一种涡轮盘系冷却封严结构的制作方法

本申请涉及航空发动机，尤其涉及一种涡轮盘系冷却封严结构。

背景技术：

1、一次性使用的短寿命发动机具有尺寸小、成本低、转速高、空气流量小的特点，其较小的尺寸和空气流量造成气动、结构和强度等方面的“尺寸效应”，不仅给小尺寸下的气动设计增加难度，同时对转静子冷却设计带来挑战。因此由转动效应带来的热冷却问题更突出，加之发动机空气流量很小，因此更需要严格控制发动机空气系统冷却引气量，在尽量少引气条件下，保证发动机性能。而空气系统引气量多少直接影响转静子冷却封严效果，进一步影响发动机强度寿命，因此需要采取各种措施提升空气系统冷却封严品质。

2、常规的涡轮盘系封严冷却流路是通过引取适量压气机出口空气通过预旋喷嘴加速降压后一分为多，对涡轮盘进行封严冷却、对涡轮盘缘进行封严；而对有冷却设计叶片而言，还需对涡轮叶片进行冷却。而短寿命发动机通常采用无冷却叶片设计，并且受尺寸、成本的限制也没有复杂的预旋冷却系统，因此需要发展一种高效简单的涡轮盘系冷却封严结构及方法，以满足短寿命发动机特定的使用要求。

技术实现思路

1、有鉴于此，本申请实施例提供一种涡轮盘系冷却封严结构，可以实现小引气流量条件下，以适应短寿命发动机小尺寸、小流量、短寿命、低成本等特点，实现对短寿命发动机涡轮盘系的高效冷却和封严，简化发动机结构设计，提升空气系统引气封严冷却质量，降低发动机研制成本。

2、本申请实施例提供一种涡轮盘系冷却封严结构，包括一级涡轮盘，一级涡轮盘的前端连接有一级涡轮下篦齿盘，一级涡轮盘的后端连接有一级涡轮盘后上封严篦齿组件和一级涡轮后篦齿组件，一级涡轮后篦齿组件远离所述一级涡轮盘的一端与二级涡轮盘连接；

3、还包括用于形成腔体首尾连接的一级涡轮导叶右支撑环、一级涡轮导叶左支撑环和导流盘，一级涡轮导叶左支撑环还与高压涡轮导叶固定连接，导流盘的下端还连接有蜂窝环，蜂窝环与一级涡轮下篦齿盘间隙配合；一级涡轮导叶左支撑环设置有多个引气孔，一级涡轮导叶右支撑环靠近一级涡轮盘的一侧设有冲击冷却孔，一级涡轮导叶右支撑环与一级涡轮盘之间形成一级涡轮盘前上气流腔，导流盘与蜂窝环之间形成一级涡轮盘下气流腔，通过冲击冷却孔的冷却气流分为流经一级涡轮盘前上气流腔的上气流和流经一级涡轮盘下气流腔的下气流，一级涡轮盘与所述下气流的方向相对应的位置设有通气孔，经过通气孔的冷却气流经过一级涡轮盘后上封严篦齿组件和一级涡轮后篦齿组件分别流出。

4、根据本申请实施例的一种具体实现方式，一级涡轮盘后上封严篦齿组件包括二级涡轮导叶支撑环上单篦齿和一级涡轮盘，二级涡轮导叶支撑环上单篦齿设置在二级涡轮导叶支撑环靠近一级涡轮盘的上端，二级涡轮导叶支撑环设置在二级涡轮导叶上，二级涡轮导叶支撑环上单篦齿与一级涡轮盘右端形成间隙配合，二级涡轮导叶支撑环的另一端与一级涡轮后篦齿组件间隙配合。

5、根据本申请实施例的一种具体实现方式，引气孔的轴线与一级涡轮导叶左支撑环的垂线之间设有夹角。

6、根据本申请实施例的一种具体实现方式，引气孔的轴线与一级涡轮导叶左支撑环的垂线之间的夹角的取值范围为20°-30°。

7、根据本申请实施例的一种具体实现方式，引气孔的直径为,引气孔的个数为，引气孔的面积为a1，冲击冷却孔的直径为，冲击冷却孔的个数为，冲击冷却孔的面积为a2，通气孔的直径为，通气孔的个数为，其中，，，，。

8、根据本申请实施例的一种具体实现方式，蜂窝环与一级涡轮下篦齿盘之间的间隙范围为0.07mm-0.13mm。

9、根据本申请实施例的一种具体实现方式，二级涡轮导叶支撑环与一级涡轮后篦齿组件之间的间隙范围为0.06mm-0.14mm。

10、根据本申请实施例的一种具体实现方式，通气孔的孔边设有倒圆结构。

11、有益效果：

12、本申请实施例中的涡轮盘系冷却封严结构，通过将涡轮导叶右支撑环、导叶左支撑环、导流盘、一级涡轮盘组成一级涡轮盘前封严流路，将一级涡轮盘、二级涡轮导叶支撑环上单篦齿、一级涡轮后篦齿组件、二级涡轮导叶支撑环组成一级涡轮盘后封严冷却流路；通过设置引气孔对一级涡轮盘进行冲击冷却，加强换热，在小引气流量条件下提升冷却效果；并且在涡轮盘上直接开通气孔，将一级涡轮盘前的气流引至一级涡轮盘后能有效缩短引气路径，简化流路结构，减小沿程损失和引气温升，提升以及涡轮盘后的封严冷却效果。因此，该结构可大大提升空气系统冷却封严效果，提升引气质量，有利于减小短寿命发动机尺寸、提升发动机性能。

技术特征：

1.一种涡轮盘系冷却封严结构，其特征在于，包括一级涡轮盘（7），一级涡轮盘（7）的前端连接有一级涡轮下篦齿盘（6），一级涡轮盘（7）的后端连接有一级涡轮盘后上封严篦齿组件（17）和一级涡轮后篦齿组件（12），一级涡轮后篦齿组件（12）远离所述一级涡轮盘（7）的一端与二级涡轮盘（16）连接；

2.根据权利要求1所述的涡轮盘系冷却封严结构，其特征在于，一级涡轮盘后上封严篦齿组件（17）包括二级涡轮导叶支撑环（10）和二级涡轮导叶支撑环上单篦齿（11），二级涡轮导叶支撑环上单篦齿（11）设置在二级涡轮导叶支撑环（10）靠近一级涡轮盘（7）的上端，二级涡轮导叶支撑环（10）设置在二级涡轮导叶上，二级涡轮导叶支撑环（10）上端的二级涡轮导叶支撑环上单篦齿（11）与一级涡轮盘右端形成间隙配合，二级涡轮导叶支撑环（10）的另一端与一级涡轮后篦齿组件（12）间隙配合。

3.根据权利要求1所述的涡轮盘系冷却封严结构，其特征在于，引气孔（3）的轴线与一级涡轮导叶左支撑环（2）的垂线之间设有夹角。

4.根据权利要求3所述的涡轮盘系冷却封严结构，其特征在于，引气孔（3）的轴线与一级涡轮导叶左支撑环（2）的垂线之间的夹角的取值范围为20°-30°。

5.根据权利要求1所述的涡轮盘系冷却封严结构，其特征在于，引气孔（3）的直径为,引气孔（3）的个数为，引气孔（3）的面积为a1，冲击冷却孔（9）的直径为，冲击冷却孔（9）的个数为，冲击冷却孔（9）的面积为a2，通气孔（8）的直径为，通气孔（8）的个数为，其中，，，，。

6.根据权利要求1所述的涡轮盘系冷却封严结构，其特征在于，蜂窝环（5）与一级涡轮下篦齿盘（6）之间的间隙范围为0.07mm-0.13mm。

7.根据权利要求1所述的涡轮盘系冷却封严结构，其特征在于，二级涡轮导叶支撑环（10）与一级涡轮后篦齿组件（12）之间的间隙范围为0.06mm-0.14mm。

8.根据权利要求1所述的涡轮盘系冷却封严结构，其特征在于，通气孔（8）的孔边设有倒圆结构。

技术总结本申请提供了一种涡轮盘系冷却封严结构，属于航空发动机技术领域，包括一级涡轮盘，以及与其连接的一级涡轮下篦齿盘、一级涡轮盘后上封严篦齿组件和一级涡轮后篦齿组件，一级涡轮后篦齿组件远离所述一级涡轮盘的一端与二级涡轮盘连接；还包括首尾连接的一级涡轮导叶右支撑环、一级涡轮导叶左支撑环和导流盘，导流盘的下端还连接有蜂窝环，蜂窝环与一级涡轮下篦齿盘间隙配合；一级涡轮导叶左支撑环设置有多个引气孔，一级涡轮导叶右支撑环靠近一级涡轮盘的一侧设有冲击冷却孔，一级涡轮盘与下气流的方向相对应的位置设有通气孔。本申请的方案，提升了空气系统冷却封严效果和引气质量，利于减小短寿命发动机尺寸、提升发动机性能。技术研发人员：邹咪,权佳,杨葵,李天禄,张虎清,李波,刘建村受保护的技术使用者：中国航发四川燃气涡轮研究院技术研发日：技术公布日：2024/6/5