和整流叶栅一体化连接的涡轮后承力机匣制造技术

涡轮后承力机匣和整流叶栅一体化的连接结构，它的涡轮后承力机匣部分外形与常规涡轮后承力机匣相同。其差异和特征在于：它是在常规涡轮后承力机匣的外环、内环和支板之间添加了整流叶片结构，其中叶片结构包括；叶片上缘板、叶片、叶片流道板、叶片下缘板和叶片下缘板前端挡板。叶片上缘板通过径向螺钉固定于承力机匣外环上，叶片下缘板后端通过特殊的径向螺栓轴向和周向定位于承力机匣内环后端凸缘上；叶片流道板、叶片、叶片上缘板和承力支板之间形成气流通道。本发明专利技术在不大幅改变涡轮后承力机匣结构、不影响后承力机匣强度、变形协调和支撑刚度的前提下，实现涡轮后承力机匣和整流叶栅一体化。

【技术实现步骤摘要】
和整流叶栅一体化连接的涡轮后承力机匣
本专利技术涉及一种涡轮后承力机匣和整流叶栅一体化的连接结构，属于航空推进

技术介绍
在目前先进的航空燃气涡轮发动机上，通常在涡轮和尾喷管之间安装加力燃烧室，进行复燃加力，在发动机到达推力最大状态后继续增加推力。而低压涡轮出口气流通常不能满足加力燃烧室对于低压涡轮出口气流角的要求，所以在低压涡轮转子和加力燃烧室之间需要加装整流叶片，对气流进行整流。上述这种设计将导致后承力机匣必须向后移动来安装额外的出口整流叶片，从而使转子轴向长度增加，轴承支承跨度加大。相应的会增加涡轮部件数量，导致发动机重量增加，不利于提高发动机推重比。美国普惠公司在设计PW4000型发动机时，将后承力机匣(如图1所示)中的承力支板截面设计成叶型，承力支板可直接穿过燃气流，即利用承力支板进行整流。但这种支板做成叶型的形式有较多缺陷，比如后承力机匣的支承刚度要求限制了承力支板的数目，但是在气动方面又需要有足够多的叶片数来达到良好的整流效果。
技术实现思路
为了克服现有技术的上述问题，本专利技术提供了一种涡轮后承力机匣和整流叶栅一体化连接结构，该结构在不明显改变涡轮后承力机匣应力、变形和支承刚度的情况下，能够将整流叶栅结构与后承力机匣进行连接定位。在根据本专利技术的后承力机匣和整流叶栅一体化方案中，将涡轮后承力机匣和涡轮末级整流导叶设计成一体化的结构，这样不仅能满足加力燃烧室对于低压涡轮出口气流角的要求，还可以达到缩短低压转子的轴向长度、减轻重量和减少零件数量的目的，从而提高发动机推重比。与传统整流叶栅结构不同地，根据本专利技术的一个方面，针对一体化结构中叶片需要周向离散地分布于后承力机匣各个支板之间，以及避免整流叶栅结构对后承力机匣强度和径向刚度产生过大影响的要求，采用了叶片上缘固定，下缘只沿轴向和周向固定的“悬臂式”叶片固定结构。本专利技术与现有技术相比的优点在于：(1)添加了整流叶栅结构，而不对原后承力机匣强度和支承刚度有明显影响；(2)添加了整流叶栅结构，而不影响原始后承力机匣的变形协调；(3)添加了整流叶栅结构，而不需要大幅修改原始后承力机匣结构；(4)降低了涡轮部件的重量，缩短了涡轮转子的轴向长度，提高了推重比，改善了整台航空发动机的性能。根据本专利技术的一个方面，提供了一种具有和整流叶栅的一体化连接结构的涡轮后承力机匣，其特征在于包括：后承力机匣外环；后承力机匣内环；承力支板；沿周向离散地安装在各个承力支板之间以及外环和内环之间的整流叶片结构。附图说明图1为普惠公司PW4000发动机后承力机匣；图2为根据本专利技术的一个实施例的一体化结构沿叶片剖面图；图3为根据本专利技术的一个实施例的一体化结构三维示意图(1/N模型，N为承力支板数)；图4A和图4B为根据本专利技术的一个实施例的径向螺栓结构及装配示意图。图中标号说明：1—径向螺钉；2—后承力机匣外环；3—叶片上缘板；4—叶片；5—叶片流道板；6—叶片下缘板；7—径向螺栓；8—后承力机匣内环后端凸缘；9—后承力机匣内环；10—叶片下缘板前挡板；11—后承力机匣承力支板；12—自锁螺母；13—径向螺栓圆柱部；14—径向螺栓圆柱部底面；15—径向螺栓螺纹部。具体实施方式本专利技术提供了一种涡轮后承力机匣和整流叶栅一体化连接结构，下面结合附图和具体实施方式对本专利技术作进一步的说明。如图2和图3所示，在根据本专利技术的一个实施例的涡轮后承力机匣和整流叶栅一体化连接结构中，除了现有的涡轮后承力机匣结构所包括的后承力机匣外环2、后承力机匣内环9和承力支板11之外，将叶片4沿周向离散地安装在各个承力支板11之间，叶栅结构包括叶片上缘板3、叶片4、叶片流道5和叶片下缘板6。分别在叶片上缘板3处开螺纹孔、后承力机匣外环2对应位置处开通孔，使用径向螺钉1将叶片上缘板3完全连接固定于后承力机匣外环2上；在叶片下缘板6前段设置挡板结构10，并做成整体，限制叶片4的下端在气动力作用下的轴向位移；在后承力机匣内环9的后端设置凸缘8，使用一种特殊的径向螺栓结构将叶片下缘板6后端和凸缘8进行连接。如图4A和图4B所示的，是上述径向螺栓结构及其装配示意图；其中，分别在叶片下缘板6后端和后承力机匣内环后端凸缘8的对应位置开通孔，其中下缘板6上的通孔孔径R1大于凸缘8上的通孔孔径R2。径向螺栓7按照如下方法进行加工制作：与普通螺栓不同地，螺栓7(见图4B)包括上端的圆柱部13和下端的螺纹部15，且圆柱部13的直径D1大于螺纹部15的大径D2，直径关系满足R1>D1>R2>D2。装配安装时，将叶片下缘板6的通孔和后承力机匣9的内环后端凸缘8上的通孔对齐后，把该螺栓7沿径向由上至下穿过，根据直径关系R1>D1>R2>D2，螺栓圆柱部13将不能穿过凸缘8上的通孔。使用自锁螺母12进行装配，利用螺栓圆柱部底面14和自锁螺母12将螺栓7固定在承力机匣凸缘8上。这种螺栓结构只约束了叶片下缘板6的轴向和周向位移，但叶片下缘板6可沿螺栓7的中心线，即涡轮后承力机匣的某径向线自由活动。本专利技术人进行了后承力机匣的强度计算，计算了后承力机匣在涡轮后高温燃气热负荷下的强度和变形。其中，利用了ANSYS有限元分析软件，采用1/N(N为承力支板数)的周期循环对称模型，首先通过添加后承力机匣和叶片表面沿径向不同区域的对流换热系数计算模拟其工作温度场，之后采用热固耦合的方式，以该温度场作为模型的温度边界条件，并在后承力机匣外环前端面上添加轴向约束作为位移边界条件。其中叶片与后承力机匣间的相对约束根据专利技术中所介绍的方式添加，叶片上缘板相对后承力机匣外环添加全约束，下缘板后端相对后承力机匣添加轴向和周向约束，以此来模拟径向螺钉和径向螺栓的固定作用。对后承力机匣进行强度计算分析。对原始的后承力机匣强度计算表明，由于承力支板处的温度明显高于内外环，热膨胀量不同导致热变形不协调是主要的应力产生原因。在本本专利技术的结构中，对整流叶栅采用悬臂的设计，可最大限度地减小由于叶栅材料的热膨胀系数不同于同温度下后承力机匣材料的热膨胀系数而导致进一步的热变形不协调问题，故而不会引起应力进一步增大。本专利技术进行的强度计算表明，采用本专利技术的一体化连接定位方式，一体化结构的最大径向应力相对于后承力机匣几乎没有改变，最大径向应力增加了4.25％。在本专利技术人对后承力机匣的支承刚度计算中，主要考察后承力机匣处于轴承载荷作用下的变形，通过计算后承力机匣内外环径向对应位置的径向位移差来计算其支承刚度。其中，采用全模型，叶片和后承力机匣之间的相对约束同强度计算。在后承力机匣外环前端面添加轴向约束，外环前端面正上方一点添加轴向约束，并在后承力机匣内环下半圆环添加正弦分布的单位力以模拟轴承载荷。结果显示，采用本专利技术的一体化连接结构，支承刚度在周向各个位置平均增加了1.545％。由于只在承力机匣外环和叶片上缘板处采用径向固连，而在承力机匣内环和叶片下缘板处只限制轴向和周向位移，所以在加入整流叶栅后，整体结构的支承径向刚度基本不变。以上所述，仅为本专利技术部分具体实施方式，但本专利技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本领域的人员在本专利技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本专利技术的保护范围之内。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种具有和整流叶栅的一体化连接结构的涡轮后承力机匣，其特征在于包括：后承力机匣外环(2)；后承力机匣内环(9)；承力支板(11)；沿周向离散地安装在各个承力支板(11)之间以及外环(2)和内环(9)之间的整流叶片结构。

【技术特征摘要】
1.一种具有和整流叶栅的一体化连接结构的涡轮后承力机匣，其特征在于包括：后承力机匣外环(2)；后承力机匣内环(9)；承力支板(11)；沿周向离散地安装在各个承力支板(11)之间以及外环(2)和内环(9)之间的整流叶片结构，其中：所述整流叶片结构包括叶片上缘板(3)、叶片(4)、叶片流道板(5)、叶片下缘板(6)和叶片下缘板前端挡板(10)；所述涡轮后承力机匣具有叶栅结构，该叶栅结构包括叶片上缘板(3)、叶片(4)、叶片流道板(5)和叶片下缘板(6)。2.根据权利要求1所述的涡轮后承力机匣，其特征在于：叶片下缘板(6)的后端通过径向螺栓(7)沿着涡轮后承力机匣的轴向和周向定位于承力机匣内环(9)的后端凸缘(8)上；叶片流道板(5)、叶片(4)、叶片上缘板(3)和承力支板(11)之间形成气流通道。3.根据权利要求2所述的涡轮后承力机匣，其特征在于：叶片上缘板(3)通过径向螺钉(1)固定于承力机匣外环(2)上，且径向螺栓(7)只进行轴向和周向的定位。4.根据权利要求2所述的涡轮...

【专利技术属性】
技术研发人员：胡文通，申秀丽，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11