涡轮导向器装配结构及其设计方法、航空发动机与流程

1.本发明涉及航空发动机技术领域，特别地，涉及一种涡轮导向器装配结构、涡轮导向器装配结构的设计方法，以及采用所述涡轮导向器装配结构的航空发动机。


背景技术：

2.在航空发动机中，涡轮导向器安装在发动机转子的前端，作为由内、外环及一组导向叶片组成的环形静止叶栅，在高温燃气通过导向叶片的收敛流道时，将燃气部分热能转变为动能并满足工作叶片所要求的进口气流方向。
3.目前，为了方便装配，通常将涡轮导向器与工作叶片的叶尖封严环设计为一体铸造结构，然后在导向器的上缘板周向设计若干螺栓孔或者销钉孔，并在机匣上设计相对应的安装座，通过螺栓或者销钉将导向器安装在安装座上，实现导向器的定心与周向防转。然而，由于需要在导向器上开设若干螺栓孔或者销钉孔，并需要在机匣上设置相对应的安装座，无疑提高了导向器的铸造及机加工的难度，提高了发动机机匣或导向器的重量，不利于航空发动机的减重设计。其次，该装配结构还对螺栓孔或销钉孔的位置度要求极高，导向器在安装时容易因为孔位对齐问题而憋住，导致发生角度倾斜，还容易引起应力集中，不利于应力释放，在高温环境下容易因膨胀而产生裂纹。


技术实现要素：

4.本发明首要提供一种涡轮导向器装配结构，以解决现有涡轮导向器装配结构加工难度高、装配不便且容易引起应力集中的技术问题。
5.本发明还提供一种涡轮导向器装配结构的设计方法，用于设计上述涡轮导向器装配结构。
6.本发明还提供一种航空发动机，采用上述涡轮导向器装配结构。
7.根据本发明的第一方面，提供一种涡轮导向器装配结构，包括进气机匣、排气机匣、叶尖封严环和导向器，所述进气机匣和所述排气机匣同轴连接并共同围合成内腔，所述叶尖封严环和所述导向器连接成整体并设于所述内腔中，
8.所述进气机匣朝向所述排气机匣的一端和/或所述排气机匣朝向所述进气机匣的一端开设有多个定位槽，多个定位槽沿所述内腔的周向等距排布并分别与所述内腔连通；
9.所述叶尖封严环包括与所述内腔同轴设置的安装环和沿所述安装环的周向排布于所述安装环外周上的多个定位凸台，所述安装环沿其轴向的两端分别设有第一安装部和第二安装部，所述第一安装部与所述导向器连接，所述第二安装部用于与工作叶片的叶尖上的篦齿结构密封连接，所述定位凸台设于所述第一安装部和所述第二安装部之间，所述定位凸台与所述定位槽一一对应插接配合。
10.优选地，单个定位凸台和单个定位槽共同构成一个定位组件，所述定位组件设有三个以上。
11.优选地，所述定位凸台和所述定位槽之间的配合间隙为0.05mm～0.15mm。
12.优选地，所述进气机匣和所述排气机匣中的其中一个设有限位卡槽，另一个设有沿朝向所述限位卡槽的方向延伸并插接于所述限位卡槽内的限位凸缘，所述定位槽开设于所述限位凸缘上。
13.优选地，所述第一安装部的第一端沿所述内腔的轴向与所述安装环连接，所述第一安装部的第二端沿所述内腔的径向与所述导向器连接，所述第一安装部设为圆弧形结构，以使所述第一安装部的第一端和第二端之间通过圆弧形结构进行过渡。
14.更优地，所述圆弧形结构的圆心角等于或大于180度。
15.更优地，所述导向器的外环设有止口结构，所述第一安装部的第二端抵靠于所述止口结构上并与所述止口结构焊接。
16.优选地，所述叶尖封严环和所述导向器的热膨胀系数不同。
17.根据本发明的第二方面，还提供一种涡轮导向器装配结构的设计方法，用于设计上述涡轮导向器装配结构，所述涡轮导向器装配结构的设计方法包括以下步骤：
18.所述涡轮导向器装配结构中的单个定位凸台和单个定位槽共同构成一个定位组件，所述定位组件设有三个以上，根据叶尖封严环的径向活动量的控制需求调整所述定位组件的数量，所述叶尖封严环的径向活动量采用以下公式计算：
19.当n为奇数时，
20.当n为4的倍数时，h＝(d-d)/2；
21.当n为4的倍数之外的偶数时，
22.其中，n为定位组件的数量，h为叶尖封严环的径向活动量，d定位凸台的宽度，d为定位槽的宽度。
23.根据本发明的第三方面，还提供一种航空发动机，包括上述涡轮导向器装配结构。
24.本发明具有以下有益效果：
25.本发明提供的涡轮导向器装配结构的叶尖封严环通过多个定位凸台和多个定位槽的一一对应插接配合进行安装固定，由于定位槽布设于进气机匣与排气机匣之间，能够在拼装进气机匣和排气机匣之前直接将叶尖封严环整体卡接到位，再通过进气机匣和排气机匣的相互拼接将叶尖封严环夹持固定，便可实现叶尖封严环的定心与周向防转，结构简单且安装方便快捷，其次，在多个定位凸台和多个定位槽的共同限位下，还能通过调整定位凸台和定位槽之间的配合间隙使叶尖封严环在保持定心状态的同时具备一定的膨胀活动量，使叶尖封严环可以径向伸长，不会引起应力集中现象，避免在高温环境下发生膨胀并对工作叶片等其他零件造成挤压变形，避免零件偏心或者引起转子的刮磨，从而确保航空发动机的性能稳定。
26.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。
附图说明
27.构成本技术的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
28.图1为本发明实施例提供的涡轮导向器装配结构的立体图；
29.图2为图1所示的涡轮导向器装配结构的分解图；
30.图3为图1所示的涡轮导向器装配结构的局部结构图；
31.图4为本发明另一实施例提供的涡轮导向器装配结构的局部结构图；
32.图5为本发明又一实施例提供的涡轮导向器装配结构的局部结构图；
33.图6为图1所示的涡轮导向器装配结构设有五个定位组件时的装配示意图；
34.图7为图1所示的涡轮导向器装配结构设有六个定位组件时的装配示意图；
35.图8为图1所示的涡轮导向器装配结构设有八个定位组件时的装配示意图。
36.图例说明：
37.1、进气机匣；11、限位卡槽；2、排气机匣；21、定位槽；22、限位凸缘；3、叶尖封严环；31、安装环；32、定位凸台；33、第一安装部；34、第二安装部；4、导向器；5、工作叶片；51、篦齿结构。
具体实施方式
38.以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由下述所限定和覆盖的多种不同方式实施。
39.请结合图1和图2，作为第一方面，本发明实施例提供一种涡轮导向器装配结构，包括进气机匣1、排气机匣2、叶尖封严环3和导向器4，所述进气机匣1和所述排气机匣2同轴连接并共同围合成内腔，所述叶尖封严环3和所述导向器4连接成整体并设于所述内腔中。
40.请结合图3，所述排气机匣2朝向所述进气机匣1的一端开设有多个定位槽21，多个定位槽21沿所述内腔的周向等距排布并分别与所述内腔连通。所述叶尖封严环3包括与所述内腔同轴设置的安装环31和沿所述安装环31的周向排布于所述安装环31外周上的多个定位凸台32，所述安装环31沿其轴向的两端分别设有第一安装部33和第二安装部34，所述第一安装部33与所述导向器4连接，所述第二安装部34用于与工作叶片5的叶尖上的篦齿结构51密封连接，所述定位凸台32设于所述第一安装部33和所述第二安装部34之间，所述定位凸台32与所述定位槽21一一对应插接配合。
41.应当理解的是，所述工作叶片5为航空发动机中的涡轮叶片，用于将高温高压的气流吸入燃烧器，以维持航空发动机的工作，所述工作叶片5的叶尖上预设有用于安装所述工作叶片5的所述篦齿结构51，所述第二安装部34与所述篦齿结构51相适配。
42.所述涡轮导向器装配结构的叶尖封严环3通过多个定位凸台32和多个定位槽21的一一对应插接配合进行安装固定，由于所述定位槽21布设于所述进气机匣1与所述排气机匣2之间，能够在拼装所述进气机匣1和所述排气机匣2之前直接将所述叶尖封严环3整体卡接到位，再通过所述进气机匣1和所述排气机匣2的相互拼接将所述叶尖封严环3夹持固定，便可实现所述叶尖封严环3的定心与周向防转，从而实现所述导向器4和所述工作叶片5的定位安装，结构简单且安装方便快捷。其次，在多个定位凸台32和多个定位槽21的共同限位下，还能通过调整所述定位凸台32和所述定位槽21之间的配合间隙使所述叶尖封严环3在
保持定心状态的同时具备一定的膨胀活动量，使所述叶尖封严环3可以径向伸长，不会引起应力集中现象，避免在高温环境下发生膨胀并对所述工作叶片5等其他零件造成挤压变形，避免零件偏心或者引起转子的刮磨，从而确保航空发动机的性能稳定。
43.在其他实施方式中，所述定位槽21还可开设于所述进气机匣1朝向所述排气机匣2的一端，或者在所述进气机匣1和所述排气机匣2上都设有所述定位槽21，都能够实现所述叶尖封严环3的定位安装，并可通过所述进气机匣1和所述排气机匣2的相互夹持作用实现所述叶尖封严环3的轴向限位。
44.优选地，单个定位凸台32和单个定位槽21共同构成一个定位组件，所述定位组件设有三个以上，以对所述叶尖封严环3进行至少两个方向上的定位固定，驱使所述叶尖封严环3相对所述内腔保持定心状态。当所述定位组件仅设有两个时，会导致两个定位组件分布在所述叶尖封严环3的同一直径方向上，只能对所述叶尖封严环3进行一个方向上的限位，导致所述叶尖封严环3在热膨胀变形时无法保持定心。
45.优选地，所述定位凸台32和所述定位槽21之间的配合间隙为0.05mm～0.15mm，所述配合间隙为所述定位凸台32在宽度方向上相对所述定位槽21的间隙，将所述配合间隙设置在0.05mm～0.15mm，使所述叶尖封严环3和导向器4的径向位移限制在很小的范围内，并具备一定的活动量，能够在受热膨胀时沿径向伸长释放应力。当所述配合间隙小于0.05mm时，对每个定位凸台32和每个定位槽21的加工精度要求都极高，容易出现加工误差导致所述叶尖封严环3无法装配到位，并且还会导致所述叶尖封严环3的径向活动量过小，容易被憋住无法活动，引起应力集中。而当所述配合间隙大于0.15mm时，过大的活动间隙会降低所述叶尖封严环3的安装精度，导致所述叶尖封严环3和导向器4容易松动，影响使用性能。
46.优选地，所述进气机匣1朝向所述排气机匣2的一端设有限位卡槽11，所述排气机匣2上设有沿朝向所述限位卡槽11的方向延伸并插接于所述限位卡槽11内的限位凸缘22，所述定位槽21开设于所述限位凸缘22上。通过所述限位凸缘22和所述限位卡槽11的相互插接配合，能够确保所述进气机匣1和所述排气机匣2的同轴状态，提升所述进气机匣1和所述排气机匣2之间的连接强度和稳定性，并加强连接处的密封效果，能够更加精准稳定地夹持固定所述叶尖封严环3。
47.在图3中示出，所述第一安装部33的第一端沿所述内腔的轴向与所述安装环31连接，所述第一安装部33的第二端沿所述内腔的径向与所述导向器4连接，所述第一安装部33设为圆弧形结构，以使所述第一安装部33的第一端和第二端之间通过圆弧形结构进行过渡。相比采用平直结构进行转接，能有效地减少应力集中，同时增大所述叶尖封严环3的导热长度，大大缩减所述叶尖封严环3受所述导向器4温度的影响而发生热变形。其次，圆弧形结构还具备较佳的弹性缓冲特性，在所述第一安装部33受热膨胀时，能够减少对所述第二安装部34的影响，避免所述第二安装部34发生形变，使所述第二安装部34和所述工作叶片5能够保持紧密配合状态。
48.优选地，所述圆弧形结构的圆心角等于或大于180度，以增大所述圆弧形结构的弧长，减少热传导，并使所述圆弧形结构具备更好的弹性缓冲特性。
49.在本实施例中，所述圆弧形结构的圆心角等于180度，使所述第一安装部33的第一端和第二端沿竖直方向间隔设置，增大所述圆弧形结构的弧长的同时，方便控制所述导向器4与所述工作叶片5之间的间距。请参考图5，在其他实施方式中，所述圆弧形结构的圆心
角还可等于90度，以最短弧形路径连接所述第一安装部33的第一端和第二端，稳定性更好。
50.在图3中示出，所述导向器4的外环设有止口结构41，所述第一安装部33的第二端抵靠于所述止口结构41上并与所述止口结构41焊接，先通过所述止口结构41对所述第一安装部33抵靠定位，再将所述第一安装部33和所述止口结构41焊接成一体，保证连接精度，使所述叶尖封严环3和所述导向器4能够精准拼接成一体，方便装配使用。
51.优选地，所述叶尖封严环3和所述导向器4的热膨胀系数不同，由于所述叶尖封严环3与所述导向器4相互焊接固定，使所述叶尖封严环3和所述导向器4能够分别采用不同的材料或者采用不同的加工工艺制备形成。例如所述导向器4采用铸造工艺成型，所述叶尖封严环3采用非铸件且选用膨胀系数较低的材料制成，以使所述叶尖封严环3和所述导向器4的热膨胀系数能够具备较大差异，一方面能够保留所述导向器4与所述叶尖封严环3一体化结构的装配便利优势，另一方面避免了铸造材料热膨胀系数过大导致所述叶尖封严环3受热而产生较大变形的弊端。
52.进一步地，所述安装环31、定位凸台32、第一安装部33和第二安装部34一体成型，以保证成型精度，确保所述叶尖封严环3上的各个部位与其他构件之间的装配精度。
53.如图4所示，在其他实施方式中，所述第一安装部33也可与所述导向器4的外环一体成型，更加方便加工和装配，此时通过所述第一安装部33的圆弧形结构对受热膨胀的应力进行释放，同样能够避免应力集中现象。
54.作为第二方面，本发明实施例还提供一种涡轮导向器装配结构的设计方法，用于设计上述涡轮导向器装配结构，所述涡轮导向器装配结构的设计方法包括以下步骤：
55.所述涡轮导向器装配结构中的单个定位凸台32和单个定位槽21共同构成一个定位组件，所述定位组件设有三个以上，根据所述叶尖封严环3的径向活动量的控制需求调整所述定位组件的数量，所述叶尖封严环3的径向活动量采用以下公式计算：
56.当n为奇数时，
57.当n为4的倍数时，h＝(d-d)/2；
58.当n为4的倍数之外的偶数时，
59.其中，n为定位组件的数量，h为叶尖封严环的径向活动量，d定位凸台的宽度，d为定位槽的宽度。
60.具体地，如图6所示，当n为奇数时，任意两个定位组件都不在所述叶尖封严环3的同一直径方向上，每个定位组件都能对所述叶尖封严环3进行不同方向上的限位。如图7所示，当n为4的倍数时，n＝4t，t为非零自然数，则所述叶尖封严环3的整圆被划分为2*π/(4*t)＝π/(2*t)，因此，每相隔t个定位组件，两个定位组件的中心线的夹角为t*π/(2t)＝π/2，互相垂直，而当互相垂直时，则和n＝4的情况一致，径向活动量仅受所述定位凸台32和所述定位槽21之间的配合间隙所限制，即(d-d)/2。如图8所示，当n为4的倍数之外的偶数时，则不存在任意两个定位组件的中心线互相垂直的情况，此时叶尖封严环的径向活动量同样受所述定位组件的数量的影响。
61.综上，所述定位组件的数量不同时对应不同的径向活动量，而不同的径向活动量及热变形，对工作叶片5的叶尖间隙的影响完全不同。通过上述公式能够精确计算出所述定位组件的不同数量所对应的径向活动量，从而能够根据所述导向器4、工作叶片5的径向活动量的需求布设所述定位组件，能够在设计时对叶尖间隙进行精准控制，满足设计要求。
62.作为第三方面，本发明实施例还提供一种航空发动机(图未示，下同)，包括上述涡轮导向器装配结构。由于所述航空发动机采用所述涡轮导向器装配结构，能够实现所述导向器4和所述工作叶片5的定心安装与周向防转限位，结构简单且加工难度低，方便装配，不会提高航空发动机的重量，保证性能的同时，更有利于所述航空发动机的减重设计。
63.以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。