CN105179028B - 涡轮后承力机匣和整流叶栅一体化结构 - Google Patents
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Abstract
一种涡轮后承力机匣和整流叶栅一体化的结构，其特征在于：在不改变原有机匣结构基础上，通过整环流道板将机匣内外环之间的部分分隔成流道和非流道部分。支板和整流叶栅叶片处于流道中的部分设计成叶型形状，处于非流道中的部分设计成规整的长方体便于加工。所以整个结构分为两大组件：1)带着叶片上缘板的整流叶片叶型部分穿过整环流道板焊接到带叶片下缘板的非叶型部分上，组成整流叶栅结构组件；2)原有承力机匣框架结构组件。本发明在不大幅改变涡轮后承力机匣结构、后承力机匣强度、变形协调和支撑刚度的前提下，实现涡轮后承力机匣和整流叶栅一体化。它在航空推进技术领域里具有较好的实用价值和广阔地应用前景。
Description
技术领域
本发明涉及一种涡轮后承力机匣和整流叶栅一体化结构，属于航空推进技术领域。
背景技术
在目前先进的航空燃气涡轮发动机上，通常在涡轮和尾喷管之间安装加力燃烧室，进行复燃加力，在发动机到达推力最大状态后继续增加推力。而低压涡轮出口气流通常不能满足加力燃烧室对于低压涡轮出口气流角的要求，所以在低压涡轮转子和加力燃烧室之间需要加装整流叶片，对气流进行整流。
上述这种设计将导致后承力机匣必须向后移动来安装额外的出口整流叶片，从而使转子轴向长度增加，轴承支承跨度加大。相应的会增加涡轮部件数量，导致发动机重量增加，不利于提高发动机推重比。
后承力机匣和整流叶栅一体化设计是将涡轮后承力机匣和涡轮末级整流导叶一体化的新型结构，这样不仅能满足加力燃烧室对于低压涡轮出口气流角的要求，还可以达到缩短低压转子的轴向长度、减轻重量和减少零件数量的目的，从而提高发动机推重比。
发明内容
1、目的：针对上述问题，本发明的目的是提供一种涡轮后承力机匣和整流叶栅一体化结构形式，该结构在不明显改变涡轮后承力机匣应力、变形和支承刚度的情况下，能够实现涡轮后成立机匣和整流叶栅一体化结构形式。
2、技术方案：本发明采用的技术方案为：在传统涡轮后承力框架基础上加入整流叶栅，将承力支板在流道中的部分设计成叶型形状和整流叶栅一起整流，设计整环流道板来保证流道形状以及气密性。为避免整流叶栅结构对后承力机匣强度和径向刚度产生过大影响的要求，采用叶片上缘固定，下缘轴向周向固定的特殊“悬臂”叶片结构。
本发明是一种涡轮后承力机匣和整流叶栅一体化结构形式，如图3所示，在不改变原有机匣内环和外环的基础上，通过整环流道板将机匣内外环之间的部分分隔成流道和非流道部分。支板和整流叶栅叶片处于流道中的部分设计成叶型形状，处于非流道中的部分都设计成规整的长方体形状便于加工。所以整个结构分为两大组件：1)带着叶片上缘板的整流叶片叶型部分穿过整环流道板焊接到带叶片下缘板的整流叶栅非叶型部分上组成整流叶栅结构组件；2)由机匣外环和支板叶型部、非叶型部分和机匣内环焊接到一起组成的承力机匣框架结构组件。整环流道板通过螺栓径向和周向固定，通过轴向螺钉轴向固定在机匣支板叶片非叶型部分上。整流叶栅组件通过径向螺钉径向固定和特殊的径向螺栓周向和轴向固定在承力机匣组件上。整环流道板、叶片上缘板和整流叶片叶型部分、支板叶片叶型部分之间形成了气流通道。
3、优点及功效：本发明的有益效果为：大幅度减少了涡轮零件数，该结构可同时满足支板承力和叶片整流的要求，较大幅度降低涡轮部件的重量，有利于减小发动机的轴向长度。
附图说明
图1为一体化总体结构示意图；
图2为整流叶栅组件总体示意图；
图3为流道板部件示意图；
图4为整流叶栅连接定位示意图；
图5为一体化部分结构示意图。
具体实施方式
本发明提供了一种涡轮后承力机匣和整流叶栅一体化结构形式，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步的说明。
如图1所示，保留原始涡轮后承力机匣的承力外环和承力内环结构。本发明是一种将涡轮后承力机匣和整流叶栅结构设计成一体的结构形式。整个结构分为两个组件：1)带着叶片上缘板的整流叶片叶型部分穿过整环流道板焊接到带叶片下缘板的整流叶栅非叶型部分上组成整流叶栅结构组件；2)由机匣外环和支板叶型部、非叶型部分和机匣内环焊接到一起组成的承力机匣框架结构组件。
如图2所示，这是整流叶栅结构组件，由整流叶栅叶片叶型部分(2)、整流叶栅非叶型部分(3)、上缘板(6)和下缘板(5)组成。整流叶栅叶片叶型部分也叶片上缘板焊接到一起，整流叶栅叶片非叶型部分和叶片下缘板焊接到一起。
如图3所示，因为流道板比较薄，所以如果整流叶栅叶片焊在流道板上，会使流道板的变形很大，从而破坏流道的形状。所以，在流道板上开孔，使整流叶栅叶片叶型部分穿过流道板和整流叶栅叶片的非叶型部分焊接在一起，这样就能避免流道板的变形。整环流道板带有的前挡板和支板非叶型部分用轴向螺钉轴向固定。
如图4所示，在机匣外环(1)、整流叶栅叶片上缘板(2)和整流叶栅叶片(3)上开螺纹孔，通过径向螺钉(9)径向固定，流道板(4)和整流叶栅非叶型部分(5)通过螺栓连接，整流叶栅叶片下缘板(6)和承力机匣内环(7)通过特殊的径向螺栓(8)固定，通过这样的径向螺栓做轴向和周向固定。
如图5所示，一体化结构由机匣承力机匣组件(承力机匣外环(1)、承力机匣内环(4)、支板叶片叶型部分(2)和支板叶片非叶型部分(3))和整流叶栅组件(整流叶栅叶片上缘板(5)、整流叶栅叶片叶型部分(6)、流道板(7)、整流叶栅非叶型部分(8)和整流叶栅叶片下缘板(9))组成。其中支板叶片叶型部分和支板叶片非叶型部分焊接到一起，然后和承力机匣内外环再焊接到一起组成承力机匣结构组件。将整流叶栅组件组装到承力机匣组件上即为后承力机匣和整流叶栅一体化结构。
在后承力机匣的强度计算中，主要计算后承力机匣在涡轮后高温燃气热负荷下的强度和变形。原始的后承力机匣强度计算显示，由于承力支板处的温度明显高于内外环，热膨胀量不同导致热变形不协调是主要的应力产生原因。在本结构中，对整流叶栅采用悬臂的设计，可最大限度地减小由于叶栅材料的热膨胀系数不同于同温度下后承力机匣材料的热膨胀系数而导致进一步的热变形不协调问题，故而不会引起应力进一步增大。强度计算显示，采用这种一体化连接定位方式，一体化结构的最大径向应力相对于后承力机匣反而有所减小。
而在后承力机匣的支承刚度计算中，采用本发明的一体化结构，由于只在承力机匣外环和叶片上缘板处采用径向固连，而在承力机匣内环和叶片下缘板处只限制轴向和周向位移，所以在加入整流叶栅后，整体结构的支承径向刚度基本不变。
所述结构具有以下优点：(1)将流道板做成整环形式，减少零件数量；(2)整流叶栅叶片叶型部分和非叶型部分焊接到一起而不是和流道板焊接到一起，避免流道板的变形；(3)流道板固定在支板叶片非叶型部分上，固定方式简单可靠；(3)添加整流叶栅结构不需要大幅修改原始后承力机匣结构；(4)降低了涡轮部件的重量，缩短了涡轮转子的轴向长度，提高了推重比，改善了整台航空发动机的性能。
Claims (1)
1.一种涡轮后承力机匣和整流叶栅一体化结构，由承力机匣外环、承力机匣内环以及后承力支板组成，其特征在于：它的后承力支板是带叶型的，与整流叶栅的叶型相同，支板叶片分为叶型部分和非叶型部分；在后承力支板之间添加了整流叶片结构和整环流道板结构，整环流道板上带有用来和支板非叶型结构周向固定的连接装置；其中，整流叶片结构包括：带翻边的叶片上缘板、整流叶栅叶型部分、叶片下缘板和整流叶栅非叶型部分；叶片上缘板通过翻边和径向螺钉固定于承力机匣外环上；整流叶栅叶型部分和整流叶栅非叶型部分穿过整环流道板上的孔焊接到一起；叶片下缘板后端通过径向螺栓轴向和周向定位于承力机匣内环上；整环流道板结构、整流叶栅叶型部分、叶片上缘板和承力支板叶型部分之间形成气流通道。
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