一种可实现高温环境下内外环机匣协调变形的结构

摘要

本发明涉及一种可应用于地面燃气轮机、航空发动机等领域的、可实现高温环境下内外环机匣协调变形的结构，该结构适用于处于高温端的、高扩压度(非)承力机匣、收敛型(非)承力机匣、叶片通道、喷管段等具有内外环端壁机匣变形不协调差异的部组件位置。该结构设计方法由带有倾斜式叶片/弯曲型叶片、倾斜式支板/弯曲型支板的主流通道部分结构设计特征以及带有换热加强凸肋的外环端壁结构设计特征两部分结构设计特征组合而成。利用两种结构设计特征的组合，实现内外环端壁自由热膨胀的效果，并达到内外环机匣协调变形的结构设计要求，并可达到因消除不协调变形问题后所解决的消除机匣内部热应力较大的问题，因而具有工程化应用的巨大前景。

权利要求

1.一种可实现高温环境下内外环机匣协调变形的结构，包括外环端壁机匣、内环端壁机匣以及设置在所述外环端壁机匣、内环端壁机匣之间的承力支板，所述内环端壁机匣、外环端壁机匣由不同温度水平冷却气流包裹，其特征在于，--所述外环端壁机匣的内表面上沿其周向设有若干端壁凸肋结构，所述端壁凸肋结构的凸起方向向内，凸肋的表面凸起至主流通道内，所述端壁凸肋结构在周向上分布在各承力支板之间；

在各所述端壁凸肋结构的外侧固壁表面上设置有低热导率的石棉垫结构；

--所述承力支板沿周向布置在所述外环端壁机匣、内环端壁机匣之间的主流通道内，所述承力支板整体呈倾斜式或弯曲型支板结构，且沿所述承力支板的高度方向设有若干向外突出的加强凸肋结构，各所述加强凸肋的延伸方向与所述承力支板表面的流线方向基本一致。

2.根据权利要求1所述的结构，其特征在于，位于所述主流通道内的承力支板为倾斜式结构，其理论倾斜角度与机匣的回转对称中心线呈偏心形式，通过调整偏心点的位置，实现内环端壁机匣、外环端壁机匣膨胀空间的可调设计。

3.根据权利要求1所述的结构，其特征在于，位于所述主流通道的承力支板为弯曲型结构，其弯曲型式通过主流通道内流体动力学的计算分析优化得到。

4.根据权利要求1所述的结构，其特征在于，位于所述外环端壁机匣上的端壁凸肋结构采用钣金成形或者铸造的方式实现，或采用锻件毛坯经机械加工后成型得到。

5.根据权利要求1至4任一项所述的结构，其特征在于，所述结构应用于地面燃气轮机或航空发动机的多级高压压气机的后面级截面位置，或者应用在地面燃气轮机或航空发动机的热端部件位置。

6.根据权利要求1至4任一项所述的结构，其特征在于，所述结构应用于高扩压度或者收敛型管道内，所述承力支板的厚度根据管道所在机匣的承力、非承力要求确定。

7.根据权利要求1至4任一项所述的结构，其特征在于，所述结构应用于压气机叶片排或涡轮叶片排的主流通道内，位于所述主流通道内的压气机叶片或涡轮叶片为倾斜式的，或者弯曲式的结构。

8.根据权利要求1至4任一项所述的结构，其特征在于，所述端壁凸肋在所述外环端壁机匣上布置的整环数量为4～8条。

说明书

一种可实现高温环境下内外环机匣协调变形的结构

技术领域

[0001] 本发明属于燃气轮机或航空发动机领域，具体涉及一种可实现高温环境下内外环机匣协调变形的结构。

背景技术

[0002] 在燃气轮机、航空发动机领域，为了满足二次流空气系统各分支流路的设计要求，位于主流通道和二次流通道包裹的内外环机匣所处的二次流空气系统侧的冷却气流环境一般不同，因此内外环机匣在工作环境下的周向膨胀变形量将会发生区别。而随着主流侧温度水平的提高、二次流空气系统侧温度差异水平的提高，这种机匣变形不协调的效应将会进一步加剧。因而，内外环机匣的不协调变形及其不协调变形的具体消除方法是在燃气轮机以及航空发动机领域均有重要实际工程意义的问题。

[0003] 在以往燃气轮机、航空发动机的结构设计中，内外环机匣的不协调变形往往通过内环机匣壁面的开缝、开槽或者倾斜式的支板(叶片)设计实现。但机匣壁面的开缝或开槽结构会使得大部分工况下二次空气系统内气流向主流通道内的漏气，从而影响主流通道内部件的气动性能，因此并不是一个十分有效的设计方法。针对传统设计方案中所面临的问题，迫切需要提出一种工程上可行、可实现高温环境下内外环机匣协调变形的新颖结构。

发明内容

[0004] 为了解决燃气轮机、航空发动机等领域中存在高温环境下内外环机匣不协调变形的技术问题及其所可能导致的内外环机匣零件内部热应力过大的问题，本发明提出了一种可实现高温环境下内外环机匣协调变形的结构。

[0005] 本发明为解决其技术问题所采用的技术方案为：

[0006] 一种可实现高温环境下内外环机匣协调变形的结构，包括外环端壁机匣、内环端壁机匣以及设置在所述外环端壁机匣、内环端壁机匣之间的承力支板，其特征在于，[0007] --所述外环端壁机匣的内表面上沿其周向设有若干端壁凸肋结构，所述端壁凸肋结构的凸起方向向内，凸肋的表面凸起至主流通道内，

[0008] 或，

[0009] 所述外环端壁机匣的内表面上沿其周向设有若干端壁凹槽结构，所述端壁凹槽结构的凹陷方向向外，

[0010] 所述端壁凸肋结构或端壁凹槽结构在周向上分布在各承力支板之间；

[0011] --所述承力支板沿周向布置在所述所述外环端壁机匣、内环端壁机匣之间的主流通道内，所述承力支板整体呈倾斜式或弯曲型支板结构，且沿所述承力支板的高度方向设有若干向外突出的加强凸肋结构，各所述加强凸肋的延伸方向与所述支板表面的流线方向至少基本一致。

[0012] 与传统结构方式相比，加入这两个特征或实现两个特征的组合设计后，外环端壁的周向热膨胀空间加大，同时倾斜式或弯曲型的支板(叶片)可以进一步解决内外环端壁机匣的不协调变形问题。

[0013] 本发明的内外环机匣协调变形的结构，一般应用在内外环端壁机匣由不同温度水平冷却气流包裹的环境中。在这种环境下，内外环端壁机匣将会存在显著热变形不协调的问题，通过凸肋凸起方向、凸起高度以及凸起宽度的设计参数调节、倾斜支板(叶片)倾斜中心的调节和弯曲支板(叶型)弯曲型式的调节，综合实现内外环端壁机匣的协调热变形。

[0014] 本发明的内外环机匣协调变形的结构中，设置在外环机匣端壁内表面的凸肋结构或凹槽结构，其目的在于增大凸肋/凹槽结构表面的对流换热系数，增强换热效果，实现适合的外环机匣端壁的热变形需求。位于其外环端壁机匣的凸肋结构，其凸起方向可以沿外环端壁法向向内(沿主流通道看，肋壁面凹下)或向外(沿主流通道看，肋壁面凸起)。凸肋的凸起方向设计原则为：沿凸肋凸起表面方向高速流动的气流，其所在凸肋表面的对流换热系数将会显著增加，根据凸肋凸起方向高速流动气流的温度水平，可实现凸肋表面温度的提高或降低。

[0015] 优选地，位于主流通道内的承力支板(叶片)可以设计成倾斜式的结构型式，其倾斜的理论圆心可以与内外环机匣的理论中心位置(通过机匣回转轴)相交或与理论中心位置偏置一定的距离，从而实现内外环机匣周向膨胀变形空间的调节。

[0016] 优选地，位于主流通道内的承力支板(叶片)可以设计成弯曲型的结构型式，其弯曲方式可通过主流通道内的流场计算分析和结构设计需求综合得到。不能造成主流通道内支板(叶片)因弯曲而造成的流动损失增大。重点需要关注支板(叶片)弯曲后所引起的通道二次流的变化。

[0017] 优选地，位于外环端壁机匣的凸肋结构或凹槽结构可采用钣金成形或者铸造的方式实现，也可采用锻件毛坯经机械加工后成型得到。

[0018] 优选地，位于外环端壁机匣的凸肋结构，采用向内凸起的型式(凸肋表面法向矢量指向主流通道一侧)，为了进一步增强凸肋位置处的温度，增大外环的膨胀量，可在凸肋位置设计其它结构。本专利提出可采用平头铆钉的方式，在外环端壁机匣对应凸肋位置的外表面上布置低热导率的石棉层，以降低凸肋沿二次流空气系统一侧的对流换热系数，从而进一步增加凸肋表面的固壁温度水平，实现外环端壁机匣更大的周向热膨胀量。

[0019] 优选地，在地面燃气轮机或航空发动机中，该结构设计方案应当应用在采用多级轴流压气机的后面级压气机位置或者热端部件位置(如涡轮、尾喷管等截面位置)，实现高温环境下机匣协调热变形。加工方法可以采用铸造、锻造机械加工成型或者钣金成型+组合焊接的方式。

[0020] 较优地，若在高扩压度或者收敛型管道内采用本发明的结构，则在管道内部的承力支板应当设计为倾斜式的，或者弯曲式的结构，支板的厚度可以根据管道所在机匣的承力、非承力要求具体设计。

[0021] 较优地，若在压气机叶片排、涡轮叶片排主流通道内采用这种结构，则位于主流的压气机叶片、涡轮叶片应当设计为倾斜式的，或者弯曲式的结构。叶片的倾斜和弯曲方式应由气动计算经优化设计得到。

[0022] 较优地，位于外环端壁的换热加强凸肋，其在布置外环端壁的整环数量应当在4～8条左右。同时，外环端壁换热肋在非主流通道一侧可设计进一步降低热导率、增大外环膨胀量的低热导率石棉垫等类似结构。实现外环端壁、支板(或叶片)以及内环端壁的协调热变形要求。

[0023] 较优地，采用该机匣协调变形的结构应详细确定内环机匣的工作温度以及外环机匣的工作温度。一般采用该结构的内环机匣和外环机匣受到不同温度水平冷却二股空气气流的包裹。因此，在主要工作状态下内外环机匣的温度水平存在较大差异，从而需要利用该结构设计方法消除内外环机匣的不协调变形，实现组件热应力消除的效果。

[0024] 较优地，位于所述传力支板不同高度截面的径向加强凸台肋结构可布置经优选的凸台宽度，以适应在不同支板主流通道的工作温度环境下，不同支板内外环机匣冷却方式和温度变形水平下支板的热态自由膨胀问题。

[0025] 相比传统结构，采用本发明的可实现高温环境下内外环机匣协调变形的结构，具有以下优势：1)消除在现代及未来高性能发动机中，主要工作状态下内外环机匣温度水平存在较大差异导致内外环机匣之间发生明显的不协调变形，从而实现组件热应力消除的效果；2)结构形式简单可靠，效果明显，可以在现代发动机中进行大面积推广，具有较大的市场化潜力。

附图说明

[0026] 图1为涡轮过渡段内外环机匣协调热变形结构示意图(二维)。

[0027] 图2为涡轮过渡段内外环机匣协调热变形结构示意图(三维)。

[0028] 图中：

[0029] 1，倾斜承力支板；

[0030] 2，外环端壁低热导率石棉垫；

[0031] 3，外环端壁凸起强化换热肋；

[0032] 4，石棉垫固定用平头铆钉；

[0033] 5，低热导率石棉垫；

[0034] 6，外环端壁机匣；

[0035] 7，内环端壁机匣；

[0036] 8，加强凸肋结构。

具体实施方式

[0037] 为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，下面结合实施例对本发明做进一步的详细说明，以下实施例是对本发明的解释，而本发明并不局限于以下实施例。

[0038] 图1是地面燃气轮机或航空发动机的涡轮过渡段内外环机匣协调热变形结构示意图，图2是其结构对应的三维模型。本发明的可实现高温环境下内外环机匣协调变形的结构，包括外环端壁机匣6、内环端壁机匣7以及设置在外环端壁机匣6、内环端壁机匣7之间的承力支板1。外环端壁机匣6、内环端壁机匣7受到不同温度水平冷却二股空气气流的包裹。因此，在主要工作状态下内外环机匣的温度水平存在较大差异，从而需要利用本发明的结构设计方法消除内外环机匣的不协调变形，实现组件热应力消除的效果。

[0039] 可以看到，在该实用实例中，在位于高低压涡轮级间的过渡段的外环端壁机匣6上布置了数条端壁凸肋结构3，其凸起方向向内(凸肋的表面凸起至主流通道内)。此时，受到主燃气通道内高温燃气的作用，凸肋3表面的对流换热系数增加，同时凸肋3固壁表面的金属壁面温度升高。此时，外环端壁机匣6的热膨胀量增大。此外，为了进一步提升凸肋3表面的温度，加大其周向热膨胀量，利用平头铆钉4的固定结构，在凸肋3的另一侧固壁表面增加了低热导率的石棉垫结构2、5，以降低凸肋3沿二次流空气系统一侧的对流换热系数，从而进一步增加凸肋表面的固壁温度水平，实现外环端壁机匣更大的周向热膨胀量，满足外环端壁机匣的热变形需求。

[0040] 与此同时，位于过渡段主流通道内的承力支板1采用了倾斜式的设计方案。其倾斜中心与内外环机匣理论圆心采用了偏心的结构，增大了内外环机匣变形不协调量的调节范围。沿承力支板1的高度方向设有若干向外突出的加强凸肋结构8，各加强凸肋8的延伸方向与所述支板表面的流线方向至少基本一致。较优地，位于所述传力支板不同高度截面的径向加强凸肋结构8可布置经优选的凸台宽度，以适应在不同支板主流通道的工作温度环境下，不同支板内外环机匣冷却方式和温度变形水平下支板的热态自由膨胀问题。

[0041] 本发明的内外环机匣协调变形的结构，一般应用在内外环端壁机匣由不同温度水平冷却气流包裹的环境中。在这种环境下，内外环端壁机匣将会存在显著热变形不协调的问题，通过凸肋凸起方向、凸起高度以及凸起宽度的设计参数调节、倾斜支板(叶片)倾斜中心的调节和弯曲支板(叶型)弯曲型式的调节，综合实现内外环端壁机匣的协调热变形。

[0042] 需要说明的是，不同实用例中的具体结构型式设计和挡板选材，应综合考虑发动机总体性能及部件流场特性的要求。重点评估挡板结构对相应部件主流通道内部的影响程度。应用环境的不同将会导致挡板结构设计的具体型式发生改变。在实际应用例中应根据实际的需要进行细致分析，最终确认该结构的全部设计参数。

[0043] 此外，需要说明的是，本说明书中所描述的具体实施例，其零、部件的形状、所取名称等可以不同。凡依本发明专利构思所述的构造、特征及原理所做的等效或简单变化，均包括于本发明专利的保护范围内。本发明所属技术领域的技术人员可以对所描述的具体实施例做各种各样的修改或补充或采用类似的方式替代，只要不偏离本发明的结构或者超越本权利要求书所定义的范围，均应属于本发明的保护范围。