一种转子内部冷却结构、方法及航空发动机内转子与流程

1.本发明涉及发动机技术领域，具体涉及一种转子内部冷却结构、方法及航空发动机内转子，应用于转子内部有管状中心拉杆结构的航空发动机或试验件。


背景技术：

2.航空发动机尤其是中小型发动机转子在工作中需进行高速旋转，而为了保证各级转子中的叶片盘高可靠工作，需要各级叶片盘之间稳定定心和传扭，常规转子结构示意图如图1所示。目前经常采用圆弧端齿或止口配合定心的方式，来确保转子叶片盘中心线处于同一条轴向上。而转子叶片盘在高速旋转过程中会产生因温度和离心力导致的松弛力，从而出现转子叶片盘脱开的危险。因此通常需要通过中心拉杆在装配过程中施加足够大的预紧力来防止转子轴向脱开。
3.随着发动机技术的不断发展，转子叶片盘工作温度越来越高，旋转过程中产生的松弛力越来越大，有的已超过中心拉杆施加预紧力的强度极限，因此降低中心拉杆装配所需预紧力成为急需解决的问题。


技术实现要素：

4.因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有的航空发动机转子叶片盘在高速旋转过程中因松弛力而脱开的缺陷，从而提供一种转子内部冷却结构、方法及航空发动机内转子。
5.为实现上述目的，本发明采取的技术方案为：
6.一种转子内部冷却结构，包括定位于中心拉杆内部的轴筒组件；
7.所述轴筒组件外壁与中心拉杆内壁之间形成环形状的气流通道；
8.所述气流通道的前端与冷却介质供给系统相连通，所述气流通道的后端与小拉杆内部相连通；所述冷却介质供给系统向气流通道供给冷却介质，以对中心拉杆进行冷却，降低中心拉杆装配所需预紧力。
9.进一步优化技术方案，所述轴筒组件包括之间依次连接的轴筒前接头、轴筒和轴筒后接头，所述轴筒前接头装配至前轴颈内部，所述轴筒后接头装配至中心拉杆内部。
10.进一步优化技术方案，所述轴筒前接头与前轴颈内壁之间间隙配合；所述轴筒后接头与中心拉杆内壁间隙配合并通过定位组件定位防转。
11.进一步优化技术方案，所述气流通道与冷却介质供给系统之间通过引气孔相连通；所述引气孔设置有至少一个并开设在前轴颈侧壁上。
12.进一步优化技术方案，所述轴筒前接头为锥筒接头；所述轴筒前接头的侧壁为凹形曲面，凹形曲面与前轴颈内壁之间形成进气通道，进气通道与气流通道相连通。
13.进一步优化技术方案，所述轴筒的侧壁上套设有一个或多个轴筒支撑环，以防止轴筒发生振动；
14.所述轴筒支撑环上开设有若干轴向引气槽。
15.进一步优化技术方案，所述轴筒的后段外侧壁上周向开设有若干通气孔。
16.进一步优化技术方案，所述气流通道为2～10mm。
17.一种转子内部冷却方法，所述方法基于所述的转子内部冷却结构进行，包括以下步骤：
18.在中心拉杆内部增加轴筒组件，中心拉杆和轴筒组件之间形成环形状的气流通道；
19.冷却介质从前轴颈处进入至气流通道，以对中心拉杆进行冷却，改变中心拉杆平均温差，降低中心拉杆装配所需预紧力；
20.而后冷却介质从小拉杆一侧流出。
21.进一步优化技术方案，所述方法通过控制中心拉杆和轴筒组件之间的径向间隙，来控制气流通道大小，以达到控制气流速度的效果。
22.一种航空发动机内转子，包括内部呈中空状且由前至后依次连接的前轴颈、中心拉杆和小拉杆；所述前轴颈的前端部设置有堵盖；所述中心拉杆的内部设置有所述的转子内部冷却结构。
23.本发明技术方案，具有如下优点：
24.1.本发明提供的一种转子内部冷却结构，冷却介质供给系统向气流通道供给冷却介质，通过冷却介质对中心拉杆内部进行冷却，降低中心拉杆温度，进而改变内转子平均温差，可有效降低端齿定心或止口定心配合的航空发动机转子叶片盘的安装预紧力，满足强度设计需要，并且有效避免了转子叶片盘在高速旋转过程中产生脱开的现象。
25.2.本发明提供的一种转子内部冷却结构，不改变叶片盘的材料，不影响叶片盘的正常使用。
26.3.本发明提供的一种转子内部冷却结构，轴筒的侧壁上套设有一个或多个轴筒支撑环，通过轴筒支撑环将轴筒有效支撑在中心拉杆内部，轴筒支撑环与中心拉杆内壁相接触，对轴筒进行径向限位，解决了在工作过程中因轴筒跨度过长而造成较大振动的问题。
27.4.本发明提供的一种转子内部冷却方法，通过控制中心拉杆和轴筒组件之间的径向间隙，调节气流通道的横截面积，以达到控制气流速度的效果，满足不同冷却效果的需要。
28.5.本发明提供的一种航空发动机内转子，前轴颈的前端部设置有堵盖，有效防止冷却气流从转子前端泄露。
附图说明
29.为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，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他的附图。
30.图1为常规发动机转子的结构示意图；
31.图2为本发明提供的一种转子内部冷却结构的结构示意图；
32.图3为本发明提供的一种转子内部冷却结构的爆炸示意图；
33.图4为本发明轴筒支撑环的结构示意图；
34.图5为本发明轴筒支撑环的截面图；
35.图6为本发明提供的一种转子内部冷却结构的中心拉杆的温度场示意图。
36.附图标记：
37.1.前轴承；2.前轴颈；3.叶片盘；4.中心拉杆；5.离心叶轮；6.小拉杆；7.平衡盘；8.后轴承；9.堵盖；10.轴筒前接头；11.轴筒；12.轴筒支撑环；121.轴向引气槽；13.轴筒止动销钉；14.轴筒后接头；a、b、c、d.装配面；m.引气孔；n.通气孔；r.倒圆的半径。
具体实施方式
38.下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
39.在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
40.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
41.此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
42.转子叶片盘工作过程中松弛力主要由温度和离心力两部分组成，其中温度占主要作用。温度松弛力由内转子(中心拉杆4)、外转子(第一级叶片盘、第二三四级叶片盘、离心叶轮5)的热伸长不协调量δl决定，δl简化可得到：
43.δl＝l
×a×
δt
44.式中：a为材料线膨胀系数，l为内转子、外转子长度，δt为内转子、外转子的平均温差。
45.因此温度松弛力主要是由内转子(中心拉杆)、外转子(叶片盘)平均温度差和材料线膨胀系数决定的。
46.目前通用的做法是更换叶片盘3和中心拉杆材料，将叶片盘3更换为高膨胀系数材料，将中心拉杆改为低膨胀系数材料，减少热伸长不协调量从而达到减少装配所需预紧力的作用。但是，该做法存在以下缺陷：
47.1)通常高膨胀系数材料(如高温合金等)比强度较低，用于叶片盘存在盘体储备不足的风险，难以满足寿命的要求；
48.2)通常低膨胀系数材料(如钛合金等)比强度高，但使用温度较低，难以满足中心拉杆越来越高使用温度的要求；
49.3)通过改变材料对松弛力改善效果有限，不能从根本上改变问题。
50.实施例1
51.降低航空发动机转子预紧力另一种有效办法是改变内转子、外转子平均温差，外转子平均温度由设计决定，内转子主要是中心拉杆组成。
52.如图2至图6所示，本实施例公开了一种转子内部冷却结构，包括轴筒组件，轴筒组件定位于中心拉杆4内部。
53.轴筒组件外壁与中心拉杆4内壁之间形成环形状的气流通道，可使得冷却介质在其内部流动，其中冷却介质可为冷却气流，也可为其他介质。气流通道的前端与冷却介质供给系统相连通，气流通道的后端与小拉杆6内部相连通。
54.上述一种转子内部冷却结构，为改变内转子平均温差的方式，冷却介质供给系统向气流通道供给冷却介质，通过冷却介质对中心拉杆4内部进行冷却，降低中心拉杆4温度，进而改变内转子平均温差，可有效降低装配所需预紧力，满足强度设计需要，有效避免了转子叶片盘在高速旋转过程中产生脱开的现象。
55.轴筒组件安装在中心拉杆4内，轴筒组件包括之间依次连接的轴筒前接头10、轴筒11和轴筒后接头14，轴筒前接头10、轴筒11和轴筒后接头14由前至后依次焊接/粘连。在轴筒组件安装状态下，需保证图2所示其与前轴颈2和中心拉杆4装配面a、b、c和d的跳动。
56.轴筒前接头10装配至前轴颈2内部，轴筒后接头14装配至中心拉杆4内部，轴筒11位于中心拉杆4内部。更为具体地，本发明轴筒11的外侧壁与中心拉杆4内侧壁之间形成气流通道。
57.轴筒前接头10与前轴颈2内壁之间间隙配合，为轴筒前接头10提供一定的热伸长空间，保证轴筒前接头10热伸长时不会因挤压而产生形变。轴筒前接头10在螺纹的预紧力下能移动，进而贴紧前轴颈2。
58.轴筒后接头14与中心拉杆4内壁间隙配合，保证轴筒后接头14热伸长时不会因挤压而产生形变。
59.轴筒后接头14与中心拉杆4内壁之间通过定位组件定位防转。定位组件包括轴筒止动销钉13，轴筒止动销钉13沿周向设置有三处，用于实现对轴筒后接头14的定位，并防止轴筒后接头14发生转动。
60.气流通道与冷却介质供给系统之间通过引气孔相连通。引气孔m开设在前轴颈2侧壁上。进气孔m在前轴颈上周向均布2～8处，直径为2～8mm。
61.轴筒前接头10为锥筒接头。轴筒前接头10的侧壁为凹形曲面，凹形曲面与前轴颈2内壁之间形成进气通道，进气通道与气流通道相连通。本实施例中设置引气孔与进气通道，使得冷却介质的进气位置可位于前轴颈2上。冷却介质可通过引气孔进入至进气通道，进而进入至气流通道。
62.为防止在工作过程中因轴筒11跨度过长而造成较大振动的问题，轴筒11的侧壁上套设有一个或多个轴筒支撑环12，通过轴筒支撑环12将轴筒11有效支撑在中心拉杆4内部，轴筒支撑环12与中心拉杆4内壁相接触，以对轴筒11进行径向限位。
63.轴筒支撑环12的外径φ1在轴筒组件中与中心拉杆4实配加工，保证与中心拉杆内孔直径间隙0.02～0.1；轴筒支撑环12的内径φ2与轴筒11实配加工，保证与轴筒的间隙0.02～0.1。外径面进行倒圆处理，倒圆的半径r值为2～8mm。
64.轴筒支撑环12上开设有若干轴向引气槽121，使得冷却介质能够穿过轴筒支撑环
12上的轴向引气槽121，保证冷却介质在气流通道的正常传输。其中轴向引气槽均布2～8处，引气槽宽度为2～10mm，引气槽深度不大于轴筒支撑环厚度的1/2。
65.轴筒11的后段外侧壁上周向开设有若干通气孔n，气流通道内的气体通过通气孔进入至轴筒11内部，接着进入至小拉杆6内部，最后通过小拉杆6排出。轴筒11的侧壁上周向均布通气孔2～15处，共1～5排，直径为2～8mm。
66.中心拉杆4与轴筒11之间的气流通道l为中心拉杆4内半径r1与轴筒11外半径r2的差值，l＝r1-r2，l的取值为2～10mm。
67.实施例2
68.一种航空发动机内转子，包括前轴颈2、中心拉杆4、小拉杆6和实施例1的转子内部冷却结构。
69.前轴颈2、中心拉杆4和小拉杆6的内部呈中空状且由前至后依次连接。前轴颈2的外围设置有前轴承1，小拉杆6的外围设置有平衡盘7，平衡盘7的外围设置有后轴承8。
70.中心拉杆4的内部设置有转子内部冷却结构，转子内部冷却结构的轴筒中心线与中心拉杆4的中心线相重合。
71.因本实施例中轴筒组件的前端为开口形式，为了防止冷却气流从转子前端泄露，本实施例在前轴颈2的前端部设置有堵盖9。
72.实施例3
73.一种转子内部冷却方法，包括以下步骤：
74.在中心拉杆内部增加轴筒组件，中心拉杆和轴筒组件之间形成环形状的气流通道(即环腔结构)，可通流冷却介质。
75.从静子上引入的冷却介质从前轴颈2处的引气孔m(见图2)进入转子内部，气流经过轴筒前接头10进入至气流通道，再经过轴筒支撑环12上的轴向引气槽121(见图4)，对中心拉杆4进行冷却，改变中心拉杆4平均温差，降低中心拉杆4装配所需预紧力。即利用较小的预紧力对中心拉杆4进行装配，能够正常保证转子的正常运行，并且可使得转子在旋转过程中不易出现脱开的问题。
76.而后冷却介质通过轴筒11后段的通气孔n流入小拉杆6。
77.通过中心拉杆4的冷却介质从小拉杆6一侧流出。
78.本发明所述方法通过控制中心拉杆和轴筒组件之间的径向间隙，来控制气流通道大小，以达到控制气流速度的效果，满足不同冷却效果的需要。通过轴筒前接头10、轴筒11、轴筒支撑环12，减小了中心拉杆4内部冷却气流通道的横截面积，在相同引气状态下，气流流速增加，从而提高冷却气流的换热效率。
79.本发明目前进行过数值模拟分析，结果见表1和图6，表明可大幅降低中心拉杆温度，达到大幅减少中心拉杆装配所需预紧力的目的。
80.表1中心拉杆冷却效果及松弛力
[0081][0082]
显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其他不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引申出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

技术特征：
1.一种转子内部冷却结构，其特征在于，包括定位于中心拉杆(4)内部的轴筒组件；所述轴筒组件外壁与中心拉杆(4)内壁之间形成环形状的气流通道；所述气流通道的前端与冷却介质供给系统相连通，所述气流通道的后端与小拉杆(6)内部相连通；所述冷却介质供给系统向气流通道供给冷却介质，以对中心拉杆(4)进行冷却，降低中心拉杆(4)装配所需预紧力。2.根据权利要求1所述的一种转子内部冷却结构，其特征在于，所述轴筒组件包括之间依次连接的轴筒前接头(10)、轴筒(11)和轴筒后接头(14)，所述轴筒前接头(10)装配至前轴颈(2)内部，所述轴筒后接头(14)装配至中心拉杆(4)内部。3.根据权利要求2所述的一种转子内部冷却结构，其特征在于，所述轴筒前接头(10)与前轴颈(2)内壁之间间隙配合；所述轴筒后接头(14)与中心拉杆(4)内壁间隙配合并通过定位组件定位防转。4.根据权利要求2所述的一种转子内部冷却结构，其特征在于，所述气流通道与冷却介质供给系统之间通过引气孔相连通；所述引气孔设置有至少一个并开设在前轴颈(2)侧壁上。5.根据权利要求4所述的一种转子内部冷却结构，其特征在于，所述轴筒前接头(10)为锥筒接头；所述轴筒前接头(10)的侧壁为凹形曲面，凹形曲面与前轴颈(2)内壁之间形成进气通道，进气通道与气流通道相连通。6.根据权利要求2所述的一种转子内部冷却结构，其特征在于，所述轴筒(11)的侧壁上套设有一个或多个轴筒支撑环(12)，以防止轴筒(11)发生振动；所述轴筒支撑环(12)上开设有若干轴向引气槽(121)。7.根据权利要求2所述的一种转子内部冷却结构，其特征在于，所述轴筒(11)的后段外侧壁上周向开设有若干通气孔。8.根据权利要求1所述的一种转子内部冷却结构，其特征在于，所述气流通道为2～10mm。9.一种转子内部冷却方法，其特征在于，所述方法基于权利要求1至8任意一项所述的转子内部冷却结构进行，包括以下步骤：在中心拉杆内部增加轴筒组件，中心拉杆和轴筒组件之间形成环形状的气流通道；冷却介质从前轴颈(2)处进入至气流通道，以对中心拉杆(4)进行冷却，改变中心拉杆(4)平均温差，降低中心拉杆(4)装配所需预紧力；而后冷却介质从小拉杆(6)一侧流出。10.根据权利要求9所述的一种转子内部冷却方法，其特征在于，所述方法通过控制中心拉杆和轴筒组件之间的径向间隙，来控制气流通道大小，以达到控制气流速度的效果。11.一种航空发动机内转子，其特征在于，包括内部呈中空状且由前至后依次连接的前轴颈(2)、中心拉杆(4)和小拉杆(6)；所述前轴颈(2)的前端部设置有堵盖(9)；所述中心拉杆(4)的内部设置有如权利要求1至8任意一项所述的转子内部冷却结构。

技术总结
本发明公开了一种转子内部冷却结构、方法及航空发动机内转子，所述转子内部冷却结构包括定位于中心拉杆内部的轴筒组件；所述轴筒组件外壁与中心拉杆内壁之间形成环形状的气流通道；所述气流通道的前端与冷却介质供给系统相连通，所述气流通道的后端与小拉杆内部相连通。本发明向气流通道供给冷却介质，通过冷却介质对中心拉杆内部进行冷却，降低中心拉杆温度，进而改变内转子平均温差，可有效降低端齿定心或止口定心配合的航空发动机转子叶片盘的安装预紧力，满足强度设计需要，有效避免了转子叶片盘在高速旋转过程中产生脱开的现象。转子叶片盘在高速旋转过程中产生脱开的现象。转子叶片盘在高速旋转过程中产生脱开的现象。


技术研发人员：杨雨晨 查小晖 冯凯凯 史善广 李维 姚宏健
受保护的技术使用者：中国航发湖南动力机械研究所
技术研发日：2023.06.19
技术公布日：2023/9/20