一种航空发动机涡轮盘心温度场调节装置的制作方法

本申请涉及航空发动机，尤其涉及一种航空发动机涡轮盘心温度场调节装置。

背景技术：

1、航空发动机工作环境特征为高温高压高转速，涡轮转子部件承载着巨大的气动载荷、离心载荷和热载荷。在发动机工作过程中，主流道高温燃气不断冲刷涡轮盘缘，使涡轮盘缘的温度水平居高不下，而发动机内部的涡轮盘辐和盘心一般由发动机内流引气系统进行冷却均温，以保证整个涡轮盘的温度场均匀过渡，减少复杂循环载荷和环境变化共同作用下的结构失效，保证涡轮盘的强度设计，增加涡轮盘使用寿命。高压涡轮盘作为航空发动机中用于安装并固定叶片的连接部件，是发动机中传递功率的关键旋转部件，影响涡轮盘强度设计的因素之一是其径向温度场梯度，涡轮盘径向温度场梯度过大会增加盘的径向热应力，影响轮盘的结构强度和使用寿命。发动机设计中一般采取调整内流引气量的方式调整涡轮盘的径向温度梯度，随着涡轮前温度水平的不断提升和新材料的应用，涡轮盘缘的温度随之越来越高，使得涡轮盘缘与盘心之间的温差越来越大，即涡轮盘径向温度梯度增加。这给涡轮盘的结构强度设计带来了一定挑战，需要调整涡轮盘心的温度避免涡轮盘径向温度梯度的增大，同时也要保证涡轮盘心与盘辐的冷却与均温。同时，发动机的高压转子与低压转子轴径向位置接近，调整高压转子盘心工作环境的同时应尽量避免影响到低压转子的工作环境，因此相对传统的高低压转子盘心采用同一股气流调整温度场，空气系统的设计方案有进一步提升优化的空间。

2、为了更加精细的调整涡轮盘径向温度场，同时避免影响低压转子轴的工作环境，可以优化涡轮盘均温空气系统和涡轮结构的设计方案，使发动机涡轮盘心温度满足强度设计。

技术实现思路

1、有鉴于此，本申请实施例提供一种航空发动机涡轮盘心温度场调节装置，在高压涡轮盘心位置设置涡轮盘心均温隔套，能够更精细的调整包裹发动机涡轮盘盘心位置的流体参数，使发动机涡轮盘盘心处于合适的工作环境，进而调整涡轮盘的径向温度场梯度，更好的满足发动机强度设计准则。

2、本申请实施例提供一种航空发动机涡轮盘心温度场调节装置，包括压气机后轴颈、涡轮盘、涡轮前轴颈和涡轮后轴颈，还包括：用于对压气机引气的内流引气管、用于密封内流引气管、压气机后轴颈和涡轮前轴颈的涡轮前轴颈外围隔套以及设置于低压转子轴与涡轮盘盘心之间的盘心均温隔套，盘心均温隔套的一端与压气机后轴颈密封配合连接，盘心均温隔套的另一端与涡轮盘和涡轮后轴颈固定连接，盘心均温隔套设置为筒状结构；涡轮前轴颈上设有用于气流通过的均匀分布的引气孔。

3、根据本申请实施例的一种具体实现方式，盘心均温隔套沿周向设有凸起的加强筋。

4、根据本申请实施例的一种具体实现方式，加强筋设位于与涡轮盘盘心相对应的位置，加强筋凸起的高度小于盘心均温隔套与涡轮盘盘心之间的距离。

5、根据本申请实施例的一种具体实现方式，加强筋上设有通气槽，通气槽沿气流方向开口设置。

6、根据本申请实施例的一种具体实现方式，加强筋上设有通气槽，通气槽开口方向的轴线与气流方向之间设有预设偏转角度。

7、根据本申请实施例的一种具体实现方式，加强筋设有多个，相邻两个加强筋上的通气槽的偏转方向相反。

8、根据本申请实施例的一种具体实现方式，盘心均温隔套与压气机后轴颈密封配合连接的一端设有密封组件。

9、根据本申请实施例的一种具体实现方式，密封组件包括密封槽和设置在密封槽内的密封环。

10、根据本申请实施例的一种具体实现方式，盘心均温隔套与涡轮盘和涡轮后轴颈连接的一端设有垂直于盘心均温隔套的轴线的圆盘结构，圆盘结构位于涡轮盘和涡轮后轴颈之间。

11、根据本申请实施例的一种具体实现方式，圆盘结构的边缘设有螺栓孔。

12、有益效果：

13、本申请实施例中的航空发动机涡轮盘心温度场调节装置，通过增加内流引气管的方式，从压气机中后级位置引出温度与压力合适的气流，进入涡轮前轴颈与涡轮前轴颈外围隔套所形成的内腔，并在该内腔与来自涡轮盘前用于冷却和均温盘辐的气流混合，通过在涡轮盘前轴颈上设置均匀分布的引气孔，混合后的部分气流进入涡轮盘心，对盘心温度进行调整，其余部分沿压气机后轴颈排入压气机后端内腔；通过设置涡轮盘心均温隔套，分隔高低压转子之间的空气系统流路，使高低压转子处于不同的流体环境，均温高压涡轮盘心温度的同时不影响低压转子轴的冷却，提高了涡轮盘和低压转子轴的冷却效率。

技术特征：

1.一种航空发动机涡轮盘心温度场调节装置，包括压气机后轴颈(4)、涡轮盘(2)、涡轮前轴颈(6)和涡轮后轴颈(7)，其特征在于，还包括：用于对压气机引气的内流引气管(1)、用于密封内流引气管(1)、压气机后轴颈(4)和涡轮前轴颈(6)的涡轮前轴颈外围隔套(3)以及设置于低压转子轴(8)与涡轮盘盘心之间的盘心均温隔套(5)，盘心均温隔套(5)的一端与压气机后轴颈(4)密封配合连接，盘心均温隔套(5)的另一端与涡轮盘(2)和涡轮后轴颈(7)固定连接，盘心均温隔套(5)设置为筒状结构；涡轮前轴颈(6)上设有用于气流通过的均匀分布的引气孔。

2.根据权利要求1的航空发动机涡轮盘心温度场调节装置，其特征在于，盘心均温隔套(5)沿周向设有凸起的加强筋。

3.根据权利要求2的航空发动机涡轮盘心温度场调节装置，其特征在于，加强筋设位于与涡轮盘盘心相对应的位置，加强筋凸起的高度小于盘心均温隔套(5)与涡轮盘盘心之间的距离。

4.根据权利要求3的航空发动机涡轮盘心温度场调节装置，其特征在于，加强筋上设有通气槽(52)，通气槽(52)沿气流方向开口设置。

5.根据权利要求3的航空发动机涡轮盘心温度场调节装置，其特征在于，加强筋上设有通气槽(52)，通气槽(52)开口方向的轴线与气流方向之间设有预设偏转角度。

6.根据权利要求5的航空发动机涡轮盘心温度场调节装置，其特征在于，加强筋设有多个，相邻两个加强筋上的通气槽(52)的偏转方向相反。

7.根据权利要求1的航空发动机涡轮盘心温度场调节装置，其特征在于，盘心均温隔套(5)与压气机后轴颈(4)密封配合连接的一端设有密封组件。

8.根据权利要求7的航空发动机涡轮盘心温度场调节装置，其特征在于，密封组件包括密封槽(51)和设置在密封槽(51)内的密封环。

9.根据权利要求1的航空发动机涡轮盘心温度场调节装置，其特征在于，盘心均温隔套(5)与涡轮盘(2)和涡轮后轴颈(7)连接的一端设有垂直于盘心均温隔套(5)的轴线的圆盘结构，圆盘结构位于涡轮盘(2)和涡轮后轴颈(7)之间。

10.根据权利要求9的航空发动机涡轮盘心温度场调节装置，其特征在于，圆盘结构的边缘设有螺栓孔(53)。

技术总结本申请提供了一种航空发动机涡轮盘心温度场调节装置，属于航空发动机技术领域，具体包括压气机后轴颈、涡轮盘、涡轮前轴颈和涡轮后轴颈，在上述航空发动机典型结构的基础上增加了盘心均温隔套，还包括：用于对压气机引气的内流引气管、用于密封内流引气管和涡轮前轴颈的涡轮前轴颈外围隔套以及设置于低压转子轴与涡轮盘盘心之间的盘心均温隔套，盘心均温隔套的一端与压气机后轴颈密封配合连接，盘心均温隔套的另一端与涡轮盘和涡轮后轴颈固定连接，盘心均温隔套设置为筒状结构。通过本申请的处理方案，提高了涡轮盘和低压转子轴的温度调节效果。技术研发人员：程荣辉,马建栋,张少平,郭文,呼艳丽,邹咪,徐连强,苏长明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：2024/8/5