专利名称：一种高性能涡轮发动机的制作方法
技术领域：
本发明涉及燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机是一种将燃料的热能转化为动能并对外持续做功的装置，广泛用于航空、航海、发电以及输出动力等领域，本说明书以航空领域的涡轮发动为主进行论述。
航空涡轮发动机分为涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮轴发动机、涡轮螺旋浆发动机，简称涡喷、涡扇、涡轴、涡浆发动机。本发明主要涉及涡轴、涡浆发动机。航空涡轮发动机现存的问题及发展趋势提高整体工作的可靠性，降低油耗和排污，延长各零部件的平均翻修寿命，优化结构，从而进一步降低制造成本和使用成本。
为了提高发动机的工作可靠性及延长其平均翻修寿命，应尽可能减少发动机的振动值，因为振动大是引起疲劳破坏的重要原因，产生振动的因素很多，其中主要是由转子不平衡所引起的，因为发动机实际工作转速大大高于平衡试验时的转速，而且转子工作时，温度高、应力大，使其产生弹塑性变形、零件互相错位，动不平衡度大幅增加，所以降低转子不平衡度是减少振动的重要措施。将发动机转子系统设计得短，刚性较大，以避免在推力、重力和陀螺力矩作用下产生的变形，降低转子不平度(上述内容参阅国防工业出版社1985年12月出版的《航空涡轮风扇发动机》第113、119、122、437、448页)。
基于上述分析，如附
图1所示，本发明改变传统发动机的结构设计出独特的结构，沿转子轴向上，省去燃烧室和涡轮所占位置，使轴长缩短了40％，显著提高转子刚性和动平衡性能，减少振动，从而提高发动机的工作可靠性，并延长其平均翻修寿命。
为了使高压涡轮效率提高并减轻重量，要采用较高的涡轮前总温和跨音速涡轮，提高涡轮前总温关键采用先进冷却技术和高温材料，因高温材料的发展应用有限，所以解决涡轮部件的冷却问题较突出(以上内容参阅国防工业出版社1985年12月出版的《航空涡轮风扇发动机》第157、158、427、448页)。
如附图1所示本发明将涡轮叶片和压气机叶片结合为一个整体，冷却涡轮的气流可以从压气机叶片直接引出，并可利用压气机叶片的正反叶面压力差，将冷却气流引回压气机，形成冷却气流的循环，以减少压气机效率损失，在此基础上可加大冷却气流量，以强化冷却效果，既延长高温部件的使用寿命，又降低涡轮出口气流的焓值；另一方面，本发明将涡轮工作腔和压气机工作腔嵌套于转轴上，压气机内的空气可充分吸收涡轮部件的热能。在转子转速和压气机进口气流温度不变的条件下，压气机内气体流量不变，根据P1·V1/T1=P2·V2/T2，空气在压气机中被压缩过程中，又吸收热量，将进一步提高气流在压气机的出口温度和增压比，从而提高气流在涡轮前的总焓值，这两方面的作用将增大燃气流在涡轮中的焓降值，提高整机效率，降低油耗。
本发明特有的结构，使空气在压气机内被压缩过程中，既吸收了动能，又吸收了热能，后者是现有涡轮发动机无法实现的，是提高整机综合效率的净增值。
现有发动的冷却气流是通过管路从压气机中引出，绕过燃烧室，流向涡轮，无法回流循环，不仅造成压气机效率下降，而且系统复杂，易出故障。此外，由于转子轴向尺寸长，为保证发动机的工作可靠性，采用多步平衡的装配工艺，周期长，制造成本高，本发明结构合理紧凑，简化了冷却系统和润滑系统，转子长度缩短后，其刚性和动平衡度显著提高，从而简化了多步平衡的工艺，降低制造成本。
综上所述，本发明与现有同类产品比较具有以下特点1．其特有的结构，既充分利用燃气能量，又强化了高温部件的冷却效果，从而提高整机效率，延长使用寿命。
2．转子轴长缩短40％，其刚性和动平衡性能显著提高，不仅提高整机的工作可靠性，而且延长各零件的平均翻修寿命。
3．整机结构合理紧凑，简化了冷却系统，润滑系统和装配调试工艺，降低了制造成本。
附图1为本发明结构的对称半剖视图。
附图2为本发明涡轮工作腔与压气机工作腔之间的气封结构局部剖视图。
现结合附图做进一步详述如附图1所示，涡轮动叶片(3)与压气机动叶片(2)通过中间隔环(4)相结合，再通过轮盘(1)与轴及轴承构成一个整体，涡轮导向叶片(5)与压气机导向叶片(7)通过中间隔环(6)相结合，并装于外机匣(7)上，外机匣(7)与转轴(10)所构成的环形腔被中间机匣(9)，动叶片隔环(4)和导向叶片隔环(6)共同分为内、外两个同心环形腔，分别构成涡轮工作腔和压气机工作腔，本发明采用折流式环形燃烧室。
本发明在应用中，可通过以下方法具体实施。
1．中间机匣和动叶片中间隔环、导向叶片中间隔环之间，均需根据气流方向采用相应的气封结构，如附图2所示。
2．为降低制造成本，涡轮叶片和压气机叶片可选用不同的材料。
3．为减小发动机径向尺寸，可采用回流式环形燃烧室。
4．为保证发动机在较宽的转速范围内有效工作，可将压气机进口处导向叶片制成可调角度的导向叶片。
5．如将附图1所示的涡轮工作腔和压气机工作腔位置对换，并将压气机进口、燃烧室位置和叶片形式做相应的变动，即可发展为涡轮风扇发动机的核心机。
本发明参阅的资料1．国防工业出版社1985年12月出版《航空涡轮风扇发动机)》2．国防工业出版社1975年10月出版[英]罗耳斯·罗伊斯公司编《喷气发动机》3．航空工业出版社1996年6月出版《世界航空发动机手册》
权利要求
本发明涉及燃气涡轮发动机，特别涉及涡轴、涡浆发动机，其特征在于1．涡轮动叶片与压气机动叶片沿径向通过中间隔环结合成一个整体，再通过轮盘与转轴相联，工作时，涡轮动叶片吸收的动能直接传递到压气机动叶片。
2．涡轮导向叶片与压气机导向叶片沿径向通过中间隔环结合成一个整体，装于外机匣。
3．外机匣与转轴所构成的环形腔被中间机匣、动叶片的中间隔环和导向叶片的中间隔环共同分为内、外两个同心的环形腔，分别构成涡轮工作腔和压气机工作腔。
全文摘要
一种高性能涡轮发动机涉及燃气涡轮发动机,应用于航空、航海、发电及输出动力等领域。本发明与现有同类产品比较具有以下特点:1.其特有的结构既充分利用涡轮内的燃气能量,又强化了高温部件的冷却效果,提高整机效率,延长使用寿命。2.转子轴长缩短40%,动平衡性能显著提高,不仅提高整机的工作可靠性,而且延长各零部件平均翻修寿命。3.整机结构合理紧凑,简化了冷却系统,润滑系统和装配调试工艺,降低制造成本。
文档编号F02C3/00GK1225414SQ9810500
公开日1999年8月11日 申请日期1998年2月2日 优先权日1998年2月2日
发明者王伟国 申请人:王伟国