航空发动机涡轮挡板定位结构及其航空发动机

摘要

本发明的航空发动机涡轮挡板定位结构，属于涡轮盘叶片固定组件的技术领域，解决现有技术产品存在的涡轮盘应力集中及可靠性不高的技术问题。该定位结构包括安装在涡轮盘(1)上的挡板(2)和定位组件，涡轮盘(1)周向安装有叶片，其中：挡板(2)安装在涡轮盘(1)侧面上，能够对叶片进行轴向限位；定位组件能够在涡轮盘(1)内圆部位置处卡合挡板(2)和涡轮盘(1)。本发明用以改善涡轮盘的性能，在固定叶片的同时避免使涡轮盘出现应力集中，并且提高了涡轮转子的可靠性，满足人们对涡轮盘使用长寿命的要求。

说明书

技术领域

本发明属于航空发动机涡轮盘叶片固定件的技术领域，尤其涉及一种航空发动机涡轮挡板定位结构及其航空发动机。

背景技术

现代航空燃气涡轮发动机中，叶片和涡轮盘的联接常使用枞树形榫联接，枞树形榫头的叶片安装于涡轮盘上时，需要单独的结构对叶片进行轴向定位。传统方式里，这种结构可以为具有单一功能的锁片，该类结构简单且更换叶片方便，但该方法装配繁琐，并且不适用于气冷空心叶片，在现代航空发动机上已较少采用。

现有技术较多采用螺栓联接挡板结构，如图1所示，该类结构采用螺栓连接。但是，螺栓连接的挡板，螺栓头突出盘体。在转子转动时，扰动周围气流，降低了涡轮的冷却效率，而且在盘上开孔，容易产生应力集中，降低了盘的疲劳寿命并增加涡轮盘的厚度及重量。

有鉴于此，特提出本发明。

发明内容

本发明的目的在于提供一种定位组件，解决现有技术产品存在的涡轮盘应力集中及可靠性不高的技术问题。本案的技术方案有诸多技术有益效果，见下文介绍：

一方面本案提供一种航空发动机涡轮挡板定位结构，包括安装在涡轮盘上的挡板和定位组件，涡轮盘周向安装有叶片，其中：

挡板安装在涡轮盘侧面上，能够对叶片进行轴向限位；定位组件能够在涡轮盘内圆部位置处卡合挡板和涡轮盘。

在一个优选或可选的实施方式中，挡板安装在涡轮盘的侧面，且靠近叶片排气侧。

在一个优选或可选的实施方式中，涡轮盘内圆部设置第一凹槽且紧邻涡轮盘内圆部位置处设有翻边，其特征在于，挡板侧面上与第一凹槽位置对应处设置第一突起，第一突起的形状与第一凹槽相适配；

所述定位组件能够卡扣所述翻边或凸台和挡板，能够在涡轮盘轴向对所述挡板限位。

在一个优选或可选的实施方式中，定位组件包括限位环，限位环外圆设有第二凹槽，第二凹槽能够卡合挡板和涡轮盘。

在一个优选或可选的实施方式中，限位环以非封闭环形结构设置，定位组件还包括锁块，其中：

在限位环侧面且处于非封闭位置处与挡板卡扣连接，用以限定限位环周向转动。

在一个优选或可选的实施方式中，限位环侧面设有第三凹槽，在挡板上与第三凹槽对应位置处设有第二突起，第二突起卡合在所属第三凹槽内能够限定限位环周向转动。

在一个优选或可选的实施方式中，限位环的内圆的非封闭位置处设有第四凹槽，外力作用在锁块上使锁块部分嵌入第四凹槽内用以限位环两端的移动。

在一个优选或可选的实施方式中，限位环的内圆的非封闭线为第四凹槽的中心线。

在一个优选或可选的实施方式中，锁块的厚度为0.5-0.7mm。

另一方面本案提供一种航空发动机，安装有如以上部分或全部的航空发动机涡轮挡板定位结构。

与现有技术相比，本发明提供的技术方案包括以下有益效果：

本案的技术方案采用无螺栓联接的挡板结构，不需要在涡轮盘上开设螺栓孔，就能够将挡板可靠地和轮盘装配在一起。而且，能以很小数量的零件实现涡轮盘要求的功能，有效地减小发动机转子的重量，还能减少转子上由于开孔造成局部应力集中系数过大的情况，并且相比于螺栓连接的挡板，无凸出结构，减少了盘腔中的流动损失，有利于提高发动机性能。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需使用的附图作简单的介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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。

图1为现有技术中盘上开螺栓孔的结构示意图；

图2为本发明的航空发动机涡轮挡板定位结构的立体图；

图3为本发明的航空发动机涡轮挡板定位结构的第三凹槽的立体图；

图4为本发明的航空发动机涡轮挡板定位结构的第三凹槽与第二突起安装配的立体图；

图5为本发明的航空发动机涡轮挡板定位结构的锁块装配的立体图；

图6为本发明的航空发动机涡轮挡板定位结构的第四凹槽的立体图；

图7为本发明的航空发动机涡轮挡板定位结构的锁块的立体图。

其中：

1、涡轮盘；11、叶片安装槽；12、翻边；13、第一凹槽；2、挡板；21、第一突起；22、第二突起；31、限位环；32、锁块；311、第二凹槽；312、第三凹槽；313、第四凹槽。

具体实施方式

以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。

需要说明的是，下文描述在所附权利要求书的范围内的实施例的各种方面。应显而易见，本文中所描述的方面可体现于广泛多种形式中，且本文中所描述的任何特定结构及/或功能仅为说明性的。基于本发明，所属领域的技术人员应了解，本文中所描述的一个方面可与任何其它方面独立地实施，且可以各种方式组合这些方面中的两者或两者以上。举例来说，可使用本文中所阐述的任何数目个方面来实施设备及/或实践方法。另外，可使用除了本文中所阐述的方面中的一或多者之外的其它结构及/或功能性实施此设备及/或实践此方法。

还需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本发明的基本构想，图式中仅显示与本发明中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。

另外，在以下描述中，提供具体细节是为了便于透彻理解实例。然而，所属领域的技术人员将理解，可在没有这些特定细节的情况下实践方面。为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步的详细说明。术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

如图2至图7所示的航空发动机涡轮挡板定位结构，包括安装在涡轮盘1上的挡板2和定位组件，涡轮盘1周向安装有叶片，涡轮盘1包括外圆部和内圆部，涡轮盘1轴向设有叶片安装槽11，叶片的榫头安装在叶片安装槽11内。在发动机工作时，会收到气流F的作用力，致使叶片在涡轮盘1轴向上沿气流方向有微小的位移，因此，挡板2安装在反向的涡轮盘1的侧面上，阻挡叶片的移动，在轴向上对叶片进行限位。定位组件，例如，凹槽卡合的结构，能够在涡轮盘1的内圆部位置处卡合挡板2和涡轮盘1，用以周向和轴向对挡板2进行限位。

该结构设置，无螺栓连接的挡板结构，不需要在涡轮盘1上开设螺栓孔，能够将挡板2可靠地和轮盘装配在一起。而且，能以很小数量的零件实现涡轮盘1要求的功能，有效地减小发动机转子的重量，还能减少转子上由于开孔造成局部应力集中系数过大的情况，并且相比于螺栓连接的挡板2，无凸出结构，减少了盘腔中的流动损失，有利于提高发动机性能。

需要指出的是，挡板2安装在远离叶片受涡轮轴向外力的侧面上，或是，与来流相向一侧安装挡板2，即为，图中a位置处安装。挡板2以中空圆环形结构设置，其也包括外圆部和内圆部。

作为本案所提供的具体实施方式，如图2所示，涡轮盘1内圆部设置第一凹槽13且紧邻涡轮盘1内圆部位置处设有翻边12或凸台，翻边12以图1的放置方向作为参考，向下翻折。挡板2侧面上与第一凹槽13位置对应处设置第一突起21，第一突起21的形状与第一凹槽13相适配。一般的，为考虑涡轮盘1安装方便的需求，涡轮盘1内圆部设置第一凹槽13和翻边12或凸台，本案通过在挡板2上设置第一突起21以卡合涡轮盘1，从而限定挡板2在涡轮盘1上的周向转动，并且定位组件卡扣翻遍合挡板2的内圆部，进一步限定挡板2的轴向限位，确保涡轮盘1与当盘一起转动。

作为本案所提供的具体实施方式，如图3所示，定位组件包括限位环31，限位环31外圆设有第二凹槽311，第二凹槽311设置在限位环31外圆圆周上，第二凹槽311能够卡合挡板2内圆和涡轮盘1的翻边12，进而实现挡板2和涡轮盘1的固定，即为，轴向方向上的固定。

作为本案所提供的具体实施方式，如图4所示，限位环31以非封闭环形结构设置，定位组件还包括锁块32，其中：

在限位环31侧面且处于非封闭位置处与挡板2卡扣连接，用以限定限位环31在周向上转动。

为考虑实际安装方便的要求，本案在上述方案的技术之上做进一步改进，采用1-2mm的切割线对封闭的限位环在其圆周上进行切割(传统工艺)，以形成非封闭的限位环，或是，一端敞开的限位环。

安装时，将非封闭的限位环31一端伸入其另一端，完成第二凹槽311对涡轮盘1的翻边12和挡板2内圆部的卡合。安装完成后，由于限位环31产生了形变，利用其材料本身恢复形变的弹力进行整体安装，该安装过程十分方便。

作为本案所提供的具体实施方式，如图3所示，限位环31侧面设有第三凹槽312，在挡板2上与第三凹槽312对应位置处设有第二突起22，第二突起22卡合在第三凹槽312内能够限定限31位环周向转动。

考虑到上述限位环31为非封闭结构，为进一步的周向限位，通过挡板2上的第二突起22卡合在第三凹槽312内，从而限定限位环31的周向移动。

进一步的，如图5和图6所示，限位环31的内圆的非封闭位置处设有第四凹槽313，外力作用在锁块32上使锁块部分嵌入第四凹槽313内用以限位环31两端的移动，为加工方便，限位环的内圆的非封闭线为第四凹槽的中心线。

作为本案所提供的具体实施方式，锁块如图7所示，锁块的厚度为0.5-0.7mm。安装时，使用工装将锁块32与第四凹槽313对应位置的面积，嵌入第四凹槽313内，即可，在周向方向以限位环31两端的周向移动。锁块32的材料，例如，选用GH4169制成。锁块32采用L型，一端设有弧形翻边与限位环31连接，另一端部分采用工装嵌入第四凹槽313内。

另一方面本案提供一种航空发动机，安装有如以上部分或全部的航空发动机涡轮挡板定位结构。能够提高涡轮盘的使用寿命，无需开螺栓孔，避免涡轮盘在实际工作时出现应力集中的情况出现。

以上对本发明所提供的航空发动机涡轮挡板定位结构及其航空发动机进行了详细介绍。本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离发明创造原理的前提下，还可以对发明进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入发明权利要求的保护范围。