一种燃气涡轮导流盘的制作方法
一种燃气涡轮导流盘的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及涡轮技术领域，更具体地，涉及一种燃气涡轮导流盘。
【背景技术】
[0002]导流盘的主要功能为:与(燃气或高压)涡轮盘共同形成冷却气体通道，并保证工作过程中通道的密封，以便将冷气“导”向榫(连)接部位和叶片。在某些情况下还有防止涡轮叶片(榫头)沿榫槽滑动的作用。
[0003]图1所示为现有技术设计的燃气涡轮导流盘。导流盘2与涡轮盘I在螺栓连接9处相互连接，实现导流盘2的定位。为了保证工作过程中密封处4始终保持贴合，防止张开，导流盘2上设有一卡环3。在离心力的作用下，卡环3将对整个导流盘2产生逆时钟方向弯矩，该弯矩使右上方密封处4脱开，当转速提高到一定程度，卡环3与涡轮盘I径向接触上之后，又会限制密封处4脱开的进一步发展，导流盘2右上部试图往左上方(使密封处4分开)变形的时候，卡环3将被涡轮盘I卡住而限制了往左上方的变形，从而避免密封处4张开。
[0004]现有技术采用的卡环结构，对涡轮盘有相互作用，增加了涡轮盘的负担；卡环的存在使结构重心右移，容易导致使密封处张开的位移；卡环的存在增加自身的重量，导致应力水平升高、破裂转速降低、疲劳寿命缩短；卡环沿轴向设有通气槽，增加了加工工序、加工难度，由此提高废品率和加工成本；卡环沿轴向的通气槽，容易出现缺陷，降低可靠性。综上所述，现有技术无法满足高性能航空发动机导流盘设计需要。
【发明内容】
[0005]本发明要解决的技术问题在于克服现有技术导流盘密封处易发生远离涡轮盘的位移的不足，提供一种新的燃气涡轮导流盘，所述燃气涡轮导流盘优化结构后可以成功利用离心力自动使导流盘密封处贴紧涡轮盘，相比现有的燃气涡轮导流盘，性能更好，可靠性得到显著提高。
[0006]本发明的上述目的通过以下技术方案予以实现:
提供一种燃气涡轮导流盘，所述导流盘包括依次连接的连接端、中间段和密封端，所述中间段连接所述连接端和密封端；所述密封端从其靠近中间段的位置分别向两侧分化为密封处和蓖齿端，向两侧分化的开始的位置为分叉；所述中间段为从两端向中间厚度逐渐减小的柔性薄板。
[0007]与现有技术相似，导流盘与涡轮盘共同形成冷却气体通道。
[0008]本发明所述连接端与涡轮盘固定连接；所述密封端的密封处靠近涡轮盘并与涡轮盘接触密封，所述蓖齿端远离涡轮盘；所述中间段与所述涡轮盘具有间距，
本发明将所述中间段设置为从两端向中间厚度逐渐减小的柔性薄板，使得中间段以上的部分在离心力作用下易于发生以所述分叉为中心的旋转。通过调节中间段与涡轮盘的距离、蓖齿端与涡轮盘的距离以及中间段和密封处的结构来调整密封结构对涡轮盘的压紧力。
[0009]所述调节密封处的结构的技术手段主要是:将所述密封处设置为包括与分叉点连接的中辐板和与中辐板连接的密封结构，所述密封结构与所述涡轮盘接触密封，所述中辐板为从两端向中间厚度逐渐减小的柔性薄板，与以上所述中间段性质相同，保障了所述密封结构旋转并向涡轮盘贴靠实现可靠的接触密封。
[0010]进一步地，所述密封结构上远离涡轮盘一侧设置有杠杆结构，可通过调节杠杆结构沿旋转轴线方向的尺寸来调整密封结构对涡轮盘的压紧力。所述杠杆结构为以所述分叉的中心为支点，杠杆结构在离心力作用下向上抬，相对分叉的中心产生顺时钟方向的弯矩；调整沿旋转轴线方向的尺寸即调整力臂，弯矩与力臂成正比，该弯矩调节密封结构对涡轮盘的压紧力，进一步保证了密封的可靠性。
[0011]所述柔性薄板，包括本发明所述中间段和中辐板，均是在现有技术该部位结构材料的基础上变薄一些，使之具有柔性，故称之为柔性薄板。更进一步地，所述中间段最厚处的厚度为2~3mm，最薄处的厚度为0.8-1.5mm ;更进一步地，所述中福板最厚处的厚度为1.5~2mm，最薄处的厚度为0.8-1.2mm。
[0012]基于本发明结构，所述调节中间段与涡轮盘的距离和调节蓖齿端与涡轮盘的距离的方法可以通过本领域常规的实验手段进行调节，也可以通过现有计算机数值仿真的方法，通过调节上述结构包括调整中间段和中辐板的厚度，增加或减小杠杆结构的轴向尺寸等，使贴紧处在设计状态的压紧力为4000?20000N，由此既保证密封，又不产生过大的应力。
[0013]综上所述，本发明通过进一步地优化导流盘各部分的结构，实现了在离心力作用下密封处向涡轮盘自动贴靠的技术效果。
[0014]进一步地，所述连接端与所述涡轮盘通过压紧螺母固定连接。
[0015]本发明具有以下有益效果:
本发明提供了一种燃气涡轮导流盘，将所述密封端从其靠近中间段的位置分别向两侧分化为密封处和蓖齿端；将所述中间段的靠近所述密封端的部分、密封处的中辐板均设为柔性薄板，通过调节中间段与涡轮盘的距离、蓖齿端与涡轮盘的距离、中间段和密封处的结构以及蓖齿端的质量来调整密封结构对涡轮盘的压紧力，使密封结构在离心力的作用下自动向涡轮盘贴紧；在所述密封结构上远离涡轮盘一侧进一步设置有杠杆结构，通过调节杠杆结构沿旋转轴线方向的尺寸来调整密封结构对涡轮盘的压紧力，进一步保证了密封的可靠性。
[0016]由于以上各结构的有机配合可使本发明“密封处”在工作过程中自动保持贴紧涡轮盘的状态，现有技术的“卡环”丧失了存在的必要，故取消之，从而消除了卡环带来的增加涡轮盘负担、使结构重心右移而容易导致使密封处张开的位移、应力水平升高、破裂、转速降低、疲劳寿命缩短、加工难度大、可靠性低等技术缺陷。
[0017]本发明的导流盘具有更好的轴对称性，工艺性好，可靠性好，由于导流盘半径较大的部分，包括分叉、中间段和中辐板部分的厚度较薄，减少了离心载荷，因此降低了应力水平、提高了破裂转速、延长了疲劳寿命、减轻了重量、减小了对涡轮盘的负担，更好地满足高性能航空发动机导流盘设计需要。
【附图说明】
[0018]构成本申请的一部分的说明书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:
图1是现有技术涡轮盘-导流盘组件图。
[0019]图2是本发明优选实施例涡轮盘-导流盘组件图。
[0020]图3位本发明优选实施例导流盘立体图。
[0021]图4位本发明优选实施例导流盘立体图。 [0022]图1?2中，I为涡轮盘，2为导流盘，3为卡环，4为密封处，5为冷气进孔，6为冷却气体通道，7为蓖齿端，8为叶片，9为螺栓连接，10为旋转轴线，11为压紧螺母，12为中间段，13为分叉，14为中辐板，15为杠杆结构，16为密封结构。
【具体实施方式】
[0023]以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由权利要求限定和覆盖的多种不同方式实施。
[0024]如图2所示，本发明提供一种燃气涡轮导流盘2，包括依次连接的连接端、中间段12和密封端，所述中间段12连接所述连接端和密封端；所述密封端从其靠近中间段的位置分别向两侧分化为密封处4和蓖齿端7，向两侧分化的开始的位置为分叉13 ;
所述中间段12为从两端向中间厚度逐渐减小的柔性薄板，使得中间段12以上的部分在离心力作用下易于发生绕所述分叉13的中心的旋转；
所述中间段12最厚处的厚度为2~3mm，最薄处的厚度为0.8-1.5mm。
[0025]所述密封端的密封处靠近涡轮盘I并与涡轮盘I接触密封，所述蓖齿端7远离涡轮盘I;所述柔性薄板与所述涡轮盘I具有间距，所述间距适于保持通气即可。
[0026]导流盘2与涡轮盘I共同形成冷却气体通道6。
[0027]本发明所述连接端与涡轮盘I固定连接；所述连接端与所述涡轮盘I可以通过压紧螺母11固定连接。
[0028]所述密封处4包括与分叉13连接的中辐板14和与中辐板14连接的密封结构16，中辐板14为从两端向中间厚度逐渐减小的柔性薄板，密封结构16与所述涡轮盘I接触密封；通过调节中间段12与涡轮盘I的距离、蓖齿端7与涡轮盘I的距离、中间段12的厚度、杠杆结构15的轴向尺寸来调整密封结构16对涡轮盘I的压紧力。
[0029]所述中福板14最厚处的厚度为1.5~2mm，最薄处的厚度为0.8-1.2mm。
[0030]所述密封处4还包括杠杆结构15，杠杆结构15设置于所述密封结构16上远离涡轮盘一侧，可通过调节杠杆结构15沿旋转轴线方向的尺寸来调整密封结构16对涡轮盘I的压紧力。所述杠杆结构15为以所述分叉13的中心为支点，杠杆结构15在离心力作用下向上抬，相对分叉13的中心产生顺时钟方向弯矩，调整沿旋转轴线方向的尺寸即调整力臂，弯矩与力臂成正比，该弯矩调节密封结构16对涡轮盘I的压紧力，进一步保证了密封的可靠性。
[0031]将所述密封端从其靠近中间段12的位置分别向两侧分化为密封处4和蓖齿端7，将所述中间段12和中辐板14均设为柔性薄板，实现了在离心力作用下密封处4向涡轮盘I自动贴靠的技术效果。在所述密封结构上远离涡轮盘I 一侧进一步设置有杠杆结构15，通过调节杠杆结构15沿旋转轴线10方向的尺寸来调整密封结构对涡轮盘I的压紧力，进一步保证了密封的可靠性。
[0032]基于本发明优化结构，可以通过调节中间段与涡轮盘的距离、蓖齿端与涡轮盘的距离以及中间段和密封处的结构来调整密封结构对涡轮盘的压紧力，使密封结构在离心力的作用下自动向涡轮盘贴紧。例如可以通过现有计算机数值仿真的方法，调节上述结构(调整中间段12厚度，将“中间段12左右移动，篦齿端7左右移动，增加或减小杠杆结构的轴向尺寸等)使贴紧处在设计状态的压紧力为4000?20000N，由此既保证了密封，又不产生过大的应力。
[0033]由于以上各结构的有机配合可使本发明“密封处”在工作过程中自动保持贴紧涡轮盘的状态，现有技术的“卡环”丧失了存在的必要，故取消之，从而消除了卡环带来的增加涡轮盘负担、使结构重心右移而容易导致使密封处张开的位移、应力水平升高、破裂转速降低、疲劳寿命缩短、加工难度大、可靠性低等技术缺陷。
[0034]本发明的导流盘具有更好的轴对称性，工艺性好，可靠性好，由于导流盘半径较大的部分(分叉、中间段和中辐板)的厚度较薄，减少了离心载荷，因此降低了应力水平、提高了破裂转速、延长了疲劳寿命、减轻了重量、减小了对涡轮盘的负担，更好地满足高性能航空发动机导流盘设计需要。
[0035]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包含范围之内。
【主权项】
1.一种燃气涡轮导流盘，所述导流盘包括依次连接的连接端、中间段和密封端，所述中间段连接所述连接端和密封端；所述密封端从其靠近中间段的位置分别向两侧分化为密封处和蓖齿端，向两侧分化的开始的位置为分叉；其特征在于，所述中间段为从两端向中间厚度逐渐减小的柔性薄板。2.根据权利要求1所述燃气涡轮导流盘，其特征在于，所述中间段最厚处的厚度为2~3mm，最薄处的厚度为0.8-1.5mm。3.根据权利要求1所述燃气涡轮导流盘，其特征在于，所述密封处包括与分叉连接的中辐板和与中辐板连接的密封结构，所述中辐板为从两端向中间厚度逐渐减小的柔性薄板。4.根据权利要求3所述燃气涡轮导流盘，其特征在于，所述中辐板最厚处的厚度为1.5~2mm，最薄处的厚度为0.8-1.2mm。5.根据权利要求3所述燃气涡轮导流盘，其特征在于，所述密封结构上远离涡轮盘的一侧设置有杠杆结构。6.根据权利要求1所述燃气涡轮导流盘，其特征在于，所述连接端与所述涡轮盘通过压紧螺母固定连接。
【专利摘要】本发明提供了一种燃气涡轮导流盘，通过设置柔性薄板和通过调整密封结构实现密封结构对涡轮盘的压紧力，使密封结构在离心力的作用下自动向涡轮盘贴紧，进一步保证了密封的可靠性，不需要使用“卡环”实现导流盘的定位，消除现有技术“卡环”带来的增加涡轮盘负担、应力水平升高、转速降低等技术缺陷。本发明所述的导流盘具有良好的轴对称性，工艺性好，可靠性高；由于导流盘半径较大的部分包括分叉、中间段和中辐板部分的厚度相对较薄，减少了离心载荷，因此降低了应力水平、提高了破裂转速、延长了疲劳寿命、减轻了重量、减小了对涡轮盘的负担，可以满足高性能航空发动机的需要。
【IPC分类】F01D9/00
【公开号】CN104895622
【申请号】CN201510350752
【发明人】蔡显新, 张立章, 蒋晓炜, 李川
【申请人】中国航空动力机械研究所
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2015年6月24日
【技术领域】
[0001]本发明涉及涡轮技术领域，更具体地，涉及一种燃气涡轮导流盘。
【背景技术】
[0002]导流盘的主要功能为:与(燃气或高压)涡轮盘共同形成冷却气体通道，并保证工作过程中通道的密封，以便将冷气“导”向榫(连)接部位和叶片。在某些情况下还有防止涡轮叶片(榫头)沿榫槽滑动的作用。
[0003]图1所示为现有技术设计的燃气涡轮导流盘。导流盘2与涡轮盘I在螺栓连接9处相互连接，实现导流盘2的定位。为了保证工作过程中密封处4始终保持贴合，防止张开，导流盘2上设有一卡环3。在离心力的作用下，卡环3将对整个导流盘2产生逆时钟方向弯矩，该弯矩使右上方密封处4脱开，当转速提高到一定程度，卡环3与涡轮盘I径向接触上之后，又会限制密封处4脱开的进一步发展，导流盘2右上部试图往左上方(使密封处4分开)变形的时候，卡环3将被涡轮盘I卡住而限制了往左上方的变形，从而避免密封处4张开。
[0004]现有技术采用的卡环结构，对涡轮盘有相互作用，增加了涡轮盘的负担；卡环的存在使结构重心右移，容易导致使密封处张开的位移；卡环的存在增加自身的重量，导致应力水平升高、破裂转速降低、疲劳寿命缩短；卡环沿轴向设有通气槽，增加了加工工序、加工难度，由此提高废品率和加工成本；卡环沿轴向的通气槽，容易出现缺陷，降低可靠性。综上所述，现有技术无法满足高性能航空发动机导流盘设计需要。
【发明内容】
[0005]本发明要解决的技术问题在于克服现有技术导流盘密封处易发生远离涡轮盘的位移的不足，提供一种新的燃气涡轮导流盘，所述燃气涡轮导流盘优化结构后可以成功利用离心力自动使导流盘密封处贴紧涡轮盘，相比现有的燃气涡轮导流盘，性能更好，可靠性得到显著提高。
[0006]本发明的上述目的通过以下技术方案予以实现:
提供一种燃气涡轮导流盘，所述导流盘包括依次连接的连接端、中间段和密封端，所述中间段连接所述连接端和密封端；所述密封端从其靠近中间段的位置分别向两侧分化为密封处和蓖齿端，向两侧分化的开始的位置为分叉；所述中间段为从两端向中间厚度逐渐减小的柔性薄板。
[0007]与现有技术相似，导流盘与涡轮盘共同形成冷却气体通道。
[0008]本发明所述连接端与涡轮盘固定连接；所述密封端的密封处靠近涡轮盘并与涡轮盘接触密封，所述蓖齿端远离涡轮盘；所述中间段与所述涡轮盘具有间距，
本发明将所述中间段设置为从两端向中间厚度逐渐减小的柔性薄板，使得中间段以上的部分在离心力作用下易于发生以所述分叉为中心的旋转。通过调节中间段与涡轮盘的距离、蓖齿端与涡轮盘的距离以及中间段和密封处的结构来调整密封结构对涡轮盘的压紧力。
[0009]所述调节密封处的结构的技术手段主要是:将所述密封处设置为包括与分叉点连接的中辐板和与中辐板连接的密封结构，所述密封结构与所述涡轮盘接触密封，所述中辐板为从两端向中间厚度逐渐减小的柔性薄板，与以上所述中间段性质相同，保障了所述密封结构旋转并向涡轮盘贴靠实现可靠的接触密封。
[0010]进一步地，所述密封结构上远离涡轮盘一侧设置有杠杆结构，可通过调节杠杆结构沿旋转轴线方向的尺寸来调整密封结构对涡轮盘的压紧力。所述杠杆结构为以所述分叉的中心为支点，杠杆结构在离心力作用下向上抬，相对分叉的中心产生顺时钟方向的弯矩；调整沿旋转轴线方向的尺寸即调整力臂，弯矩与力臂成正比，该弯矩调节密封结构对涡轮盘的压紧力，进一步保证了密封的可靠性。
[0011]所述柔性薄板，包括本发明所述中间段和中辐板，均是在现有技术该部位结构材料的基础上变薄一些，使之具有柔性，故称之为柔性薄板。更进一步地，所述中间段最厚处的厚度为2~3mm，最薄处的厚度为0.8-1.5mm ;更进一步地，所述中福板最厚处的厚度为1.5~2mm，最薄处的厚度为0.8-1.2mm。
[0012]基于本发明结构，所述调节中间段与涡轮盘的距离和调节蓖齿端与涡轮盘的距离的方法可以通过本领域常规的实验手段进行调节，也可以通过现有计算机数值仿真的方法，通过调节上述结构包括调整中间段和中辐板的厚度，增加或减小杠杆结构的轴向尺寸等，使贴紧处在设计状态的压紧力为4000?20000N，由此既保证密封，又不产生过大的应力。
[0013]综上所述，本发明通过进一步地优化导流盘各部分的结构，实现了在离心力作用下密封处向涡轮盘自动贴靠的技术效果。
[0014]进一步地，所述连接端与所述涡轮盘通过压紧螺母固定连接。
[0015]本发明具有以下有益效果:
本发明提供了一种燃气涡轮导流盘，将所述密封端从其靠近中间段的位置分别向两侧分化为密封处和蓖齿端；将所述中间段的靠近所述密封端的部分、密封处的中辐板均设为柔性薄板，通过调节中间段与涡轮盘的距离、蓖齿端与涡轮盘的距离、中间段和密封处的结构以及蓖齿端的质量来调整密封结构对涡轮盘的压紧力，使密封结构在离心力的作用下自动向涡轮盘贴紧；在所述密封结构上远离涡轮盘一侧进一步设置有杠杆结构，通过调节杠杆结构沿旋转轴线方向的尺寸来调整密封结构对涡轮盘的压紧力，进一步保证了密封的可靠性。
[0016]由于以上各结构的有机配合可使本发明“密封处”在工作过程中自动保持贴紧涡轮盘的状态，现有技术的“卡环”丧失了存在的必要，故取消之，从而消除了卡环带来的增加涡轮盘负担、使结构重心右移而容易导致使密封处张开的位移、应力水平升高、破裂、转速降低、疲劳寿命缩短、加工难度大、可靠性低等技术缺陷。
[0017]本发明的导流盘具有更好的轴对称性，工艺性好，可靠性好，由于导流盘半径较大的部分，包括分叉、中间段和中辐板部分的厚度较薄，减少了离心载荷，因此降低了应力水平、提高了破裂转速、延长了疲劳寿命、减轻了重量、减小了对涡轮盘的负担，更好地满足高性能航空发动机导流盘设计需要。
【附图说明】
[0018]构成本申请的一部分的说明书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:
图1是现有技术涡轮盘-导流盘组件图。
[0019]图2是本发明优选实施例涡轮盘-导流盘组件图。
[0020]图3位本发明优选实施例导流盘立体图。
[0021]图4位本发明优选实施例导流盘立体图。 [0022]图1?2中，I为涡轮盘，2为导流盘，3为卡环，4为密封处，5为冷气进孔，6为冷却气体通道，7为蓖齿端，8为叶片，9为螺栓连接，10为旋转轴线，11为压紧螺母，12为中间段，13为分叉，14为中辐板，15为杠杆结构，16为密封结构。
【具体实施方式】
[0023]以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由权利要求限定和覆盖的多种不同方式实施。
[0024]如图2所示，本发明提供一种燃气涡轮导流盘2，包括依次连接的连接端、中间段12和密封端，所述中间段12连接所述连接端和密封端；所述密封端从其靠近中间段的位置分别向两侧分化为密封处4和蓖齿端7，向两侧分化的开始的位置为分叉13 ;
所述中间段12为从两端向中间厚度逐渐减小的柔性薄板，使得中间段12以上的部分在离心力作用下易于发生绕所述分叉13的中心的旋转；
所述中间段12最厚处的厚度为2~3mm，最薄处的厚度为0.8-1.5mm。
[0025]所述密封端的密封处靠近涡轮盘I并与涡轮盘I接触密封，所述蓖齿端7远离涡轮盘I;所述柔性薄板与所述涡轮盘I具有间距，所述间距适于保持通气即可。
[0026]导流盘2与涡轮盘I共同形成冷却气体通道6。
[0027]本发明所述连接端与涡轮盘I固定连接；所述连接端与所述涡轮盘I可以通过压紧螺母11固定连接。
[0028]所述密封处4包括与分叉13连接的中辐板14和与中辐板14连接的密封结构16，中辐板14为从两端向中间厚度逐渐减小的柔性薄板，密封结构16与所述涡轮盘I接触密封；通过调节中间段12与涡轮盘I的距离、蓖齿端7与涡轮盘I的距离、中间段12的厚度、杠杆结构15的轴向尺寸来调整密封结构16对涡轮盘I的压紧力。
[0029]所述中福板14最厚处的厚度为1.5~2mm，最薄处的厚度为0.8-1.2mm。
[0030]所述密封处4还包括杠杆结构15，杠杆结构15设置于所述密封结构16上远离涡轮盘一侧，可通过调节杠杆结构15沿旋转轴线方向的尺寸来调整密封结构16对涡轮盘I的压紧力。所述杠杆结构15为以所述分叉13的中心为支点，杠杆结构15在离心力作用下向上抬，相对分叉13的中心产生顺时钟方向弯矩，调整沿旋转轴线方向的尺寸即调整力臂，弯矩与力臂成正比，该弯矩调节密封结构16对涡轮盘I的压紧力，进一步保证了密封的可靠性。
[0031]将所述密封端从其靠近中间段12的位置分别向两侧分化为密封处4和蓖齿端7，将所述中间段12和中辐板14均设为柔性薄板，实现了在离心力作用下密封处4向涡轮盘I自动贴靠的技术效果。在所述密封结构上远离涡轮盘I 一侧进一步设置有杠杆结构15，通过调节杠杆结构15沿旋转轴线10方向的尺寸来调整密封结构对涡轮盘I的压紧力，进一步保证了密封的可靠性。
[0032]基于本发明优化结构，可以通过调节中间段与涡轮盘的距离、蓖齿端与涡轮盘的距离以及中间段和密封处的结构来调整密封结构对涡轮盘的压紧力，使密封结构在离心力的作用下自动向涡轮盘贴紧。例如可以通过现有计算机数值仿真的方法，调节上述结构(调整中间段12厚度，将“中间段12左右移动，篦齿端7左右移动，增加或减小杠杆结构的轴向尺寸等)使贴紧处在设计状态的压紧力为4000?20000N，由此既保证了密封，又不产生过大的应力。
[0033]由于以上各结构的有机配合可使本发明“密封处”在工作过程中自动保持贴紧涡轮盘的状态，现有技术的“卡环”丧失了存在的必要，故取消之，从而消除了卡环带来的增加涡轮盘负担、使结构重心右移而容易导致使密封处张开的位移、应力水平升高、破裂转速降低、疲劳寿命缩短、加工难度大、可靠性低等技术缺陷。
[0034]本发明的导流盘具有更好的轴对称性，工艺性好，可靠性好，由于导流盘半径较大的部分(分叉、中间段和中辐板)的厚度较薄，减少了离心载荷，因此降低了应力水平、提高了破裂转速、延长了疲劳寿命、减轻了重量、减小了对涡轮盘的负担，更好地满足高性能航空发动机导流盘设计需要。
[0035]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包含范围之内。
【主权项】
1.一种燃气涡轮导流盘，所述导流盘包括依次连接的连接端、中间段和密封端，所述中间段连接所述连接端和密封端；所述密封端从其靠近中间段的位置分别向两侧分化为密封处和蓖齿端，向两侧分化的开始的位置为分叉；其特征在于，所述中间段为从两端向中间厚度逐渐减小的柔性薄板。2.根据权利要求1所述燃气涡轮导流盘，其特征在于，所述中间段最厚处的厚度为2~3mm，最薄处的厚度为0.8-1.5mm。3.根据权利要求1所述燃气涡轮导流盘，其特征在于，所述密封处包括与分叉连接的中辐板和与中辐板连接的密封结构，所述中辐板为从两端向中间厚度逐渐减小的柔性薄板。4.根据权利要求3所述燃气涡轮导流盘，其特征在于，所述中辐板最厚处的厚度为1.5~2mm，最薄处的厚度为0.8-1.2mm。5.根据权利要求3所述燃气涡轮导流盘，其特征在于，所述密封结构上远离涡轮盘的一侧设置有杠杆结构。6.根据权利要求1所述燃气涡轮导流盘，其特征在于，所述连接端与所述涡轮盘通过压紧螺母固定连接。
【专利摘要】本发明提供了一种燃气涡轮导流盘，通过设置柔性薄板和通过调整密封结构实现密封结构对涡轮盘的压紧力，使密封结构在离心力的作用下自动向涡轮盘贴紧，进一步保证了密封的可靠性，不需要使用“卡环”实现导流盘的定位，消除现有技术“卡环”带来的增加涡轮盘负担、应力水平升高、转速降低等技术缺陷。本发明所述的导流盘具有良好的轴对称性，工艺性好，可靠性高；由于导流盘半径较大的部分包括分叉、中间段和中辐板部分的厚度相对较薄，减少了离心载荷，因此降低了应力水平、提高了破裂转速、延长了疲劳寿命、减轻了重量、减小了对涡轮盘的负担，可以满足高性能航空发动机的需要。
【IPC分类】F01D9/00
【公开号】CN104895622
【申请号】CN201510350752
【发明人】蔡显新, 张立章, 蒋晓炜, 李川
【申请人】中国航空动力机械研究所
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2015年6月24日
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