利用排气引射调节涡轮盘轴向力的结构及航空发动机

技术领域

本发明涉及航空发动机空气系统技术领域，具体涉及一种利用排气引射调节涡轮盘轴向力的结构及航空发动机。

背景技术

在航空发动机空气系统中，需要给涡轮盘腔(由涡轮转盘及静盘组成)提供二次空气，其作用包括冷却涡轮盘、封严转静盘轮缘间隙两方面。图1所示为常规的涡轮后盘腔冷却封严气路及结构，从压气机引出的低温气通过轴心通气孔3进入涡轮后盘腔5，进入涡轮后盘腔的气流首先从涡轮转盘2表面流过实现冷却转盘的作用；然后从转盘2与静盘4的涡轮轮缘转静子间隙6流出与主流混合，起到封严涡轮轮缘转静子间隙6的作用，防止主流内的高温气体通过涡轮轮缘转静子间隙6进入涡轮盘后舱引起涡轮盘超温；该结构还包括主流排气导流叶片7，与主流叶片1间隔设置。

由于航空发动机空气系统中所有转盘上的轴向载荷共同决定了转子总的轴向载荷，因此盘腔内压力大小将直接影响转子总轴向力。采用上述流路及结构布局虽然满足了涡轮盘后腔冷却及封严的需求，但也导致涡轮盘后腔压力偏高且无法根据转子总轴向力的设计需求进行调整优化(涡轮盘后腔压力与涡轮轮缘转静子间隙6处压力相当，而涡轮轮缘转静子间隙6处压力由主流叶片1决定，叶片一旦设计完成将无法再进行调整)。如何进一步优化设计涡轮盘后腔流路及结构，在满足涡轮盘后腔冷却封严需求的基础上，实现涡轮盘后腔压力的调控，对调控转子轴向力具有重要意义。

发明内容

有鉴于此，本发明公开了一种利用排气引射调节涡轮盘轴向力的结构及航空发动机，以达到调节涡轮盘后腔压力、进一步改变转子轴向力至止推轴承工作范围内的目的。

本说明书实施例提供以下技术方案：一种利用排气引射调节涡轮盘轴向力的结构，包括：涡轮盘和涡轮转子叶片，涡轮盘位于掺混腔中，涡轮转子叶片位于主流腔中，且掺混腔远离涡轮盘的一侧设置有引射孔；保护机匣，与涡轮盘间隔设置，保护机匣与涡轮盘之间形成涡轮盘后腔，且涡轮盘后腔与掺混腔连通。

进一步地，涡轮盘的内侧设置有冷却封严流道，冷却封严流道通过轴心通气孔与涡轮盘后腔连接。

进一步地，利用排气引射调节涡轮盘轴向力的结构还包括主流排气导流叶片，与涡轮转子叶片间隔设置，主流排气导流叶片由主流腔延伸至掺混腔中；保护机匣与掺混腔中的主流排气导流叶片固定连接。

进一步地，主流腔与涡轮盘后腔之间通过涡轮轮缘转静子间隙连通。

进一步地，涡轮轮缘转静子间隙与涡轮盘后腔之间形成过渡腔，过渡腔内设置有用于减少由涡轮轮缘转静子间隙进气量的篦齿密封。

进一步地，篦齿密封为直齿或者台阶齿。

进一步地，引射孔的直径范围为10至50mm。

进一步地，涡轮盘后腔的间隙范围是2至20mm。

本发明还提供了一种航空发动机，包括上述的利用排气引射调节涡轮盘轴向力的结构。

与现有技术相比，本说明书实施例采用的上述至少一个技术方案能够达到的有益效果至少包括：

通过开设引射孔，改变涡轮盘后气路，将其流出位置由涡轮轮缘相对高压处调整为排气相对低压处(排气高速引射导致)，从而在满足涡轮盘后腔冷却封严需求的基础上，大幅降低涡轮盘后压力，实现转子轴向力的有效调控。

引射孔的大小及位置可以根据轴向力的调控需求进行设计，工程实际中可进行快速的方案调整、零件加工、试验验证。

通过在涡轮盘后腔内布置紧贴轮盘的保护机匣，可以强化气流对轮盘的冷却效果。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1为现有技术中涡轮盘后流路及结构示意图；

图2为本发明采用排气引射的涡轮盘后流路及结构示意图。

图中附图标记：1、涡轮转子叶片；2、涡轮盘；3、轴心通气孔；4、尾喷管内机匣；5、涡轮盘后腔；6、涡轮轮缘转静子间隙；7、主流排气导流叶片；8、保护机匣；9、篦齿密封；10、引射孔；11、掺混腔。

具体实施方式

下面结合附图对本申请实施例进行详细描述。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

如图2所示，本发明实施例提供了一种用于航空发动机涡轮盘轴向力调控的流路及结构，包括涡轮盘2、涡轮转子叶片1和保护机匣8。涡轮盘2位于掺混腔11中，涡轮转子叶片1位于主流腔中，且掺混腔11远离涡轮盘2的一侧设置有引射孔10。保护机匣8与涡轮盘2间隔设置，保护机匣8与涡轮盘2之间形成涡轮盘后腔5，且涡轮盘后腔5与掺混腔11连通。

由于涡轮盘后腔5的压力在设置引射孔10后会大幅降低，导致涡轮轮缘转静子间隙6处的流动反向，主流的高温燃气将进入涡轮盘后腔5中，为了避免高温燃气对涡轮盘造成危害，设置保护机匣8，其作用是对涡轮盘进行包围保护，增加保护机匣8后涡轮盘后腔5变为紧邻涡轮盘的小腔，腔内充满从轴心通气孔3来的引自压气机的冷却封严气，这股气流冷却涡轮盘后将与从涡轮轮缘转静子间隙6处来的主流高温燃气掺混，并从引射孔10再次汇入主流。

优选地，引射孔10设置在尾喷管内机匣4的中心处，由于主流在此处流速很高，静压很低，从轴心通气孔3进入涡轮盘后腔的冷却封严气流将不再从涡轮轮缘转静子间隙6处流出，而从引射孔10流出。

优选地，保护机匣8可根据涡轮盘表面形状进行优化设计，在保证热态不碰磨的前提下缩小盘与机匣的距离可进一步加强冷却封严气对涡轮盘的冷却效果。

涡轮盘2的内侧设置有冷却封严流道，冷却封严流道通过轴心通气孔3与涡轮盘后腔5连接。利用通过轴心通气孔3的冷却封严气流使得涡轮盘后腔5得到冷却。

利用排气引射调节涡轮盘轴向力的结构还包括主流排气导流叶片7，与涡轮转子叶片1间隔设置，主流排气导流叶片7由主流腔延伸至掺混腔11中；保护机匣8与掺混腔11中的主流排气导流叶片7固定连接。

将主流排气导流叶片7向内延长，保护机匣8通过焊接与其连接。

主流腔与涡轮盘后腔5之间通过涡轮轮缘转静子间隙6连通。

进一步地，涡轮轮缘转静子间隙6与涡轮盘后腔5之间形成过渡腔，由于从涡轮轮缘转静子间隙6处进入掺混腔11的主流气流将从引射孔10再次汇入主流，这股气流从主流的引出、与冷却封严气流的掺混以及再汇入主流均会存在较大的不可逆损失，造成发动机推力降低，为了减少这一不利影响，在涡轮盘高半径处设置篦齿密封9，减少该股气流的流量。采用该种流路布局时在涡轮盘后高半径处布置封严结构目的是减少非必要漏气，减少引射对发动机性能的影响。

优选地，篦齿密封9可采用结构简单的直齿，也可采用封严效果更好的台阶齿。并且可以通过增加齿糟数目和缩小间隙减少泄露以达到更好的封严效果。

可选择的，引射孔10的直径范围为10至50mm。引射孔10的轴向位置以及孔径大小可根据涡轮盘后腔需要达到的压力来进行设计。

可选择的，涡轮盘后腔5的间隙范围是2至20mm。

本发明实施例还提供了一种航空发动机，包括上述的利用排气引射调节涡轮盘轴向力的结构。

以上所述，仅为本发明的具体实施例，不能以其限定发明实施的范围，所以其等同组件的置换，或依本发明专利保护范围所作的等同变化与修饰，都应仍属于本专利涵盖的范畴。另外，本发明中的技术特征与技术特征之间、技术特征与技术方案之间、技术方案与技术方案之间均可以自由组合使用。