一种航空发动机高压涡轮叶片冷却结构的制作方法

1.本技术属于航空发动机高压涡轮叶片冷却结构设计技术领域，具体涉及一种航空发动机高压涡轮叶片冷却结构。


背景技术：

2.航空发动中，高压涡轮叶片是承受热负荷、机械负荷最高的部件，工作条件恶劣，极容易发生烧蚀、裂纹、剥落、断裂，为此，需要对高压涡轮叶片进行冷却，改善高压涡轮叶片的工作环境。
3.当前，航空发动机高压涡轮叶片冷却结构，如图1所示，主要包括涡轮盘、多个叶片、挡环、定位环、引气筒以及旋流器，其中，涡轮盘外缘上具有多个沿周向分布的榫槽，各个榫槽一端在涡轮盘前端形成开口；各个叶片根部对应卡入到各个榫槽中，内部具有冷却通道，侧壁具有多个冷却出气孔，冷却通道连通到根部与榫槽间的间隙，各个冷却孔与冷却通道连通；定位环连接涡轮盘前端，与涡轮盘间形成环形卡槽；挡环的内缘卡入到环形卡槽中，压紧各个叶片的根部，与涡轮盘之间形成环形冷却腔，侧壁具有多个沿周向分布的冷却进气孔，外侧具有环形密封边，环形冷却腔与各个叶片根部与榫槽间间隙连通，以及与各个冷却进气孔连通；引气筒出口端套设在环形密封边上，与环形密封边之间通过篦齿蜂窝进行封严，进口端连通到燃烧室内环出口，其内设置有旋流器，航空发动机工作时，可通过引气筒自燃烧室内环引入冷却气，冷却气通过旋流器后，经各个冷却进气孔进入到环形冷却腔中，其后由各个叶片根部与榫槽间的间隙，进入到冷却通道中，自各个冷却出气孔流出，实现对高压涡轮叶片的冷却，改善高压涡轮叶片的工作环境，避免发生烧蚀、裂纹、剥落、断裂等问题。
4.当前的航空发动机高压涡轮叶片冷却结构中，考虑到环形密封边长度过长，会形成悬臂结构，会导致各个冷却进气孔孔边应力过大，致使挡环强度减弱，易发生变形，难以保证部件功能，多设计环形密封边长度较短，与引气筒间仅能够以两道篦齿蜂窝进行封严，封严效果差，冷却气泄漏严重，且航空发动机工作时，涡轮盘高速旋转，致使冷却气进入各个冷却进气孔的流量系数较小，难以保证对高压涡轮叶片进行冷却的冷却气流量供应。
5.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
6.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，其并不必然属于本专利申请的现有技术，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：

7.本技术的目的是提供一种航空发动机高压涡轮叶片冷却结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
8.本技术的技术方案是：
9.一种航空发动机高压涡轮叶片冷却结构，包括：
10.涡轮盘，外缘上具有多个沿周向分布的榫槽；各个榫槽在涡轮盘前端形成开口；
11.多个叶片，每个叶片根部对应卡入到一个榫槽中，内部具有连通到根部与对应榫槽间间隙的冷却通道，侧壁具有多个与冷却通道连通的冷却出气孔；
12.定位环连接在涡轮盘前端，与涡轮盘间形成环形卡槽；
13.挡环，内缘卡入到环形卡槽中，向外倾斜，与涡轮盘间形成环形冷却腔，压紧各个叶片的根部，侧壁具有多个沿周向分布的冷却气进气孔，外侧具有环形密封边；环形冷却腔与各个叶片根部与对应榫槽间的间隙连通，以及与各个冷却气进气孔连通；
14.引气筒，出口端套设在环形密封边上，与环形密封边之间通过三道篦齿蜂窝进行封严，进口端连通到燃烧室内环出口。
15.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机高压涡轮叶片冷却结构中，涡轮盘前端具有环形定位凸出；
16.定位环一端通过焊接连接在涡轮盘前端，另一端向外弯折与涡轮盘间形成环形卡槽；
17.挡环内缘具有内向环形折边，内向环形折边内具有内向环形卡边；
18.内向环形折边伸入到环形定位凸出内；
19.内向环形卡边卡入到环形卡槽中。
20.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机高压涡轮叶片冷却结构中，挡环外缘内侧具有环形支撑边；
21.环形支撑边抵靠在涡轮盘前端，压紧各个叶片的根部。
22.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机高压涡轮叶片冷却结构中，挡环向外倾斜的角度为100
°
～105
°
。
23.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机高压涡轮叶片冷却结构中，还包括：
24.旋流器，在引气筒内设置。
25.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机高压涡轮叶片冷却结构中，v
jsk
＝v
wyx
+(v
uyx-v
wl
)；
26.其中，
[0027]vjsk
为航空发动机典型工况下，旋流器出口气流速度与涡轮盘转速的相对速度；
[0028]vwyx
为航空发动机典型工况下，旋流器出口气流速度在轴向上的分速度；
[0029]vuyx
为航空发动机典型工况下，旋流器出口气流速度在周向上的分速度；
[0030]vwl
为航空发动机典型工况下，涡轮盘的转速；
[0031]
各个冷却进气孔中心线，与v
jsk
同向。
附图说明
[0032]
图1是现有航空发动机高压涡轮叶片冷却结构的示意图；
[0033]
图2是本技术实施例提供的航空发动机高压涡轮叶片冷却结构的示意图；
[0034]
图3是本技术实施例提供的挡环的示意图；
[0035]
图4是本技术实施例提供的航空发动机典型工况下，冷却进气孔中心线角度与旋流器出口气流速度、涡轮盘转速间的关系示意图；
[0036]
其中：
[0037]
1-涡轮盘；2-叶片；3-定位环；4-挡环；5-引气筒；6-旋流器。
[0038]
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，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
[0039]
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。
[0040]
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。
[0041]
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。
[0042]
下面结合附图1至图4对本技术做进一步详细说明。
[0043]
一种航空发动机高压涡轮叶片冷却结构，如图2所示，包括：
[0044]
涡轮盘1，外缘上具有多个沿周向分布的榫槽；各个榫槽在涡轮盘1前端形成开口；
[0045]
多个叶片2，每个叶片2根部对应卡入到一个榫槽中，内部具有连通到根部与对应榫槽间间隙的冷却通道，侧壁具有多个与冷却通道连通的冷却出气孔；
[0046]
定位环3连接在涡轮盘1前端，与涡轮盘1间形成环形卡槽；
[0047]
挡环4，内缘卡入到环形卡槽中，向外倾斜，与涡轮盘1间形成环形冷却腔，压紧各个叶片2的根部，侧壁具有多个沿周向分布的冷却气进气孔，外侧具有环形密封边；环形冷却腔与各个叶片2根部与对应榫槽间的间隙连通，以及与各个冷却气进气孔连通；
[0048]
引气筒5，出口端套设在环形密封边上，与环形密封边之间通过三道篦齿蜂窝进行封严，进口端连通到燃烧室内环出口。
[0049]
航空发动机工作时，上述实施例公开的航空发动机高压涡轮叶片冷却结构中，可
通过引气筒5自燃烧室内环引入冷却气，冷却气通过各个冷却进气孔进入到环形冷却腔中，经各个叶片2根部与榫槽间的间隙，进入到各个叶片2内的冷却通道中，其后自各个叶片2侧壁上的冷却出气孔流出，实现对高压涡轮叶片的冷却，改善高压涡轮叶片的工作环境，避免发生烧蚀、裂纹、剥落、断裂等问题。
[0050]
对于上述实施例公开的航空发动机高压涡轮叶片冷却结构，领域内技术人员可以理解的是，其设计挡环4向外倾斜，即背向涡轮盘1倾斜，在涡轮盘1高速转动时，挡环4弯矩能够抵消部分离心力，以此能够降低冷却进气孔孔边应力，保证挡环4强度，在该种情形下，可设计环形密封边具有较大的长度，进而可设计引气筒5与环形密封边之间通过三道或三道以上的篦齿蜂窝进行封严，以取得较好的封严效果。
[0051]
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机高压涡轮叶片冷却结构中，涡轮盘1前端具有环形定位凸出；
[0052]
定位环3一端通过焊接连接在涡轮盘1前端，另一端向外弯折与涡轮盘1间形成环形卡槽；
[0053]
挡环4内缘具有内向环形折边，内向环形折边内具有内向环形卡边；
[0054]
内向环形折边伸入到环形定位凸出内，利用环形定位凸出进行定心、定位；
[0055]
内向环形卡边卡入到环形卡槽中，在卡入时，可先对定位环3施加外力，使定位环3发生变形，将内向环形卡边插入到环形卡槽中，其后释放定位环3，使定位环3恢复变形，内向环形卡边卡入到环形卡槽中。
[0056]
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机高压涡轮叶片冷却结构中，挡环4外缘内侧具有环形支撑边；
[0057]
环形支撑边抵靠在涡轮盘1前端，压紧各个叶片2的根部，构造环形冷却腔。
[0058]
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机高压涡轮叶片冷却结构中，通过仿真试验，设计及挡环4向外倾斜的角度为100
°
～105
°
时，可有效降低冷却进气孔孔边应力，保证挡环4强度，优选的是102
°
，如图3所示。
[0059]
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机高压涡轮叶片冷却结构中，还包括：
[0060]
旋流器6，在引气筒5内设置。
[0061]
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机高压涡轮叶片冷却结构中，v
jsk
＝v
wyx
+(v
uyx-v
wl
)；
[0062]
其中，
[0063]vjsk
为航空发动机典型工况下，旋流器6出口气流速度与涡轮盘1转速的相对速度；
[0064]vwyx
为航空发动机典型工况下，旋流器6出口气流速度在轴向上的分速度；
[0065]vuyx
为航空发动机典型工况下，旋流器6出口气流速度在周向上的分速度；
[0066]vwl
为航空发动机典型工况下，涡轮盘1的转速；
[0067]
各个冷却进气孔中心线，与v
jsk
同向。
[0068]
对于上述实施例公开的航空发动机高压涡轮叶片冷却结构，领域内技术人员可以理解的是，航空发动机工作时，引气筒5引入的冷却气，经旋流器6旋流后再由引气进气孔进入到环形冷却腔，设计各个冷却进气孔中心线，与v
jsk
同向，即是设计各个冷却进气孔中心线与涡轮盘1轴线的间的角度α，与航空发动机典型工况下，旋流器6出口气流速度与涡轮盘1转速的相对速度的角度相同，如图4所示，以此，可在航空发动机典型工况下，提高冷却气
进入各个冷却进气孔的流量系数，保证对高压涡轮叶片进行冷却的冷却气流量供应。
[0069]
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。
[0070]
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：
1.一种航空发动机高压涡轮叶片冷却结构，其特征在于，包括：涡轮盘(1)，外缘上具有多个沿周向分布的榫槽；各个榫槽在涡轮盘(1)前端形成开口；多个叶片(2)，每个叶片(2)根部对应卡入到一个榫槽中，内部具有连通到根部与对应榫槽间间隙的冷却通道，侧壁具有多个与冷却通道连通的冷却出气孔；定位环(3)连接在涡轮盘(1)前端，与涡轮盘(1)间形成环形卡槽；挡环(4)，内缘卡入到环形卡槽中，向外倾斜，与涡轮盘(1)间形成环形冷却腔，压紧各个叶片(2)的根部，侧壁具有多个沿周向分布的冷却气进气孔，外侧具有环形密封边；环形冷却腔与各个叶片(2)根部与对应榫槽间的间隙连通，以及与各个冷却气进气孔连通；引气筒(5)，出口端套设在环形密封边上，与环形密封边之间通过三道篦齿蜂窝进行封严，进口端连通到燃烧室内环出口。2.根据权利要求1所述的航空发动机高压涡轮叶片冷却结构，其特征在于，涡轮盘(1)前端具有环形定位凸出；定位环(3)一端通过焊接连接在涡轮盘(1)前端，另一端向外弯折与涡轮盘(1)间形成环形卡槽；挡环(4)内缘具有内向环形折边，内向环形折边内具有内向环形卡边；内向环形折边伸入到环形定位凸出内；内向环形卡边卡入到环形卡槽中。3.根据权利要求1所述的航空发动机高压涡轮叶片冷却结构，其特征在于，挡环(4)外缘内侧具有环形支撑边；环形支撑边抵靠在涡轮盘(1)前端，压紧各个叶片(2)的根部。4.根据权利要求1所述的航空发动机高压涡轮叶片冷却结构，其特征在于，挡环(4)向外倾斜的角度为100
°
～105
°
。5.根据权利要求1所述的航空发动机高压涡轮叶片冷却结构，其特征在于，还包括：旋流器(6)，在引气筒(5)内设置。6.根据权利要求6所述的航空发动机高压涡轮叶片冷却结构，其特征在于，v
jsk
＝v
wyx
+(v
uyx-v
wl
)；其中，v
jsk
为航空发动机典型工况下，旋流器(6)出口气流速度与涡轮盘(1)转速的相对速度；v
wyx
为航空发动机典型工况下，旋流器(6)出口气流速度在轴向上的分速度；v
uyx
为航空发动机典型工况下，旋流器(6)出口气流速度在周向上的分速度；v
wl
为航空发动机典型工况下，涡轮盘(1)的转速；各个冷却进气孔中心线，与v
jsk
同向。

技术总结
本申请属于航空发动机高压涡轮叶片冷却结构设计技术领域，具体涉及一种航空发动机高压涡轮叶片冷却结构，包括：涡轮盘，外缘上具有多个沿周向分布的榫槽；各个榫槽在涡轮盘前端形成开口；多个叶片，每个叶片根部对应卡入到一个榫槽中，内部具有连通到根部与对应榫槽间间隙的冷却通道，侧壁具有多个冷却出气孔；定位环连接在涡轮盘前端，与涡轮盘间形成环形卡槽；挡环，内缘卡入到环形卡槽中，向外倾斜，与涡轮盘间形成环形冷却腔，压紧各个叶片的根部，侧壁具有多个沿周向分布的冷却气进气孔，外侧具有环形密封边；引气筒，出口端套设在环形密封边上，与环形密封边之间通过三道篦齿蜂窝进行封严，进口端连通到燃烧室内环出口。进口端连通到燃烧室内环出口。进口端连通到燃烧室内环出口。


技术研发人员：李娜 聂俊领 王海 李国杰 李根 隋宏人
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：2023.02.13
技术公布日：2023/6/28