CN215949602U - 涡轮级间机匣、航空发动机和飞行器 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供一种涡轮级间机匣、航空发动机和飞行器，涡轮级间机匣包括外机匣、整流叶片、承力支板和隔热板。整流叶片固定于外机匣的内侧。承力支板设置在两个相邻的整流叶片之间，承力支板一端与外机匣连接。承力支板靠近外机匣的一端开设有冷气孔。隔热板与外机匣相连接。隔热板开设有通孔。隔热板与外机匣之间形成有第一冷风腔，隔热板与整流叶片之间形成有第二冷风腔。冷气孔依次连通第一冷风腔和通孔和第二冷风腔。本实用新型的隔热板能够降低整流叶片对外机匣的热辐射，同时能够对冷气进行引导，优先对外机匣等易超温的部位进行冷却，提高了级间机匣冷却效果。

Description

涡轮级间机匣、航空发动机和飞行器

技术领域

本实用新型涉及航空技术领域，特别涉及一种涡轮级间机匣、航空发动机和飞行器。

背景技术

商用航空发动机本体结构一般包括风扇增压级、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮等部件，级间机匣是指在航空发动机中位于高压涡轮与低压涡轮之间，将高压涡轮出口燃气引导过渡至低压涡轮入口，并固定安装发动机轴承的部件。对于商用航空发动机，高压涡轮出口温度达到1000K以上，因此级间机匣部件必须考虑冷却设计。

级间机匣的主要部件包括外机匣、内机匣、承力支板及整流叶片。外机匣、承力支板和内机匣组成承力框架。整流叶片隔离流道的燃气，使承力件与承温件分开。为了冷却承力框架和整流叶片，从高压压气机引入冷气从外机匣进入承力支板和内机匣的腔中进行冷却，降低承力支板内轴承座油管和气管的温度。冷气通过支板上的孔再进入整流叶片和外机匣的外腔中，对外机匣和整流叶片等进行冷却。这种冷却方式使承力支板内腔的温度低于整流叶片外腔的温度。

发动机工作状态下级间机匣温度最高的部分是整流叶片。由于直接的热传导，固定整流叶片的外机匣连接处通常面临界超温风险。同时，外机匣外部各种安装座和密封圈等也需要在工作状态下避免出现超温，保证结构强度和密封效果。因此外机匣结构需要使用冷却措施，降低自身及表面安装座的温度。

实用新型内容

本实用新型要解决的技术问题是为了克服现有技术的缺陷，提供一种涡轮级间机匣、航空发动机和飞行器。

本实用新型是通过下述技术方案来解决上述技术问题：

一种涡轮级间机匣，其包括外机匣、整流叶片、承力支板和隔热板。所述整流叶片固定于所述外机匣的内侧。所述承力支板设置在两个相邻的整流叶片之间，所述承力支板一端与所述外机匣连接。所述承力支板靠近所述外机匣的一端开设有冷气孔。所述隔热板与所述外机匣相连接。所述隔热板开设有通孔。所述隔热板与所述外机匣之间形成有第一冷风腔，所述隔热板与所述整流叶片之间形成有第二冷风腔。所述冷气孔依次连通所述第一冷风腔和所述通孔和所述第二冷风腔，以使冷气先进入所述第一冷风腔，再通过所述通孔进入所述第二冷风腔。

在本方案中，采用上述结构形式，能够降低整流叶片对外机匣的热辐射，同时能够对冷气进行引导，优先对外机匣等易超温的部位进行冷却，提高了级间机匣冷却效果，降低级间机匣外机匣超温风险。在提高冷却效果的基础上可对级间机匣使用更少的压气机引入冷气，减小气流的损失，进而优化发动机的效率。

优选地，所述隔热板包括若干隔热板本体，若干所述隔热板本体沿所述涡轮级间机匣的周向依次连接。

在本方案中，采用上述结构形式，能够便于隔热板的安装。

优选地，所述隔热板本体包括凹陷部和壁面部，所述凹陷部与所述冷气孔相连通，所述壁面部设置在所述凹陷部的周围，所述壁面部凸出于所述凹陷部。

在本方案中，采用上述结构形式，能够更好地对冷气进行引导，提高冷却效果。

优选地，所述壁面部上开设有通孔。

在本方案中，采用上述结构形式，能够引导冷气通过，并且能够平衡隔热板两侧的压力，减小振动。

优选地，所述隔热板上设置有筋条，所述筋条能防止所述隔热板与所述外机匣贴合。

在本方案中，采用上述结构形式，能够防止隔热板出现热变形后贴合在外机匣上，从而避免降低冷却效果。

优选地，所述隔热板沿所述涡轮级间机匣的径向方向的一端设置有第一凸耳，另一端设置有第二凸耳，所述第一凸耳与所述整流叶片相连接，所述第二凸耳与所述外机匣相连接。

在本方案中，采用上述结构形式，能够加强隔热板的稳定性。

优选地，所述第二凸耳的形状为椭圆形。

在本方案中，采用上述结构形式，能够便于第二凸耳的连接安装，并且在受热膨胀时减小热应力。

优选地，所述涡轮级间机匣还包括挂钩和紧固件，所述紧固件将所述挂钩与所述第二凸耳固定在所述外机匣上。

在本方案中，采用上述结构形式，能够精简涡轮级间机匣的结构，减少成本。

优选地，所述涡轮级间机匣还包括防松件，所述防松件将所述隔热板固定于外机匣。

优选地，所述防松件包括螺母、支撑筒、螺栓、防转销和垫片。所述螺母设置在所述外机匣的外侧。所述支撑筒设置在所述外机匣的内侧。所述螺栓能够依次穿过所述隔热板、所述支撑筒、所述外机匣与所述螺母相连接。所述防转销设置在所述外机匣在与所述螺栓的连接处，所述防转销能够防止所述防松件转动。所述垫片设置在所述螺母与所述外机匣的连接处。

在本方案中，采用上述任一结构形式，均能够减小隔热板的振动，提高结构的稳定性。

一种航空发动机，包括上述的涡轮级间机匣。

一种飞行器，包括上述的航空发动机。

本实用新型的积极进步效果在于：本实用新型能够降低整流叶片对外机匣的热辐射，同时能够对冷气进行引导，优先对外机匣等易超温的部位进行冷却，提高了级间机匣冷却效果，降低级间机匣外机匣超温风险，并使用防松件减小了隔热板的振动，提高结构的稳定性。在提高冷却效果的基础上可对级间机匣使用更少的压气机引入冷气，减小气流的损失，进而优化发动机的效率。

附图说明

图1为本实用新型一实施例的涡轮级间机匣的结构示意图。

图2为本实用新型一实施例的涡轮级间机匣的局部结构立体图。

图3为本实用新型一实施例的隔热板本体的结构示意图。

图4为本实用新型一实施例隔热板与防松件的连接示意图。

图5为本实用新型一实施例防松件的结构示意图。

图6为本实用新型一实施例冷气流向的示意图。

附图标记说明：

外机匣1

整流叶片2

承力支板3

内机匣4

轴承座5

轴承6

隔热板7

第一凸耳7.1

第二凸耳7.2

凹陷部7.3

壁面部7.4

通孔7.5

后挂钩8

螺栓11

支撑筒12

防转销13

螺母14

垫片15

具体实施方式

下面举个较佳实施例，并结合附图来更清楚完整地说明本实用新型。

如图1所示，本实施例公开了一种涡轮级间机匣，其包括外机匣1、整流叶片2、承力支板3和隔热板7。整流叶片2固定于外机匣1的内侧。承力支板3设置在两个相邻的整流叶片2之间，承力支板3一端与外机匣1连接。承力支板3靠近外机匣1的一端开设有冷气孔。隔热板7与外机匣1相连接。隔热板7开设有通孔。隔热板7与外机匣1之间形成有第一冷风腔，隔热板7与整流叶片2之间形成有第二冷风腔。冷气孔依次连通第一冷风腔和通孔和第二冷风腔，以使冷气先进入第一冷风腔，再通过通孔进入第二冷风腔。

在本实施例中，隔热板7位于整流叶片2和外机匣1之间，通过与外机匣1形成空气层，对外机匣1进行隔热。隔热板7的存在可降低整流叶片2对外机匣1的热辐射，同时能够对承力支板3冷气孔排出的冷气进行引导，优先对外机匣1等易超温的部位进行冷却，提高了级间机匣冷却效果，降低级间机匣外机匣1超温风险。在提高冷却效果的基础上可对级间机匣使用更少的压气机引入冷气，减小气流的损失，进而优化发动机的效率。

如图2和图3所示，在本实施例中，隔热板7包括若干隔热板本体，每片整流叶片2上对应设置两件对称的隔热板本体，每件隔热板本体具有两个第一凸耳和三个第二凸耳，若干隔热板本体沿涡轮级间机匣的周向依次连接。

在本实施例中，若干隔热板本体依次拼接形成隔热板7，能够便于隔热板7的安装，如图3所示，当涡轮级间机匣使用十六件整流叶片2时，对应安装三十二件隔热板本体。

如图2、图3和图6所示，本实施例中，隔热板本体包括凹陷部和壁面部，凹陷部与承力支板3上端的冷气孔高度相当，以使凹陷部与冷气孔相连通，壁面部设置在凹陷部的周围，壁面部位置离外机匣1的距离为2-5mm。凹陷部位置距外机匣1内壁的距离为7-10mm。

在本实施例中，当外机匣1的安装座引入冷气进入承力支板3内腔时，通过承力支板3上的冷气孔进入整流叶片2和外机匣1的腔中。在隔热板7凹陷部的引导下，冷气先进入第一冷风腔中带走热量。并在隔热板7引导下冷气吹到外机匣1与整流叶片2连接处，降低连接处的温度。

如图2和图3所示，本实施例中，壁面部上开设有通孔。

在本实施例中，通孔不但能够引导冷气通过，并且能够平衡隔热板7两侧的压力，减小振动。

如图3所示，本实施例中，隔热板7上设置有筋条，筋条能防止隔热板7与外机匣1贴合。

在本实施例中，筋条能够防止隔热板7出现热变形后贴合在外机匣1上后，通过热传导使外机匣1上温度过高，从而降低冷却效果。

如图3所示，本实施例中，隔热板7沿涡轮级间机匣的径向方向的一端设置有第一凸耳，另一端设置有第二凸耳，第一凸耳与整流叶片2相连接，第二凸耳与外机匣1相连接。

在本实施例中，两个第一凸耳借用整流叶片2的固定螺栓11及压紧螺母14进行固定，另外三个第二凸耳与外机闸相连接，采用双重的连接结构，因此能够加强隔热板7的稳定性。

如图3所示，本实施例中，第二凸耳的形状为椭圆形。

在本实施例中，第二凸耳的形状为椭圆形，能够便于第二凸耳的连接安装，并且在受热膨胀时减小热应力。

如图1和图4所示，本实施例中，涡轮级间机匣还包括挂钩和紧固件，紧固件将挂钩与第二凸耳固定在外机匣1上。

在本实施例中，第二凸耳借用挂钩8的紧固件，当挂钩8连接到外机匣1时同时压紧隔热板7第二凸耳，能够精简涡轮级间机匣的结构，减少成本。

如图4、图5和图6所示，本实施例中，涡轮级间机匣还包括防松件，每件隔热板本体通过两组防松件固定在外机闸上。防松件包括螺母14、支撑筒12、螺栓11、防转销13和垫片15。螺母14设置在外机匣1的外侧。支撑筒12设置在外机匣1的内侧。螺栓11能够依次穿过隔热板7、支撑筒12、外机匣1与螺母14相连接。防转销13设置在外机匣1在与螺栓11的连接处，防转销13能够防止防松件转动。垫片15设置在螺母14与外机匣1的连接处。

在本实施例中，防松构件能够避免隔热板7在冷气作用下产生振动，提高结构的稳定性。

本实用新型还提供一种航空发动机，包括上述的涡轮级间机匣。

本实用新型还提供了一种飞行器，包括上述的航空发动机。

虽然以上描述了本实用新型的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这仅是举例说明，本实用新型的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本实用新型的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本实用新型的保护范围。

Claims (12)

1.一种涡轮级间机匣，其特征在于，所述涡轮级间机匣包括：

外机匣；

整流叶片，所述整流叶片固定于所述外机匣的内侧；

承力支板，所述承力支板设置在两个相邻的整流叶片之间，所述承力支板一端与所述外机匣连接，所述承力支板靠近所述外机匣的一端开设有冷气孔；

隔热板，所述隔热板与所述外机匣相连接，所述隔热板开设有通孔，所述隔热板与所述外机匣之间形成有第一冷风腔，所述隔热板与所述整流叶片之间形成有第二冷风腔，所述冷气孔依次连通所述第一冷风腔和所述通孔和所述第二冷风腔，以使冷气先进入所述第一冷风腔，再通过所述通孔进入所述第二冷风腔。

2.如权利要求1所述的涡轮级间机匣，其特征在于，所述隔热板包括若干隔热板本体，若干所述隔热板本体沿所述涡轮级间机匣的周向依次连接。

3.如权利要求2所述的涡轮级间机匣，其特征在于，所述隔热板本体包括凹陷部和壁面部，所述凹陷部与所述冷气孔相连通，所述壁面部设置在所述凹陷部的周围，所述壁面部凸出于所述凹陷部。

4.如权利要求3所述的涡轮级间机匣，其特征在于，所述壁面部上开设有通孔。

5.如权利要求1所述的涡轮级间机匣，其特征在于，所述隔热板上设置有筋条，所述筋条能防止所述隔热板与所述外机匣贴合。

6.如权利要求1所述的涡轮级间机匣，其特征在于，所述隔热板沿所述涡轮级间机匣的径向方向的一端设置有第一凸耳，另一端设置有第二凸耳，所述第一凸耳与所述整流叶片相连接，所述第二凸耳与所述外机匣相连接。

7.如权利要求6所述的涡轮级间机匣，其特征在于，所述第二凸耳的形状为椭圆形。

8.如权利要求7所述的涡轮级间机匣，其特征在于，所述涡轮级间机匣还包括挂钩和紧固件，所述紧固件将所述挂钩与所述第二凸耳固定在所述外机匣上。

9.如权利要求1所述的涡轮级间机匣，其特征在于，所述涡轮级间机匣还包括防松件，所述防松件将所述隔热板固定于外机匣。

10.如权利要求9所述的涡轮级间机匣，其特征在于，所述防松件包括：

螺母，所述螺母设置在所述外机匣的外侧；

支撑筒，所述支撑筒设置在所述外机匣的内侧；

螺栓，所述螺栓能够依次穿过所述隔热板、所述支撑筒、所述外机匣与所述螺母相连接；

防转销，所述防转销设置在所述外机匣在与所述螺栓的连接处，所述防转销能够防止所述防松件转动；

垫片，所述垫片设置在所述螺母与所述外机匣的连接处。

11.一种航空发动机，其特征在于，包括如权利要求1-10任一项所述的涡轮级间机匣。

12.一种飞行器，其特征在于，包括如权利要求11所述的航空发动机。

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