一种基于流道匹配的控制转子轴系稳定性的核心机的制作方法

1.本技术属于航空发动机设计领域，特别涉及一种基于流道匹配的控制转子轴系稳定性的核心机。


背景技术：

2.在航空发动机设计过程中，总体布局在轴系振动等领域需要统筹识别振动源头、制定振动控制措施：一方面尽量将有害振动隔离在航空发动机内部，保障不影响飞机使用；另一方面保障航空发动机内部零件在长期运行条件下，将由振动导致的危害控制在规定的范围内。
3.现有技术在燃气冲击转子叶片的情况下，关注叶片自身振动情况，在从总体布局角度统筹考虑燃气流场紊乱对转子叶片影响，及因燃气冲击周向差异性导致的整排叶片所在的整体转子振动问题，进而随之导致的核心机转子轴系的振动问题分析较少。
4.对于核心机转子轴系中高压涡轮转子因主流道燃气冲击场周向紊乱差异性造成的振动问题，该类振动源对核心机转子轴系的稳定运行及保障长寿命、高可靠等特性造成潜在危害，急需在总体布局和整机振动等领域统筹起来创造新的方法，实现对中涵道比涡扇发动机转子轴系稳定性控制的目标。


技术实现要素：

5.本技术的目的是提供了一种基于流道匹配的控制转子轴系稳定性的核心机，以解决现有技术中因燃气冲击周向差异性导致的整排叶片所在的整体转子振动问题。
6.本技术的技术方案是：一种基于流道匹配的控制转子轴系稳定性的核心机，包括高压压气机、燃烧室和高压涡轮；所述高压压气机和高压涡轮通过高压轴相连，所述燃烧室设于高压压气机和高压涡轮之间，所述燃烧室沿周向设有多个燃烧室喷嘴，所述高压涡轮包括高压涡轮一级导向叶片、高压涡轮一级转子叶片和高压涡轮二级转子叶片；所述高压涡轮一级导向叶片设于高压涡轮一级转子叶片的前方，所述高压涡轮一级转子叶片设于高压涡轮二级转子叶片的前方，所述高压涡轮一级导向叶片对应燃烧室的出口设置，所述高压涡轮一级导向叶片的数量为燃烧室喷嘴数量的整数倍，每个所述燃烧室喷嘴正对一高压涡轮一级导向叶片或正对相邻两组高压涡轮一级导向叶片中间位置。
7.优选地，所述高压压气机的转子前端设有含弹支阻尼器的滚珠轴承和含挤压油膜弹支阻尼器的第一滚棒轴承，所述滚珠轴承和第一滚棒轴承沿核心机轴线方向并排设置，所述滚珠轴承设于第一滚棒轴承的前方；所述高压涡轮二级转子后方设有第二滚棒轴承。
8.优选地，当燃烧室喷嘴正对高压涡轮一级导向叶片时，所述高压涡轮一级导向叶片内部开设有加强冷却通道，所述加强冷却通道与高压压气机出口的冷却气体连通，所述加强冷却通道对应燃烧室喷嘴位置设置。
9.优选地，当燃烧室喷嘴正对高压涡轮一级导向叶片时，对应所述高压涡轮一级导向叶片上设有陶瓷块，所述陶瓷块对应燃烧室喷嘴位置设置，所述陶瓷块与高压涡轮一级
导向叶片可拆卸连接。
10.本技术的一种基于流道匹配的控制转子轴系稳定性的核心机，包括高压压气机、燃烧室和高压涡轮；高压涡轮一级导向叶片的数量为燃烧室喷嘴的整数倍，每个燃烧室喷嘴正对一高压涡轮一级导向叶片或正对相邻两组高压涡轮一级导向叶片中间位置；当每个燃烧室喷嘴的周向位置上，均对应布置一片高压涡轮一级导向叶片，高温热斑可被高压涡轮一级导向叶片精准剥离，从而可为高压涡轮一级转子叶片创造峰值温度较低且紊乱度较低的进口燃气流场；当燃烧室喷嘴在周向位置上，均对准两组高压涡轮一级导向叶片中间位置，同样可降低高压涡轮一级转子叶片进口燃气在周向上的紊乱度，从而有利于控制高压涡轮一级转子叶片所在高压涡轮一级转子整体上的振动。
附图说明
11.为了更清楚地说明本技术提供的技术方案，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技术的一些实施例。
12.图1为本技术整体结构示意图；图2为本技术转子轴系示意图；图3为本技术燃烧室高温热斑直接冲击高压涡轮一级导向叶片示意图；图4为本技术燃烧室高温热斑照射到高压涡轮一级导向叶片上的配合结构示意图；图5为本技术燃烧室高温热斑在周向上通过两组高压涡轮一级导向叶片之间，进而冲击高压涡轮一级转子叶片示意图；图6为本技术燃烧室高温热斑照射到两组高压涡轮一级导向叶片之间的配合结构示意图。
13.1、高压压气机；2、燃烧室；3、高压涡轮；4、滚珠轴承；5、第一滚棒轴承；6、第二滚棒轴承；7、高压压气机转子；8、高压涡轮一级转子叶片；9、高压涡轮一级转子；10、高压涡轮二级转子叶片；11、高压涡轮二级转子；12、高压涡轮一级导向叶片；13、燃烧室喷嘴；14、高温热斑。
具体实施方式
14.为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
15.一种基于流道匹配的控制转子轴系稳定性的核心机，如图1-2所示，包括高压压气机1、燃烧室2和高压涡轮3。高压压气机1和高压涡轮3通过高压轴相连，高压压气机1上设置有多组高压压气机转子7，燃烧室2设于高压压气机1和高压涡轮3之间。
16.燃烧室2沿周向设有多个燃烧室喷嘴13，高压涡轮3包括高压涡轮一级导向叶片12、高压涡轮一级转子9和高压涡轮二级转子11，高压涡轮一级转子9上设有高压涡轮一级转子叶片8，高压涡轮二级转子11上设有高压涡轮二级转子叶片10；高压涡轮一级导向叶片12设于高压涡轮一级转子叶片8的前方，高压涡轮一级转子叶片8设于高压涡轮二级转子叶片10的前方，通过高压涡轮3一级转子和高压涡轮3二级转子形成的双级高压涡轮3转子共同构成一种先进核心机转子轴系。
17.本技术中核心机的进气方向为整个核心机的前方、出气方向为整个核心机的后方。
18.高压涡轮一级导向叶片12对应燃烧室2的出口设置，高压涡轮一级导向叶片12的数量为燃烧室喷嘴13数量的整数倍，每个燃烧室喷嘴13正对一高压涡轮一级导向叶片12或正对相邻两组高压涡轮一级导向叶片12中间位置。
19.本技术通过识别破坏转子整体轴系运行稳定器的一种核心因子来提升转子轴系的稳定性，该核心因子即为高温热斑14，本技术中燃烧室喷嘴13的数量为10个，共会产生10个高温热斑14，高温热斑14会沿着核心机的轴线方向垂直透射，而不会受到燃气不均匀等条件的影响。燃烧室2内产生的高温热斑14处的温度远大于燃烧室2内其它位置处的温度，有时能够达到一倍左右，使得燃烧室2内部燃气轴向不均匀、紊乱度较大。本技术中的10个燃烧室喷嘴13仅为一种举例说明，其它数量的燃烧室喷嘴13也在本技术的保护范围之内。
20.在周向位置上，高温热斑14对应燃烧室喷嘴13位置，当高温热斑14传递至高压涡轮3处时，当高温热斑14未被剥离或者高温热斑14在周向上未被不规律剥离时，高压涡轮3转子即会因主流道燃气冲击场周向紊乱差异性造成振动问题。
21.本技术通过调整高压涡轮一级导向叶片12与燃烧室喷嘴13在周向上的位置分布关系，降低因燃气冲击周向差异性导致的核心机转子振动问题。
22.一是每个燃烧室喷嘴13正对一高压涡轮一级导向叶片12，其他高压涡轮一级导向叶片12适应性周向均布处理；此布局可将所有高温热斑14均聚焦在高压涡轮一级导向叶片12上，高温热斑14可被高压涡轮一级导向叶片12精准剥离，从而可为高压涡轮一级转子叶片8创造峰值温度较低且紊乱度较低的进口燃气流场，从而控制高压涡轮一级转子叶片8所在高压涡轮3一级转子整体上的振动，从流道匹配总体布局的角度实现控制振动的目标；从核心机长寿命运行的角度，高压涡轮一级转子叶片8载荷降低，也有利于提高可靠性、控制损伤，同样在全寿命期内也是振动控制的方法，如图3和图4所示；二是每个燃烧室喷嘴13正对相邻两组高压涡轮一级导向叶片12中间位置，其他高压涡轮一级导向叶片12适应性周向均布处理；此布局也可避免高温热斑14被高压涡轮一级导向叶片12在周向上的不规律剥离，同样可降低高压涡轮一级转子叶片8进口燃气在周向上的紊乱度，从而有利于控制高压涡轮一级转子叶片8所在高压涡轮3一级转子整体上的振动，此布局状态有利于降低高压涡轮一级导向叶片12的温度载荷并提升其寿命，并可更有效地保障高压涡轮3转子的做功能力，从而有利于维持航空发动机总体性能水平，如图5和图6所示。
23.相比高压涡轮一级导向叶片12数量与燃烧室喷嘴13数量不为倍数关系的流道匹配，本技术提出的流道匹配总体布局振动控制设计适宜于对长寿命、高可靠等特性需求更为强烈的航空发动机，也可按需拓展应用在其他领域航空发动机，且无论采用前述两类流道匹配总体布局状态中的任何一种，均可在高压涡轮一级转子叶片8进口端形成周向紊乱度相对更低的燃气冲击场，从而有利于中涵道比涡扇发动机转子轴系稳定性控制。
24.优选地，高压压气机1的转子前端设有含弹支阻尼器的滚珠轴承4和含挤压油膜弹支阻尼器的第一滚棒轴承5，滚珠轴承4和第一滚棒轴承5沿核心机轴线方向并排设置，滚珠轴承4设于第一滚棒轴承5的前方；高压涡轮3二级转子后方设有第二滚棒轴承6。
25.这样转子轴系的前、后支点轴承均非中介轴承，避免了该核心机在航空发动机整
机运行环境下与低压转子轴系的耦合振动；同时通过在核心机转子轴系前、后支点分别布置滚棒轴承和滚棒轴承，保障该核心机转子轴系拥有更好的叶尖间隙保持能力、更好的抵抗损伤附带振动加剧等问题。
26.通过将高温热斑14照射到高压涡轮一级导向叶片12上，会使得高压涡轮一级导向叶片12的寿命降低，基于此，优选地，当燃烧室喷嘴13正对高压涡轮一级导向叶片12时，对应高压涡轮一级导向叶片12内部开设有加强冷却通道，加强冷却通道与高压压气机1出口的冷却气体连通。由于高压涡轮一级导向叶片12为静子叶片，可以设置加强冷却通道直接与高压压气机1出口的冷却气体连通，从而加强冷却效果，由于高温热斑14处的温度较高，通过加强冷却能够提高高压涡轮一级导向叶片12的寿命。
27.优选地，当燃烧室喷嘴13正对高压涡轮一级导向叶片12时，对应高压涡轮一级导向叶片12上设有陶瓷块，陶瓷块对应燃烧室喷嘴13位置设置，陶瓷块与高压涡轮一级导向叶片12可拆卸连接，具体可以为螺栓连接，加强冷却通道对应燃烧室喷嘴13位置设置。陶瓷块相比高压涡轮一级导向叶片12来说能够承受的温度更高，从而有效提高高压涡轮一级导向叶片12的寿命。
28.并且由于高压涡轮一级导向叶片12为静子叶片，即是受到高温热斑14产生裂纹，也能够正常工作，因此可以长时间使用。
29.加强冷却通道均在该10个高压涡轮一级导向叶片12的正对燃烧室喷嘴13的局部设置，其它位置无需设置，从而进行针对性的冷却；加强冷却通道可以设置在高压涡轮一级导向叶片12的内腔内，也可以设置在高压涡轮一级导向叶片12的内壁与外壁之间，这种设计在现有技术中具有的冷却结构，本技术不再具体说明；而对于不正对燃烧室喷嘴13的高压涡轮一级导向叶片12，则不设置加强冷却通道和陶瓷块。
30.当燃烧室喷嘴13正对相邻两组高压涡轮一级导向叶片12中间位置时，会将高温热斑14透射到高压涡轮一级转子叶片8上，高压涡轮一级转子叶片8由于工作时处于转动状态，高温热斑14的热量会均摊到各个高压涡轮一级转子叶片8上，从而保证寿命。
31.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术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技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

技术特征：
1.一种基于流道匹配的控制转子轴系稳定性的核心机，包括高压压气机(1)、燃烧室(2)和高压涡轮(3)；所述高压压气机(1)和高压涡轮(3)通过高压轴相连，所述燃烧室(2)设于高压压气机(1)和高压涡轮(3)之间，其特征在于：所述燃烧室(2)沿周向设有多个燃烧室喷嘴(13)，所述高压涡轮(3)包括高压涡轮一级导向叶片(12)、高压涡轮一级转子叶片(8)和高压涡轮二级转子叶片(10)；所述高压涡轮一级导向叶片(12)设于高压涡轮一级转子叶片(8)的前方，所述高压涡轮一级转子叶片(8)设于高压涡轮二级转子叶片(10)的前方，所述高压涡轮一级导向叶片(12)对应燃烧室(2)的出口设置，所述高压涡轮一级导向叶片(12)的数量为燃烧室喷嘴(13)数量的整数倍，每个所述燃烧室喷嘴(13)正对一高压涡轮一级导向叶片(12)或正对相邻两组高压涡轮一级导向叶片(12)中间位置。2.如权利要求1所述的基于流道匹配的控制转子轴系稳定性的核心机，其特征在于：所述高压压气机(1)的转子前端设有含弹支阻尼器的滚珠轴承(4)和含挤压油膜弹支阻尼器的第一滚棒轴承(5)，所述滚珠轴承(4)和第一滚棒轴承(5)沿核心机轴线方向并排设置，所述滚珠轴承(4)设于第一滚棒轴承(5)的前方；所述高压涡轮(3)二级转子后方设有第二滚棒轴承(6)。3.如权利要求1所述的基于流道匹配的控制转子轴系稳定性的核心机，其特征在于：当燃烧室喷嘴(13)正对高压涡轮一级导向叶片(12)时，对应所述高压涡轮一级导向叶片(12)内部开设有加强冷却通道，所述加强冷却通道与高压压气机(1)出口的内冷却气体连通，所述加强冷却通道对应燃烧室喷嘴(13)位置设置。4.如权利要求1所述的基于流道匹配的控制转子轴系稳定性的核心机，其特征在于：当燃烧室喷嘴(13)正对高压涡轮一级导向叶片(12)时，对应所述高压涡轮一级导向叶片(12)上设有陶瓷块，所述陶瓷块对应燃烧室喷嘴(13)位置设置，所述陶瓷块与高压涡轮一级导向叶片(12)可拆卸连接。

技术总结
本申请属于航空发动机设计领域，为一种基于流道匹配的控制转子轴系稳定性的核心机，包括高压压气机、燃烧室和高压涡轮；高压涡轮一级导向叶片的数量为燃烧室喷嘴的整数倍，每个燃烧室喷嘴正对一高压涡轮一级导向叶片或正对相邻两组高压涡轮一级导向叶片中间位置；当每个燃烧室喷嘴正对一高压涡轮一级导向叶片，高温热斑可被高压涡轮一级导向叶片精准剥离，从而可为高压涡轮一级转子叶片创造峰值温度较低且紊乱度较低的进口燃气流场；当燃烧室喷嘴在周向位置上，均对准两组高压涡轮一级导向叶片中间位置，同样可降低高压涡轮一级转子叶片进口燃气在周向上的紊乱度，从而有利于控制高压涡轮一级转子叶片所在高压涡轮一级转子整体上的振动。整体上的振动。整体上的振动。


技术研发人员：王相平 金海 怀时卫 陈军梁 刘诗尧 李宜明 魏德明 周建超 琚奕鹏 周伟朋 王晓蕾 张宏宇 闫述
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：2023.05.05
技术公布日：2023/6/4