大气，前腔以试验台架进行引气，对压气机前向轴向力平衡能力有限，难以满足对压气机试验前向轴向力前向轴向力的平衡需求，且压气机前向轴向力与压气机流量相关，在不同工作状态下压气机前向轴向力不相同，适应能力较差。
6.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
7.需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本技术的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本技术的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本技术的新颖性和创造性。


技术实现要素：

8.本技术的目的是提供一种航空发动机压气机试验轴向力平衡结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
9.本技术的技术方案是：
10.一种航空发动机压气机试验轴向力平衡结构，包括：
11.前部机匣组件，包括外机匣、在外机匣内设置的内机匣，以及多个沿周向支撑在外机匣、内机匣之间的支板；前部机匣组件中外机匣前端与压气机机匣后端对接；前部机匣组件中内机匣后部延伸出其外机匣后端，其上具有多个沿周向分布的后部高压腔引气孔；
12.前部平衡盘，在前部机匣组件中内机匣前部内设置，其外缘与前部机匣组件中内机匣之间通过蜂窝篦齿封严，其前侧连接压气机末级转子鼓筒后端，与前部机匣组件中内机匣、压气机末级转子鼓筒之间构成前部高压腔；
13.中间机匣组件，包括外机匣、在外机匣内设置的内环，以及多个沿周向支撑在外机
匣、内环之间的支板；中间机匣组件中外机匣位于前部机匣组件中内机匣后部外周，前端与前部机匣组件中外机匣后端对接；中间机匣组件中内环位于前部机匣组件中内机匣后部内；中间机匣组件中各个支板贯穿前部机匣组件中内机匣后部设置，支板上具有前部低压腔排气通道；前部低压腔排气通道延伸至中间机匣组件中内环前端，以及延伸至中间机匣组件中外机匣，连通外部环境；
14.后部平衡盘，在前部机匣组件中内机匣后部内设置，其外缘与前部机匣组件中内机匣之间通过蜂窝篦齿封严；
15.中间鼓筒，位于中间机匣组件中内环内侧，与中间机匣组件中内环之间通过蜂窝篦齿封严，两端连接在前部平衡盘后侧、后部平衡盘前侧，与前部机匣组件中内机匣、前部平衡盘、中间机匣组件中内环之间构成前部低压腔，与前部机匣组件中内机匣、中间机匣组件中内环、后部平衡盘之间构成后部高压腔；前部低压腔连通前部低压腔排气通道；后部高压腔连通各个后部高压腔引气孔；
16.后部机匣组件，包括外机匣、在外机匣内设置的内机匣；后部机匣组件中外机匣前端与中间机匣组件中外机匣后端对接；后部机匣组件中内机匣前端与前部机匣组件中内机匣后端对接；
17.排气机匣组件，包括外机匣、在外机匣内设置的内机匣，以及多个沿周向支撑在外机匣、内机匣之间的支板；排气机匣组件中外机匣前端与后部机匣组件中外机匣后端对接；排气机匣组件中内机匣前端与后部机匣组件中内机匣后端对接，其前部内具有前向环形支撑边；
18.后部轴颈，在排气机匣组件中内机匣前部内设置，其前端连接后部平衡盘后侧，外壁与前向环形支撑边之间通过蜂窝篦齿封严，与前部机匣组件中内机匣、后部机匣组件中内机匣、前向环形支撑边之间构成后部低压腔；
19.后部低压腔排气管，贯穿排气机匣组件中外机匣、内机匣设置，连通后部低压腔、外部环境。
20.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机压气机试验轴向力平衡结构中，后部高压腔引气孔与中间机匣组件中支板在周向上交错分布。
21.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机压气机试验轴向力平衡结构中，前部机匣组件中内机匣前部具有内向环形折边，内向环形折边与前部平衡盘外缘之间通过蜂窝篦齿封严。
22.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机压气机试验轴向力平衡结构中，后部轴颈外壁具有环形支撑凸出，环形支撑凸出与前向环形支撑边之间通过蜂窝篦齿封严。
23.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机压气机试验轴向力平衡结构中，还包括：
24.中间封严环，套设在中间鼓筒外周，与中间鼓筒之间通过蜂窝篦齿封严，连接在中间机匣组件中内环上。
25.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机压气机试验轴向力平衡结构中，中间机匣组件中外机匣上具有通气孔；
26.所述航空发动机压气机试验轴向力平衡结构，还包括：
27.长堵头，能够连接到中间机匣组件中外机匣上，穿过通气孔，封堵后部高压腔引气孔；
28.短堵头，能够连接到中间机匣组件中外机匣上，封堵通气孔。
29.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机压气机试验轴向力平衡结构中，还包括：
30.排气管堵帽，能够连接到后部低压腔排气管上，封堵后部低压腔排气管。
31.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机压气机试验轴向力平衡结构中，还包括：
32.前部低压腔排气接头，连接在中间机匣组件中外机匣上，连通前部低压腔排气通道；
33.排气接头堵帽，能够连接到前部低压腔排气接头上，封堵前部低压腔排气接头。
34.本技术至少存在以下有益技术效果：
35.提供一种航空发动机压气机试验轴向力平衡结构，以其对压气机前向轴向力进行平衡，产生压差的气流来自于压气机，其产生压差的大小能够随压气机流量发生变化，可通过对前部平衡盘、后部平衡盘以及引气、排气相关孔径的尺寸设计，使产生的后向推力，能够与压气机各工作状态下前向轴向力向匹配，避免过大或过小，具有较高的自适应能力，以此，能够有效保证压气机试验能够顺利完成。
附图说明
36.图1是本技术实施例提供的航空发动机压气机试验轴向力平衡结构的对压气机前向轴向力进行平衡的示意图；
37.图2是本技术实施例提供的航空发动机压气机试验轴向力平衡结构不需要对压气机前向轴向力进行平衡的示意图；
38.图3是本技术实施例提供的中间机匣组件中支板的横截面示意图；
39.其中：
40.1-前部机匣组件；2-前部平衡盘；3-压气机末级转子鼓筒；4-中间机匣组件；5-后部平衡盘；6-中间鼓筒；7-后部机匣组件；8-排气机匣组件；9-后部轴颈；10-后部低压腔排气管；11-中间封严环；12-长堵头；13-短堵头；14-排气管堵帽；15-前部低压腔排气接头；16-排气接头堵帽；
41.i-前部高压腔；ii-前部低压腔；iii-后部高压腔；iv-后部低压腔。
42.为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本技术的限制。
具体实施方式
43.为使本技术的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本技术的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
44.此外，除非另有定义，本技术描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本技术所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本技术描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本技术的限制。本技术描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本技术描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本技术描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
45.此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本技术的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本技术中的具体含义。
46.下面结合附图1至图3对本技术做进一步详细说明。
47.一种航空发动机压气机试验轴向力平衡结构，包括：
48.前部机匣组件1，包括外机匣、在外机匣内设置的内机匣，以及多个沿周向支撑在外机匣、内机匣之间的支板，整体构型类似于涡轮导向器；前部机匣组件1中外机匣前端与压气机机匣后端对接；前部机匣组件1中内机匣后部延伸出其外机匣后端，其上具有多个沿周向分布的后部高压腔引气孔；
49.前部平衡盘2，在前部机匣组件1中内机匣前部内设置，其外缘与前部机匣组件1中内机匣之间通过蜂窝篦齿封严，其前侧连接压气机末级转子鼓筒3后端，与前部机匣组件1中内机匣、压气机末级转子鼓筒3之间构成前部高压腔i；
50.中间机匣组件4，包括外机匣、在外机匣内设置的内环，以及多个沿周向支撑在外机匣、内环之间的支板；中间机匣组件4中外机匣位于前部机匣组件1中内机匣后部外周，前端与前部机匣组件1中外机匣后端对接；中间机匣组件4中内环位于前部机匣组件1中内机匣后部内；中间机匣组件4中各个支板贯穿前部机匣组件1中内机匣后部设置，支板上具有前部低压腔排气通道；前部低压腔排气通道延伸至中间机匣组件4中内环前端，以及延伸至中间机匣组件4中外机匣，连通外部环境；
51.后部平衡盘5，在前部机匣组件1中内机匣后部内设置，其外缘与前部机匣组件1中内机匣之间通过蜂窝篦齿封严；
52.中间鼓筒6，位于中间机匣组件4中内环内侧，与中间机匣组件4中内环之间通过蜂窝篦齿封严，两端连接在前部平衡盘2后侧、后部平衡盘5前侧，与前部机匣组件1中内机匣、前部平衡盘2、中间机匣组件4中内环之间构成前部低压腔ii，与前部机匣组件1中内机匣、中间机匣组件4中内环、后部平衡盘5之间构成后部高压腔iii；前部低压腔ii连通前部低压腔排气通道；后部高压腔iii连通各个后部高压腔引气孔；
53.后部机匣组件7，包括外机匣、在外机匣内设置的内机匣；后部机匣组件7中外机匣
前端与中间机匣组件4中外机匣后端对接；后部机匣组件7中内机匣前端与前部机匣组件1中内机匣后端对接；
54.排气机匣组件8，包括外机匣、在外机匣内设置的内机匣，以及多个沿周向支撑在外机匣、内机匣之间的支板；排气机匣组件8中外机匣前端与后部机匣组件7中外机匣后端对接；排气机匣组件8中内机匣前端与后部机匣组件7中内机匣后端对接，其前部内具有前向环形支撑边；
55.后部轴颈9，在排气机匣组件8中内机匣前部内设置，其前端连接后部平衡盘5后侧，外壁与前向环形支撑边之间通过蜂窝篦齿封严，与前部机匣组件1中内机匣、后部机匣组件7中内机匣、前向环形支撑边之间构成后部低压腔iv；
56.后部低压腔排气管10，贯穿排气机匣组件8中外机匣、内机匣设置，连通后部低压腔iv、外部环境。
57.上述实施例公开的航空发动机压气机试验轴向力平衡结构，对压气机前向轴向力进行平衡如图1所示，压气机出口流出的气流可部分进入到前部高压腔i，进入到前部高压腔i的气流少部分会通过篦齿蜂窝泄漏到前部低压腔ii中，进而通过前部低压腔排气通道排出到外部环境，以此在前部高压腔i、前部低压腔ii间产生压差，作用在前部平衡盘2上，产生后向推力，以此能够部分抵消压气机前向轴向力，此外，压气机出口流出的气流可部分通过后部高压腔引气孔部分进入到后部高压腔iii中，进入到后部高压腔iii的气流少部分会通过篦齿蜂窝泄漏到后部低压腔iv中，进而通过后部低压腔排气管10排出到外部环境，以此在后部高压腔iii、后部低压腔iv间产生压差，作用在后部平衡盘5上，产生后向推力，以此能够进一步抵消压气机前向轴向力，保证压气机试验能够顺利完成。
58.上述实施例公开的航空发动机压气机试验轴向力平衡结构，对压气机前向轴向力进行平衡，产生压差的气流来自于压气机，其产生压差的大小能够随压气机流量发生变化，可通过对前部平衡盘2、后部平衡盘5以及引气、排气相关孔径的尺寸设计，使产生的后向推力，能够与压气机各工作状态下前向轴向力向匹配，避免过大或过小，具有较高的自适应能力，以此，能够有效保证压气机试验能够顺利完成。
59.在一些可选的实施中，上述的航空发动机压气机试验轴向力平衡结构中，中间机匣组件4中外机匣、内环、各个支板为一体成型构件；
60.前部机匣组件1中延伸出外机匣后端的部位，与位于外机匣内的部位间断开，相互对接，其间形成供中间机匣组件4中各个支板贯穿的通孔。
61.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机压气机试验轴向力平衡结构中，后部高压腔引气孔与中间机匣组件4中支板在周向上交错分布，以保证向后部高压腔iii内引气。
62.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机压气机试验轴向力平衡结构中，中间机匣组件4中支板的横截面呈水滴状，以降低流阻。
63.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机压气机试验轴向力平衡结构中，前部机匣组件1中内机匣前部具有内向环形折边，内向环形折边与前部平衡盘2外缘之间通过蜂窝篦齿封严。
64.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机压气机试验轴向力平衡结构中，后部轴颈9外壁具有环形支撑凸出，环形支撑凸出与前向环形支撑边之间通过蜂窝篦齿封严。
65.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机压气机试验轴向力平衡结构中，还包括：
66.中间封严环11，套设在中间鼓筒6外周，与中间鼓筒6之间通过蜂窝篦齿封严，连接在中间机匣组件4中内环上。
67.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机压气机试验轴向力平衡结构中，中间机匣组件4中外机匣上具有通气孔；
68.所述航空发动机压气机试验轴向力平衡结构，还包括：
69.长堵头12，能够连接到中间机匣组件4中外机匣上，穿过通气孔，封堵后部高压腔引气孔，在不需要对压气机前向轴向力平衡时使用，如图2所示；
70.短堵头13，能够连接到中间机匣组件4中外机匣上，封堵通气孔，在需要对压气机前向轴向力平衡时使用，如图1所示。
71.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机压气机试验轴向力平衡结构中，还包括：
72.排气管堵帽14，能够连接到后部低压腔排气管10上，封堵后部低压腔排气管10，在不需要对压气机前向轴向力平衡时使用，如图2所示。
73.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机压气机试验轴向力平衡结构中，还包括：
74.前部低压腔排气接头15，连接在中间机匣组件4中外机匣上，连通前部低压腔排气通道；
75.排气接头堵帽16，能够连接到前部低压腔排气接头15上，封堵前部低压腔排气接头15，在不需要对压气机前向轴向力平衡时使用，如图2所示。
76.上述实施例公开的航空发动机压气机试验轴向力平衡结构中，所说的部件之间的连接，可以是焊接、螺栓连接，也可以是螺纹连接，具体采用何种连接形式，可根据具体实际进行选取，为了保证部件间的精确定位，可设计相应的止口进行定位，此外，可设计部分机匣组件为水平对开结构，以便于装配。
77.说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
78.至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本技术的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本技术的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本技术的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本技术的保护范围之内。

技术特征：
1.一种航空发动机压气机试验轴向力平衡结构，其特征在于，包括：前部机匣组件(1)，包括外机匣、在外机匣内设置的内机匣，以及多个沿周向支撑在外机匣、内机匣之间的支板；前部机匣组件(1)中外机匣前端与压气机机匣后端对接；前部机匣组件(1)中内机匣后部延伸出其外机匣后端，其上具有多个沿周向分布的后部高压腔引气孔；前部平衡盘(2)，在前部机匣组件(1)中内机匣前部内设置，其外缘与前部机匣组件(1)中内机匣之间通过蜂窝篦齿封严，其前侧连接压气机末级转子鼓筒(3)后端，与前部机匣组件(1)中内机匣、压气机末级转子鼓筒(3)之间构成前部高压腔(i)；中间机匣组件(4)，包括外机匣、在外机匣内设置的内环，以及多个沿周向支撑在外机匣、内环之间的支板；中间机匣组件(4)中外机匣位于前部机匣组件(1)中内机匣后部外周，前端与前部机匣组件(1)中外机匣后端对接；中间机匣组件(4)中内环位于前部机匣组件(1)中内机匣后部内；中间机匣组件(4)中各个支板贯穿前部机匣组件(1)中内机匣后部设置，支板上具有前部低压腔排气通道；前部低压腔排气通道延伸至中间机匣组件(4)中内环前端，以及延伸至中间机匣组件(4)中外机匣，连通外部环境；后部平衡盘(5)，在前部机匣组件(1)中内机匣后部内设置，其外缘与前部机匣组件(1)中内机匣之间通过蜂窝篦齿封严；中间鼓筒(6)，位于中间机匣组件(4)中内环内侧，与中间机匣组件(4)中内环之间通过蜂窝篦齿封严，两端连接在前部平衡盘(2)后侧、后部平衡盘(5)前侧，与前部机匣组件(1)中内机匣、前部平衡盘(2)、中间机匣组件(4)中内环之间构成前部低压腔(ii)，与前部机匣组件(1)中内机匣、中间机匣组件(4)中内环、后部平衡盘(5)之间构成后部高压腔(iii)；前部低压腔(ii)连通前部低压腔排气通道；后部高压腔(iii)连通各个后部高压腔引气孔；后部机匣组件(7)，包括外机匣、在外机匣内设置的内机匣；后部机匣组件(7)中外机匣前端与中间机匣组件(4)中外机匣后端对接；后部机匣组件(7)中内机匣前端与前部机匣组件(1)中内机匣后端对接；排气机匣组件(8)，包括外机匣、在外机匣内设置的内机匣，以及多个沿周向支撑在外机匣、内机匣之间的支板；排气机匣组件(8)中外机匣前端与后部机匣组件(7)中外机匣后端对接；排气机匣组件(8)中内机匣前端与后部机匣组件(7)中内机匣后端对接，其前部内具有前向环形支撑边；后部轴颈(9)，在排气机匣组件(8)中内机匣前部内设置，其前端连接后部平衡盘(5)后侧，外壁与前向环形支撑边之间通过蜂窝篦齿封严，与前部机匣组件(1)中内机匣、后部机匣组件(7)中内机匣、前向环形支撑边之间构成后部低压腔(iv)；后部低压腔排气管(10)，贯穿排气机匣组件(8)中外机匣、内机匣设置，连通后部低压腔(iv)、外部环境。2.根据权利要求1所述的航空发动机压气机试验轴向力平衡结构，其特征在于，后部高压腔引气孔与中间机匣组件(4)中支板在周向上交错分布。3.根据权利要求1所述的航空发动机压气机试验轴向力平衡结构，其特征在于，前部机匣组件(1)中内机匣前部具有内向环形折边，内向环形折边与前部平衡盘(2)外缘之间通过蜂窝篦齿封严。4.根据权利要求1所述的航空发动机压气机试验轴向力平衡结构，其特征在于，
后部轴颈(9)外壁具有环形支撑凸出，环形支撑凸出与前向环形支撑边之间通过蜂窝篦齿封严。5.根据权利要求1所述的航空发动机压气机试验轴向力平衡结构，其特征在于，还包括：中间封严环(11)，套设在中间鼓筒(6)外周，与中间鼓筒(6)之间通过蜂窝篦齿封严，连接在中间机匣组件(4)中内环上。6.根据权利要求1所述的航空发动机压气机试验轴向力平衡结构，其特征在于，中间机匣组件(4)中外机匣上具有通气孔；所述航空发动机压气机试验轴向力平衡结构，还包括：长堵头(12)，能够连接到中间机匣组件(4)中外机匣上，穿过通气孔，封堵后部高压腔引气孔；短堵头(13)，能够连接到中间机匣组件(4)中外机匣上，封堵通气孔。7.根据权利要求1所述的航空发动机压气机试验轴向力平衡结构，其特征在于，还包括：排气管堵帽(14)，能够连接到后部低压腔排气管(10)上，封堵后部低压腔排气管(10)。8.根据权利要求1所述的航空发动机压气机试验轴向力平衡结构，其特征在于，还包括：前部低压腔排气接头(15)，连接在中间机匣组件(4)中外机匣上，连通前部低压腔排气通道；排气接头堵帽(16)，能够连接到前部低压腔排气接头(15)上，封堵前部低压腔排气接头(15)。

技术总结
本申请属于航空发动机压气机试验轴向力平衡设计技术领域，具体涉及一种航空发动机压气机试验轴向力平衡结构，以其对压气机前向轴向力进行平衡，产生压差的气流来自于压气机，其产生压差的大小能够随压气机流量发生变化，可通过对前部平衡盘、后部平衡盘以及引气、排气相关孔径的尺寸设计，使产生的后向推力，能够与压气机各工作状态下前向轴向力向匹配，避免过大或过小，具有较高的自适应能力，以此，能够有效保证压气机试验能够顺利完成。够有效保证压气机试验能够顺利完成。够有效保证压气机试验能够顺利完成。


技术研发人员：步明繁 姜永强 夏婷婷 马晓健 王华 翟贤超
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：2023.06.01
技术公布日：2023/8/21