一种具有自压紧效应的航空发动机涡轮挡板结构

1.本发明具体涉及一种具有自压紧效应的航空发动机涡轮挡板结构，其适用于先进的高负荷航空发动机的高压涡轮结构，属于航空发动机结构设计领域。


背景技术：

2.航空发动机中涡轮部件处于高温、高压、高转速的工作环境中，高温下材料的各项物理属性均明显降低，难以在恶劣的载荷环境下保证结构的具有足够的强度，需设计冷却空气流路对涡轮叶片、轮盘结构进行冷却。涡轮挡板在其中起到两点重要作用：一是对涡轮叶片进行轴向限位；二是封严涡轮叶片处的冷却空气流路，防止冷却空气从涡轮叶片与挡板之间的缝隙泄漏，影响涡轮叶片的冷却效率。
3.随着航空发动机技术的不断突破，压气机增压比、涡轮前温度和转子转速不断提高，涡轮承受的载荷环境愈加恶劣，以当前先进的高涵道比涡扇发动机为例，其高压涡轮挡板的最大工作转速高达19000rpm，考虑冷却后挡板的平均温度仍达900k以上，挡板左右压差在1～2mpa量级，而挡板为直径尺寸约500mm、厚度通常在10mm以下的薄壁空心圆环，各向刚度均较低，在大载荷作用下挡板极易发生变形。若挡板的爪段相对安装边发生向右倾斜的变形，使得挡板的封严端面与涡轮叶盘之间产生间隙，则会造成挡板的轴向限位功能和冷却流路封严功能丧失，影响发动机的可靠性。
4.现有的涡轮挡板设计仍是基于强度设计的理念，主要通过强度校核方法，使挡板满足疲劳、蠕变等强度设计要求，而忽略了对挡板变形的控制。这类涡轮挡板结构主要适用于工作负荷较小的发动机，如三代及更低代的航空发动机，而在四代发动机及先进的高涵道比涡扇发动机中，更恶劣的载荷环境使挡板的变形问题愈发严重，传统的根据强度要求设计的涡轮挡板结构已不能满足功能需求，易出现由于涡轮挡板变形过大导致功能丧失，进而引起发动机可靠性故障。针对此问题，本发明提出一种能够利用工作载荷，控制挡板变形，使得具有自压紧效应的航空发动机涡轮挡板结构。


技术实现要素：

5.为了解决上述技术问题，本发明提供一种具有自压紧效应的航空发动机涡轮挡板结构，目的是通过对挡板的构形设计，使其在离心、温度载荷下能够产生向左倾斜的变形，利用这种向左倾斜的变形抵消挡板在压差载荷作用下产生的向右倾斜变形，保证挡板始终压紧涡轮叶盘结构，实现对涡轮叶片的稳定轴向定位和对冷却空气流路的封严。
6.为了实现上述发明目的，本发明所采用的技术方案是：
7.一种具有自压紧效应的航空发动机涡轮挡板结构，包括花键结构、安装边、臂段、环槽凸台、斜齿和爪段；所述花键结构位于挡板结构的最底部，其上为挡板的安装边，安装边的上方为臂段，臂段的上方左侧为环槽凸台，臂段的上方右侧为斜齿，爪段位于挡板结构的最上方，连接环槽凸台；挡板的臂段下厚上薄，且在臂段与安装边连接处具有最大的厚度；臂段的左右棱边与竖直方向的倾角较小，防止其在离心、温度载荷作用下产生向右倾斜
的变形；所述斜齿设置在挡板结构的中部右侧位置，在转子高速旋转时，斜齿产生的离心载荷增大臂段右侧的径向拉伸应力和拉伸变形，使得臂段右侧的径向拉伸变形大于左侧，从而使臂段产生向左倾斜的变形，有利于使挡板压紧涡轮叶盘，产生自压紧效应；所述爪段由上侧的柱壳和下侧的锥壳组成，锥壳为下薄上厚，下侧与环槽凸台的连接处厚度较低，角向刚度较弱，在离心载荷下锥壳易产生向左倾斜的变形，压紧涡轮叶盘；柱壳为左薄右厚，其左端设计有与涡轮叶盘接触的挡板爪段的压紧端面，使得爪段在离心和温度载荷下产生向左倾斜的变形，增强挡板结构的自压紧效应。
8.进一步地，所述花键结构沿转轴周向分布，与涡轮盘上的键槽配合，防止发动机工作过程中挡板结构相对涡轮盘发生周向运动。
9.进一步地，所述花键结构的数量为4或4的整数倍。
10.进一步地，所述安装边为“γ”形构形，包含用于挡板轴向定位的挡板安装边的左侧端面和挡板安装边的右侧端面，以及用于径向定心的挡板安装边的柱面；分别与涡轮盘上对应位置的界面接触配合，实现挡板结构的定位和定心。
11.进一步地，所述环槽凸台设置在挡板结构的中部，中间开一道环槽，其内安装封严金属丝圈，有利于封严涡轮叶片冷却气并有利于挡板结构的减振。
12.进一步地，所述臂段的厚度在2～5mm范围。臂段应尽量竖直，其左右棱边相对竖直方向的倾角应小于10
°
，避免臂段在离心、温度载荷作用下产生向右倾斜的变形。
13.进一步地，所述封严金属丝圈直径约为1mm，用于提高冷却气流封严效率并提供摩擦阻尼。
14.进一步地，所述锥壳的下侧与环槽凸台连接处厚度在1～2mm范围，锥壳上侧厚度较大，厚度在3～4mm范围，锥壳母线与水平线夹角宜设计在50～65
°
范围内。柱壳的左端厚度在在1～2mm范围，右侧厚度在3～4mm范围。柱壳左端设计有与涡轮叶盘接触的挡板爪段的压紧端面。
15.本发明具有以下有益效果：
16.(1)本发明通过对挡板臂段、斜齿、爪段的构形控制，能够使挡板在离心、温度载荷下产生向左倾斜的变形，利用这种向左倾斜的变形抵消在压差左右下产生的向右倾斜变形，保证挡板压紧端面始终压紧涡轮叶盘，具有自压紧效应。
17.(2)本发明的挡板结构，由于具有利用变形自压紧的特性，因此其在装配时柱面和端面均可采用较小的过盈量，有利于降低装配难度和减小装配应力。
18.(3)本发明的挡板结构简单，易于加工制造，且通过对挡板尺寸和安装边形状的适度调整即可装配不同尺寸、构形的涡轮叶盘，适用性强。
附图说明
19.图1是本发明的一种具有自压紧效应的航空发动机涡轮挡板结构的结构示意图；
20.图2是本发明的一种具有自压紧效应的航空发动机涡轮挡板结构的截面剖视图；
21.图3是本发明挡板在离心、温度载荷下的变形示意图；
22.图4是本发明挡板与涡轮盘结构的配合示意图；
23.图5是本发明挡板在双级高压涡轮组件中的应用示例图；
24.图6是本发明挡板在单级高压涡轮组件中的应用示例图。
25.图中：a-涡轮挡板，b-涡轮盘，b1-双级高压涡轮组件中的一级涡轮盘，b2-双级高压涡轮组件中的二级涡轮盘，b3-单级高压涡轮组件中的涡轮盘，c-封严金属丝圈，d-双级高压涡轮组件中的级间封严盘，e-双级高压涡轮组件中的压紧大螺母，f-卡圈；
26.1-花键结构，2-安装边，3-臂段，4-环槽凸台，5-斜齿，6-爪段，7-键槽，8-吊钩结构；
27.a1-挡板安装边的左侧端面，a2-挡板安装边的右侧端面，b-挡板安装边的柱面，c-挡板爪段的压紧端面。
具体实施方式
28.下面将结合本发明实施例中的图1-图6，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例，若未特别指明，实施例中所用的技术手段为本领域技术人员所熟知的常规手段。
29.如图1，图2所示，本发明实施例涉及一种具有自压紧效应的航空发动机涡轮挡板结构，挡板从下往上分别为花键结构1、安装边2、臂段3、环槽凸台4、斜齿5、挡板爪段6。其工作原理是，通过对臂段3、斜齿5和爪段6的构形设计，使挡板在安装边2固定、离心载荷和温度载荷作用的条件下，产生如图3所示的向左倾斜变形，利用该变形抵消压差载荷作用下挡板产生的向右倾斜变形，使得挡板爪段的压紧端面c始终压紧涡轮叶盘，实现自压紧效应。
30.如图4所示，花键结构1位于挡板的底部，其与涡轮盘b上设计的键槽7配合，其目的是防止在发动机工作过程中，涡轮挡板a相对涡轮盘b发生相对周向运动。花键结构1的厚度、宽度尺寸需由强度校核确定。为避免挡板出现质量不对称现象，涡轮挡板a上的花键结构1的数量应尽量选择4或4的整数倍，键槽7应与花键结构1的数量相同。需说明，花键结构1并非是本发明挡板的必须结构，只有当发动机服役期间需经历多次快速的工况转变时，由于快速的工况变化过程中挡板具有较大的角向加速度，仅凭挡板与涡轮盘之间的摩擦力不足以保持挡板与涡轮盘周向相对静止时，才需要设计花键结构1。
31.如图2所示，安装边2呈“γ”形状，其上加工用于挡板径向定心的挡板安装边的柱面b，挡板安装边的柱面b与涡轮盘b上对应位置柱面配合，实现挡板的径向定心。安装边2下方加工了用于挡板轴向定位的挡板安装边的左侧端面a1和挡板安装边的右侧端面a2，挡板安装边的左侧端面a1与涡轮盘b对应位置端面配合，限制涡轮挡板a向左的轴向位移；挡板安装边的右侧端面a2与位于涡轮挡板a右侧的构件或紧固件配合，限制挡板向右的位移。需说明，本发明安装边2的形状可根据具体应用的涡轮构形进行适当调整，其设计目的是为了保证挡板能够可靠地安装固定在涡轮盘上。
32.所述臂段3具有“下厚上薄”的特征，整体厚度在2～5mm范围，且在臂段3与安装边2连接处具有最大的厚度，这是为了提高连接处的角向刚度，防止在压差载荷作用下挡板在连接处产生角向变形，引起挡板整体产生较大向右倾斜的变形。臂段3应尽量竖直，其左右棱边相对竖直线的倾角应小于10
°
，这种构形的目的是使臂段3在离心、温度载荷作用下产生竖直向上的拉伸变形，避免其向右倾斜变形。
33.所述环槽凸台4位于涡轮挡板a的中部，臂段3的上方，环槽凸台4中间开一道环槽，环槽内安放一个封严金属丝圈c，封严金属丝圈c的直径约为1mm，环槽深度略大于封严金属丝圈c，可取1.5～2mm。设计环槽凸台4和安放封严金属丝圈c具有两点好处，一方面封严金
属丝圈c能增强挡板冷却气流封严作用；另一方面，在发动机工作过程中，封严金属丝圈c与环槽凸台存在相对运动，能够产生摩擦阻尼耗散挡板的振动能量，起到一定的减振作用。
34.所述斜齿5位于臂段3的上方、环槽凸台4的右侧，其为向右上方伸出的斜齿结构。设计斜齿的目的，是利用其旋转产生的离心载荷，拉伸臂段3的右侧，使臂段3右侧的拉伸变形大于左侧的拉伸变形，从而使臂段3产生向左倾斜的变形，提供自压紧效应。
35.所述爪段6位于环槽凸台4的上方，其由上侧的柱壳、下侧的锥壳组成，锥壳具有“下薄上厚”的特征，下侧与环槽凸台4连接处厚度较小，厚度在1～2mm范围，锥壳上侧厚度较大，厚度在3～4mm范围，锥壳母线与水平线夹角建议设计在50～65
°
范围内；柱壳具有“左薄右厚”的特征，其左端厚度在在1～2mm范围，右侧厚度在3～4mm范围，柱壳左侧设计有与涡轮叶盘结构接触的挡板爪段的压紧端面c。这种构形的爪段，在离心、温度载荷下能够产生向左的倾斜变形，使挡板爪段的压紧端面c压紧涡轮叶盘，增强挡板的自压紧效应。
36.图5提供了一种本发明挡板应用在双级高压涡轮组件中的实例。在装配时，可通过对涡轮挡板a进行液氮冷却后，采用工装将涡轮挡板a的安装边2压入双级高压涡轮组件中的一级涡轮盘b1上与之对应的安装位置，并保持安装边2的挡板安装边的左侧端面a1与涡轮盘上对应位置的端面紧密贴合，待恢复室温后撤去工装，随后继续安装后续的双级高压涡轮组件中的级间封严盘d、双级高压涡轮组件中的二级涡轮盘b2，并拧紧双级高压涡轮组件中的压紧大螺母e，保持整个双级高压涡轮组件的轴向压紧。
37.图6提供了一种本发明挡板应用在单级高压涡轮组件中的实例。为实现挡板的装配，单级高压涡轮组件中的涡轮盘b3上应设计吊钩结构8，在装配时，可通过对涡轮挡板a进行液氮冷却后，采用工装将涡轮挡板a的安装边2压入单级高压涡轮组件中的涡轮盘b3上与之对应的安装位置，待涡轮挡板a恢复至室温后，压入卡圈f，卡圈f左侧与涡轮挡板a的挡板安装边的右侧端面a2接触，卡圈f右侧则与吊钩结构8接触，实现涡轮挡板a的安装固定。
38.以上所述的实施例仅是对本发明的优选方式进行描述，并非对本发明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通技术人员对本发明的技术方案做出的各种变形、变型、修改、替换，均应落入本发明权利要求书确定的保护范围内。

技术特征：
1.一种具有自压紧效应的航空发动机涡轮挡板结构，其特征在于：包括花键结构(1)、安装边(2)、臂段(3)、环槽凸台(4)、斜齿(5)和爪段(6)；所述花键结构(1)位于挡板结构的最底部，其上为挡板的安装边(2)，安装边(2)的上方为臂段(3)，臂段(3)的上方左侧为环槽凸台(4)，臂段(3)的上方右侧为斜齿(5)，爪段(6)位于挡板结构的最上方，连接环槽凸台(4)；挡板的臂段(3)下厚上薄，且在臂段(3)与安装边(2)连接处具有最大的厚度；臂段(3)的左右棱边与竖直方向的倾角较小，防止其在离心、温度载荷作用下产生向右倾斜的变形；所述斜齿(5)设置在挡板结构的中部右侧位置，在转子高速旋转时，斜齿(5)产生的离心载荷增大臂段(3)右侧的径向拉伸应力和拉伸变形，使得臂段(3)右侧的径向拉伸变形大于左侧，从而使臂段(3)产生向左倾斜的变形，有利于使挡板压紧涡轮叶盘，产生自压紧效应；所述爪段(6)由上侧的柱壳和下侧的锥壳组成，锥壳为下薄上厚，下侧与环槽凸台(4)的连接处厚度较低，角向刚度较弱，在离心载荷下锥壳易产生向左倾斜的变形，压紧涡轮叶盘；柱壳为左薄右厚，其左端设计有与涡轮叶盘接触的挡板爪段的压紧端面(c)，使得爪段(6)在离心和温度载荷下产生向左倾斜的变形，增强挡板结构的自压紧效应。2.根据权利要求1所述的一种具有自压紧效应的航空发动机涡轮挡板结构，其特征在于：所述花键结构(1)沿转轴周向分布，与涡轮盘上的键槽配合，防止发动机工作过程中挡板结构相对涡轮盘发生周向运动。3.根据权利要求1所述的一种具有自压紧效应的航空发动机涡轮挡板结构，其特征在于：所述安装边(2)为“γ”形构形，包含用于挡板轴向定位的挡板安装边的左侧端面(a1)和挡板安装边的右侧端面(a2)，以及用于径向定心的挡板安装边的柱面(b)；分别与涡轮盘上对应位置的界面接触配合，实现挡板结构的定位和定心。4.根据权利要求1所述的一种具有自压紧效应的航空发动机涡轮挡板结构，其特征在于：所述环槽凸台(4)设置在挡板结构的中部，中间开一道环槽，其内安装封严金属丝圈，有利于封严涡轮叶片冷却气并有利于挡板结构的减振。5.根据权利要求1所述的一种具有自压紧效应的航空发动机涡轮挡板结构，其特征在于：所述花键结构(1)的数量为4的整数倍。

技术总结
本发明公开了一种具有自压紧效应的航空发动机涡轮挡板结构，其包括挡板底部的花键结构、安装边、臂段、环槽凸台、斜齿、爪段。挡板通过花键结构和安装边固定在涡轮盘上，通过臂段、斜齿、爪段的构形设计，使挡板在离心和温度载荷下具有向左倾斜的变形，保证其封严端面始终压紧高压涡轮叶盘，避免高压涡轮叶片轴向窜动和冷却气流泄漏，保证高压涡轮叶片具有稳定的轴向定位以及高的冷却效率。本发明的涡轮挡板结构在发动机工作载荷作用下具有自压紧效应，尤其适用于先进高负荷航空发动机的高压涡轮结构。轮结构。轮结构。


技术研发人员：洪杰 王永锋 李毅沣 李超 陈雪骑 马艳红
受保护的技术使用者：北京航空航天大学
技术研发日：2023.03.10
技术公布日：2023/7/25