涡轮盘温度控制结构及航空发动机的制作方法

本发明涉及航空发动机，特别地，涉及一种涡轮盘温度控制结构。此外，本发明还涉及一种包括上述涡轮盘温度控制结构的航空发动机。

背景技术：

1、涡轮是航空发动机及辅助动力装置的核心部件之一，其作用是将高温高压燃气的能量转变为动能和机械能。涡轮主要包括涡轮转子、涡轮静子、轴承和密封装置，涡轮转子包括涡轮叶片、涡轮盘和涡轮轴，高温高压燃气在涡轮叶片中膨胀、转向和加速，以将燃气的热能和压力势能转换成动能并驱动涡轮盘旋转，涡轮盘带动涡轮轴转动以向其他机械设备输送机械能，涡轮转子是涡轮的核心旋转部件，其寿命水平对航空发动机的研制有着至关重要的作用。

2、涡轮盘在涡轮转子中起到了支撑与固定涡轮叶片、传递扭矩、分散应力和热传递和冷却等重要作用，其时涡轮转子中不可或缺的组成部分，因此，涡轮盘的寿命是限制航空发动机使用寿命的关键指标之一，目前，航空发动机的空气系统设计中通常会有二股气流冷却涡轮盘，以控制涡轮盘温度处于合适区间内，来保证涡轮盘的使用寿命，涡轮转子一般采用挡板结构来阻隔高温燃气，并对二股气流进行导向和引流，二股气流流经涡轮盘和挡板结构构成的狭窄通道，冷却降低涡轮盘和挡板结构的温度，最终二股气流流经冷却榫头榫槽并进入涡轮叶片中冷却叶身结构。

3、如中国发明专利cn116906184a公开的一种航空发动机空气系统的叶栅型径向可调预旋系统，能够通过调节可调预旋喷嘴导叶的偏转角度来改变节流面积，实现冷却气引气量的调节，保证发动机热端部件满足许用温度要求，并尽量节省冷却气，兼顾发动机性能与安全性；调节过程中进气角度基本不变，且调节时气流流动方向相对固定，进气损失小；采用径向预旋，减少泄漏量，避免预旋气的浪费，提高了空气系统的稳定性；预旋腔两侧的封严篦齿提高了空气系统的稳定性。

4、然而，涡轮转子中采用挡板结构会存在以下问题：1、挡板结构为与涡轮盘同步旋转的高速旋转件，相对于涡轮盘更轻更薄，却需要具有与涡轮盘相应的使用寿命，设计难度大，制造成本高；2、挡板结构相对复杂，涡轮内需要有足够的空间来安装挡板结构，导致涡轮的结构尺寸大，增加了航空发动机的重量，不适用于中小型航空发动机；3、由于涡轮转子上会采用螺栓与轴或其他转子连接，导致涡轮盘上有安装凸台、螺栓头等结构，使得涡轮盘的表面轮廓相对复杂，但挡板结构通常为刚性承力结构，需要保证一定的刚度，在避免承压时产生波动，无法与涡轮盘形成紧凑的狭窄空间来有效控制冷却效果。

技术实现思路

1、本发明提供了一种涡轮盘温度控制结构及航空发动机，以解决现有的涡轮盘的温度控制结构设计难度大、制造成本高、不适用于中小型航空发动机，且无法有效控制冷却效果的技术问题。

2、根据本发明的一个方面，提供一种涡轮盘温度控制结构，包括涡轮静子、涡轮盘、封严环主体和导流环，封严环主体与涡轮静子连接并与涡轮盘围合形成进气通道，导流环布设于封严环主体上并与涡轮盘围合形成与进气通道连通的用于控制冷却效果进而控制涡轮盘的温度梯度的异形引流空间，导流环的径向截面为多段弯折布设并与涡轮盘的表面轮廓相匹配的自由曲线。

3、作为上述技术方案的进一步改进：

4、进一步地，导流环的轴向厚度为0.5mm-1.5mm。

5、进一步地，异形引流空间的轴向间隙为6mm-15mm。

6、进一步地，封严环主体包括第一封严环、第二封严环、第一封严环和第二封严环围合形成的第一冷却孔以及开设于第二封严环内并与第一冷却孔连通的第二冷却孔，第一冷却孔的输入端与进气通道连通，第二冷却孔的输出端与涡轮盘榫槽相对布设。

7、进一步地，第一冷却孔和第二冷却孔连通形成的管道呈拉法尔喷管状布设。

8、进一步地，第一冷却孔沿周向间隔排布有多排，第二冷却孔和第二冷却孔一一对应布设。

9、进一步地，第一封严环上设有第一连接部，第二封严环上设有第二连接部，封严环主体还包括穿设于第一连接部和第二连接部以与涡轮静子连接的连接螺栓以及套设于连接螺栓上的锁紧螺母。

10、进一步地，第二连接部朝向涡轮盘的端部上布设有用于与涡轮静子和涡轮叶片构成鸟嘴搭接结构以抑制燃气入侵的搭接部。

11、进一步地，涡轮盘包括布设于进气通道内的封严篦齿，封严环主体包括布设于进气通道的侧壁上并与封严篦齿构成封严结构的耐磨涂层。

12、根据本发明的另一方面，还提供了一种航空发动机，其包括上述的涡轮盘温度控制结构。

13、本发明具有以下有益效果：

14、本发明的涡轮盘温度控制结构，在封严环主体与涡轮静子连接后，封严环主体与涡轮盘围合形成二股气流进入的进气通道，并通过封严环主体阻隔燃气与涡轮盘直接接触，然后通过封严环主体上的导流环与涡轮盘围合形成与进气通道连通的用于控制二股气流对涡轮盘的冷却效果，进而控制涡轮盘的温度梯度的异形引流空间，且由于导流环的径向截面为多段弯折布设并与涡轮盘的表面轮廓相匹配的自由曲线，使得异形引流空间紧凑狭窄，冷却效果好，本方案通过封严环主体和导流片配合实现二股气流的导向引流，相对于现有技术，封严环主体和导流片均无需跟随涡轮盘旋转，大大降低了设计难度和制造难度，结构简单，尺寸紧凑，占用空间小，适用于中小型航空发动机中，导流片无需承担作用力，形状可根据需求自适应设置，进而可与涡轮盘围合形成紧凑狭窄的异形引流空间来有效控制冷却效果，进而有效控制涡轮盘的温度梯度，改善涡轮盘的应力分布，提高涡轮盘的使用寿命，实用性强，适于广泛推广和应用。

15、除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。

技术特征：

1.一种涡轮盘温度控制结构，其特征在于，包括涡轮静子(100)、涡轮盘(200)、封严环主体(300)和导流环(400)，封严环主体(300)与涡轮静子(100)连接并与涡轮盘(200)围合形成进气通道(500)，导流环(400)布设于封严环主体(300)上并与涡轮盘(200)围合形成与进气通道(500)连通的用于控制冷却效果进而控制涡轮盘(200)的温度梯度的异形引流空间(600)，导流环(400)的径向截面为多段弯折布设并与涡轮盘(200)的表面轮廓相匹配的自由曲线。

2.根据权利要求1所述的涡轮盘温度控制结构，其特征在于，导流环(400)的轴向厚度为0.5mm-1.5mm。

3.根据权利要求1所述的涡轮盘温度控制结构，其特征在于，异形引流空间(600)的轴向间隙为6mm-15mm。

4.根据权利要求1-3中任意一项所述的涡轮盘温度控制结构，其特征在于，封严环主体(300)包括第一封严环(310)、第二封严环(320)、第一封严环(310)和第二封严环(320)围合形成的第一冷却孔(330)以及开设于第二封严环(320)内并与第一冷却孔(330)连通的第二冷却孔(340)，第一冷却孔(330)的输入端与进气通道(500)连通，第二冷却孔(340)的输出端与涡轮盘(200)榫槽相对布设。

5.根据权利要求4所述的涡轮盘温度控制结构，其特征在于，第一冷却孔(330)和第二冷却孔(340)连通形成的管道呈拉法尔喷管状布设。

6.根据权利要求4所述的涡轮盘温度控制结构，其特征在于，第一冷却孔(330)沿周向间隔排布有多排，第二冷却孔(340)和第二冷却孔(340)一一对应布设。

7.根据权利要求4所述的涡轮盘温度控制结构，其特征在于，第一封严环(310)上设有第一连接部(311)，第二封严环(320)上设有第二连接部(321)，封严环主体(300)还包括穿设于第一连接部(311)和第二连接部(321)以与涡轮静子(100)连接的连接螺栓(360)以及套设于连接螺栓(360)上的锁紧螺母。

8.根据权利要求7所述的涡轮盘温度控制结构，其特征在于，第二连接部(321)朝向涡轮盘(200)的端部上布设有用于与涡轮静子(100)和涡轮叶片构成鸟嘴搭接结构以抑制燃气入侵的搭接部(323)。

9.根据权利要求1-3中任意一项所述的涡轮盘温度控制结构，其特征在于，涡轮盘(200)包括布设于进气通道(500)内的封严篦齿(210)，封严环主体(300)包括布设于进气通道(500)的侧壁上并与封严篦齿(210)构成封严结构的耐磨涂层(350)。

10.一种航空发动机，其特征在于，包括权利要求1-9中任意一项所述的涡轮盘温度控制结构。

技术总结本发明公开了一种涡轮盘温度控制结构及航空发动机，包括涡轮静子、涡轮盘、封严环主体和导流环，封严环主体与涡轮静子连接并与涡轮盘围合形成进气通道，导流环布设于封严环主体上并与涡轮盘围合形成与进气通道连通的用于控制冷却效果进而控制涡轮盘的温度梯度的异形引流空间，导流环的径向截面为多段弯折布设并与涡轮盘的表面轮廓相匹配的自由曲线，封严环主体和导流片均无需跟随涡轮盘旋转，大大降低了设计难度和制造难度，结构简单，尺寸紧凑，占用空间小，适用于中小型航空发动机中，导流片无需承担作用力，通过紧凑狭窄的异形引流空间来有效控制冷却效果，进而有效控制涡轮盘的温度梯度，改善涡轮盘的应力分布，提高涡轮盘的使用寿命。技术研发人员：甘明瑜,胡颂军,赵段冰,杨卫华,李天雄,卢聪明,薛君受保护的技术使用者：中国航发湖南动力机械研究所技术研发日：技术公布日：2024/10/10