专利摘要

本发明公开了一种发动机热端结构，包括设置在燃气涡轮外环和燃烧室机匣之间的涡轮机匣，涡轮机匣与燃烧室内环之间的空间形成燃烧室外二次流通道，涡轮机匣与涡轮端部件之间的空间形成涡轮机匣内腔，其中布置滑油系统的滑油管路和/或空气系统的气体管路，涡轮机匣的主体为回转式涡轮机匣，其圆周对应滑油管路和/或气体管路的局部布置有鼓包，鼓包局部增大了涡轮机匣内腔的空间，鼓包以外的圆周部位其径向尺寸小于鼓包的径向尺寸。本发明的发动机热端结构结构，可以减小燃烧室内径，缩小发动机外径尺寸；抬升低压涡轮中径，提高低压涡轮做功能力；缩短发动机低压轴系轴向长度，改善发动机转子动力学特性，从而提高发动机性能。

权利要求

1.一种发动机热端结构，包括涡轮机匣、燃烧室内环、燃气涡轮外环、燃烧室机匣，所述涡轮机匣设置在所述燃气涡轮外环和燃烧室机匣之间，所述涡轮机匣一端连接所述燃气涡轮外环，另一端连接所述燃烧室机匣，所述涡轮机匣与燃烧室内环之间的空间形成燃烧室外二次流通道，所述涡轮机匣与涡轮后机匣、低压涡轮导向器、外加强环、低压涡轮封严环、过渡段机匣之间的空间形成涡轮机匣内腔，所述涡轮机匣内腔中布置滑油系统的滑油管路和/或空气系统的气体管路，其特征在于，所述涡轮机匣的主体为回转式涡轮机匣，所述涡轮机匣的圆周对应滑油管路和/或气体管路的局部布置有鼓包，所述局部鼓包局部增大了涡轮机匣内腔的空间，所述局部鼓包以外的圆周部位，其径向尺寸小于所述局部鼓包的径向尺寸。

2.根据权利要求1所述的发动机热端结构，其特征在于，所述涡轮机匣的局部鼓包还可以用于布置发动机其他功能结构。

3.根据权利要求1所述的发动机热端结构，其特征在于，所述局部鼓包的形状可以为球形，锥形，或者任意其他形状。

4.根据权利要求1所述的发动机热端结构，其特征在于，所述局部鼓包的数量根据发动机结构设计及功能需求而定。每个鼓包尺寸的大小根据其内部所布置的功能结构(比如滑油管路)的实际需要而定。所述鼓包的布置方式根据其内部所布置的功能结构的需要进行调整，可以为轴对称或者非对称结构。

5.根据权利要求4所述的发动机热端结构，其特征在于，在所述局部鼓包上正对其内部所布置的功能结构的区域设置有冷却气流孔。

6.根据权利要求5中所述的发动机热端结构，其特征在于，所述冷却气流孔的数量、孔径大小以及布置方式根据其内部所布置的功能结构的需求优化而定，可以沿周向、轴向单排布置，也可以多排、成组布置，或者不同布置方式的组合。

7.根据权利要求6中所述的发动机热端结构，其特征在于，在所述局部鼓包以外的其余部位可以增设补充气流孔，以补充发动机系统功能所需冷却气流。所述补充气流孔的数量、孔径大小以及布置位置、方式根据发动机功能需求而定。

8.根据权利要求1中所述的发动机热端结构，其特征在于，在所述局部鼓包以外的其余部位，减小涡轮机匣的径向直径尺寸，以确保燃烧室内环与涡轮机匣之间的有效通流面积。

9.根据权利要求1中所述的发动机热端结构，其特征在于，所述局部鼓包与涡轮机匣其余部位之间通过圆角光顺转接。

说明书

技术领域

本发明涉及燃气轮机，尤其是航空发动机高温部件燃烧室及涡轮领域，更具体地说，是采用新型涡轮机匣结构，改进航空发动机热端结构布局，使发动机结构更加紧凑。通过采用该结构，可以缩短发动机低压轴系轴向长度，进而改善发动机转子动力学特性，提高发动机性能。

背景技术

在燃气轮机，尤其是航空发动机中，涡轮机匣是其内部的重要结构之一。根据不同的发动机结构设计，涡轮机匣的主要作用包括：起到支撑燃气涡轮外环以及传递高压涡轮轴向力的作用；间隔涡轮部件与燃烧室，形成燃烧室二次气流主流路，确保燃烧室功能稳定，并防止燃烧室向涡轮部件的高温热辐射。作为不同部件之间的联接结构，其设计受燃烧室以及涡轮尺寸的限制。

通常而言，为控制发动机迎风面积，应当尽可能减小发动机的外径尺寸，因此燃烧室的内径尺寸应当尽可能减小；而另一方面，为提高低压涡轮的做功能力，低压涡轮中径不断增大，迫使涡轮机匣内腔逐渐减小。受这两方面的限制，涡轮机匣的尺寸不能任意设计。而在发动机中，为向轴承提供滑油，需要布置滑油系统，其供、回油管路通常布置在涡轮机匣内腔中。为了满足发动机外径限制、低压涡轮做功能力以及布置滑油管路的需求，通常的做法是将低压涡轮轴向后移，以增大涡轮机匣内腔空间，但是这会加长发动机低压轴系长度。发动机低压轴系过长会导致转子动力学特性较差，增加发动机设计难度，同时也使得加工难度非常大。各方面约束的存在，限制了现代发动机性能的进一步提升。迫切需要一种新的设计方案，解决各方面的矛盾，进一步提高发动机性能。

发明内容

本发明涉及一种用于改进现代燃气轮机，尤其是航空发动机高温端部件布局的新型结构，通过采用该新型结构，可以减小燃烧室内径，缩小发动机外径尺寸；抬升低压涡轮中径，提高低压涡轮做功能力；缩短发动机低压轴系轴向长度，改善发动机转子动力学特性，从而提高发动机性能。

为实现该目标，本发明采用的技术方案为：

一种发动机热端结构，包括涡轮机匣、燃烧室内环、燃气涡轮外环、燃烧室机匣，所述涡轮机匣设置在所述燃气涡轮外环和燃烧室机匣之间，所述涡轮机匣一端连接所述燃气涡轮外环，另一端连接所述燃烧室机匣，所述涡轮机匣与燃烧室内环之间的空间形成燃烧室外二次流通道，所述涡轮机匣与涡轮后机匣、低压涡轮导向器、外加强环、低压涡轮封严环、过渡段机匣之间的空间形成涡轮机匣内腔，所述涡轮机匣内腔中布置滑油系统的滑油管路和/或空气系统的气体管路，其特征在于，所述涡轮机匣的主体为回转式涡轮机匣，所述涡轮机匣的圆周对应滑油管路和/或气体管路的局部布置有鼓包，所述局部鼓包局部增大了涡轮机匣内腔的空间，所述局部鼓包以外的圆周部位，其径向尺寸小于所述局部鼓包的径向尺寸。

较优地，所述局部鼓包的数量根据发动机结构设计及功能需求而定，比如需要布置的滑油进、回油的数量等确定。

较优地，每个鼓包尺寸的大小根据其内部所布置的功能结构(比如滑油管路)的实际需要而定，每个鼓包尺寸可以不相同。

可选择地，所述局部鼓包的布置方式根据其内部所布置的功能结构的需要进行调整，可以为轴对称或者非轴对称结构。

可选择地，所述鼓包可以为球形，锥形，或者其他形状。

较优地，在其内部布置滑油系统管路等功能结构的局部鼓包上，正对这些结构的区域设计冷却气流孔，允许燃烧室内的气流通过该孔冲击在结构表面，以降低其表面以及内部流通介质的温度。由于涡轮机匣内腔尺寸减小，这些结构距离燃烧室尺寸缩短，受高温辐射效应增强，其表面及内部流通介质温度升高，所产生的不良后果(比如滑油结焦或者冷却气体温度升高)有可能影响发动机的运行安全。采用冲击冷却，同时涡轮机匣内腔中有冷却气流包围，可以有效降低涡轮机匣局部鼓包内部结构的温度，提高发动机运行安全性；

较优地，所述鼓包上的冷却气流孔的数量以及孔径大小根据鼓包内部的结构所需进行优化而定。

可选择地，所述鼓包上的冷却气流孔的布局方式通过优化而定，可以采取沿轴向、周向单排或者多排布局，或者成组布置，根据不同的布局方式，冷却气流孔的气流冲击角度也可以进行调整，其目的为达到最佳冷却效果。

较优地，为进一步提高冷却效果，可以在局部鼓包以外的区域增设冷却气流孔，以进行补充冷却，使得涡轮机匣内腔中的冷却气流更加均匀。

较优地，所述补充冷却气流孔的数量、孔径大小以及布置位置、布局方式根据发动机功能需求优化而定。

较优地，为保证燃烧室外主流通道的有效通流面积，在所述涡轮机匣的局部鼓包以外的部位，其尺寸应当适当减小，防止增加鼓包导致的通流面积减小，而引起的局部超音，影响燃烧室性能。

较优地，所述涡轮机匣与燃烧室内环之间通道的有效通流面积不应小于传统涡轮机匣与燃烧室内环之间通道的有效通流面积。

较优地，所述局部鼓包与涡轮机匣鼓包以外的部位之间，通过圆角光顺转接，加工过程中应注意打磨毛刺与尖边。

较优地，圆角大小需要通过优化而定。较大地过渡圆角更有利于降低气动损失，但是相应的会减小涡轮机匣外部的流通面积，不利于燃烧室性能。

本发明的发动机热端结构通过使用新型的涡轮机匣结构，改进航空发动机中高温端部件的布局，与现有的结构布局形式相比，具有以下优势：(1)解决燃烧室内环尺寸减小与低压涡轮中径增大带来的滑油管路无法布置的矛盾；(2)低压涡轮可以进一步轴向前移，从而缩短发动机低压轴系长度，改善转子动力学特性；(3)涡轮机匣鼓包的设计具有较大的自由度，可以满足不同的发动机对滑油管路尺寸的要求，此外，鼓包的存在，也增加了发动机设计的自由度，可以在鼓包内部设计其他发动机结构，以进一步提高发动机性能；(4)应用方便，不影响发动机的原设计理念，因而可以迅速地移植到不同的发动机中，具有较大地推广前景；(5)结构简单，不存在复杂的内腔结构，因此利用熔模铸造或者数控机床均可加工。

附图说明

图1为本发明的发动机热端结构示意图；

图2为本发明的涡轮机匣结构示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举实施例，对本发明进一步详细说明。

如图1所示，本发明的发动机热端结构，包括涡轮机匣1、燃烧室内环2、燃气涡轮外环4、燃气涡轮8、燃烧室机匣9。涡轮机匣1设置在所述燃气涡轮外环4和燃烧室机匣9之间，用于连接燃气涡轮外环4以及燃烧室机匣9，同时可以隔断燃烧室内环2以及涡轮部件(过渡段机匣13与低压涡轮导向器7)，涡轮机匣1与燃烧室内环2之间的空间形成燃烧室外二次流通道10。涡轮机匣1与涡轮后机匣5、低压涡轮导向器7、外加强环11、低压涡轮封严环12、过渡段机匣13之间的空间形成涡轮机匣内腔6。

为缩短发动机低压轴系轴向长度，需要将低压涡轮部件轴向前移；而为提高低压涡轮做功能力，需要抬高低压涡轮中径，这使得涡轮机匣内腔6的空间不断缩小。受燃烧室内环2尺寸的限制，涡轮机匣半径存在设计极限。为满足发动机功能需求，在涡轮机匣内腔6布置滑油系统的滑油管路3和/或空气系统的气体管路和/或其他发动机功能结构，往往需要放弃某一方面的需求，比如延长低压轴系长度，或者降低低压涡轮做功能力。为解决这些矛盾，采用本发明的涡轮机匣1。与传统涡轮机匣不同，如图2所示，为布置滑油管路3和/或空气系统的气体管路和/或其他发动机功能结构，本发明的涡轮机匣为非简单回转件，在回转式涡轮机匣的主体上，沿涡轮机匣的圆周布置有局部鼓包101，如图1中涡轮机匣1上部的实线所示。局部鼓包101的存在，局部增大了涡轮机匣内腔6的尺寸，因而可以用于布置滑油管路3和/或空气系统的气体管路和/或其他发动机功能结构。鼓包101的形状可以为球形，锥形，或者其他合适形状。在局部鼓包101以外的圆周部位103,可以适当减小其径向尺寸，如图1中涡轮机匣1上部的虚线以及下部的实线所示。本发明的涡轮机匣1可以保证燃烧室外二次气流通道10的有效通流面积，尽可能地减小局部鼓包101的存在带来的不良后果。此外，局部鼓包101设计的理念可以进行进一步地拓展，以增加发动机的设计自由度。比如在涡轮机匣上增加局部鼓包，并在其内部布置空气系统管路等。为降低气动损失，局部鼓包101与局部鼓包以外的圆周部位103之间通过光滑圆角105进行光顺过渡转接。且在加工过程中，需要对光滑圆角105进行仔细打磨，以去除毛刺以及尖边。

鼓包的数量根据发动机结构设计及功能需求而定。每个鼓包尺寸的大小根据其内部所布置的功能结构(比如滑油管路)的实际需要而定，并不进行限定。鼓包的布置方式根据其内部所布置的功能结构的需要进行调整，可以为轴对称或者非对称结构。

由于距离燃烧室更近，为了对这些滑油管路或者空气系统管路等功能结构进行有效冷却，降低高温辐射带来的不良影响(滑油结焦或者空气系统冷却气流温度上升影响下游冷却效果)，在局部鼓包101上设计有冷却气流孔102。燃烧室外的二次气流可以通过该冷却气流孔102对局部鼓包101内部的结构进行冲击冷却。为进一步提升其冷却效果，该冷却气流孔102的孔径、数量、布置位置、布局方式以及吹气角度可以进行优化调整。

为了进一步补充涡轮机匣内腔6的冷却效果，可以在局部鼓包以外的圆周部位103上增设补充冷却气流孔104，以补充发动机系统功能所需冷却气流，使得涡轮机匣内腔6中的冷却环境更加均匀，对涡轮机匣内腔6中的结构进行更加有效地冷却。气流孔的数量、孔径大小以及布置位置、方式根据发动机功能需求而定。

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。

一种发动机热端结构专利购买费用说明

Q：办理专利转让的流程及所需资料

A：专利权人变更需要办理著录项目变更手续，有代理机构的，变更手续应当由代理机构办理。

1：专利变更应当使用专利局统一制作的“著录项目变更申报书”提出。

2：按规定缴纳著录项目变更手续费。

3：同时提交相关证明文件原件。

4：专利权转移的，变更后的专利权人委托新专利代理机构的，应当提交变更后的全体专利申请人签字或者盖章的委托书。

Q:专利著录项目变更费用如何缴交

A：（1）直接到国家知识产权局受理大厅收费窗口缴纳,（2）通过代办处缴纳，（3）通过邮局或者银行汇款,更多缴纳方式

Q：专利转让变更，多久能出结果

A：著录项目变更请求书递交后，一般1-2个月左右就会收到通知，国家知识产权局会下达《转让手续合格通知书》。