一种用于航空发动机的涡轮盘制造技术

本实用新型专利技术涉及一种用于航空发动机的涡轮盘，其包括盘缘、盘缘与后挡板限制块连接结构、后挡板限制块、辐板与后挡板限制块连接结构、辐板、前安装边、后安装边和盘毂；盘缘与辐板外部连接，辐板内部与盘毂连接；在辐板一侧，位于盘缘与辐板之间设置有后挡板限制块，后挡板限制块与盘缘之间形成盘缘与后挡板限制块连接结构，该盘缘与后挡板限制块连接结构为三圆弧结构；后挡板限制块与辐板之间形成辐板与后挡板限制块连接结构，该辐板与后挡板限制块连接结构为双圆弧结构；在辐板后部一侧设置有后安装边，后安装边与后挡板限制块位于同侧；在辐板另一侧设置有前安装边。本实用新型专利技术能实现既满足设计要求且减小涡轮盘整体质量的目的。

Turbine disk for aviation engine

The utility model relates to a turbine disk of aero-engine, which comprises a rim, rim and tailgate limit block connection structure, tailgate restrictions block, and the back baffle plate limit block connection structure, plate, front edge, edge and installation after the installation of the hub and spokes rim; external connection plate, the internal connection and the hub; in the web side, a rear baffle block is arranged between the rim limit and the web, the rim and the back baffle limiting block connection structure formed between the rear baffle limiting block and rim, the rim and the back baffle limit block connection structure is three arc baffle structure; limit plate and the back baffle limit block connection structure is formed between the block and plate, the plate and the rear baffle limit block connection structure is double circular plate structure; in the rear side is provided with a back installing edge, after installing edge and the back baffle block is located in the same side limit The other side of the spoke plate is provided with a front mounting edge. The utility model can realize the purpose of satisfying the design requirements and reducing the overall quality of the vortex disc.

【技术实现步骤摘要】

本技术涉及一种航空发动机零部件，特别是关于一种用于航空发动机的涡轮盘。
技术介绍
航空发动机故障严重影响飞行的安全性和可靠性，一旦航空发动机出现故障，将直接导致飞行事故的发生。涡轮盘是航空发动机最关键的部件之一，是航空发动机的主要承力部件。涡轮盘的破裂和工作异常往往带来灾难性的故障。涡轮盘的工作条件非常严酷，除因高速旋转受到很高的离心载荷作用外，还受到气动力的作用，而涡轮盘由于温度分布不均，还承受较大的热应力。盘缘与辐板连接处是涡轮盘最薄的位置，该位置还是后挡板安装位置，即后挡板限制块也设计在此位置。因此，其结构复杂，往往出现应力集中，产生裂纹，导致涡轮盘在此处发生疲劳破坏。上述位置处涉及到两个连接处，分别是盘缘与后挡板限制块连接处和辐板与后挡板限制块连接处。由于这两个连接处均与后挡板限制快相连，导致这两个位置的应力相互影响，加剧应力集中的出现。现有技术为了防止疲劳破坏，控制应力集中，在设计时使盘缘与辐板连接处的应力降低的措施是将该处设计得厚重。但是这类改进设计使涡轮盘过重，加重了航空发动机的整体自重，降低了整体性能。
技术实现思路
针对上述问题，本技术的目的是提供一种用于航空发动机的涡轮盘，其有效克服了现有技术中涡轮盘盘缘与辐板连接处应力集中，且质量过大的问题。为实现上述目的，本技术采取以下技术方案：一种用于航空发动机的涡轮盘，其特征在于：该涡轮盘包括盘缘、盘缘与后挡板限制块连接结构、后挡板限制块、辐板与后挡板限制块连接结构、辐板、前安装边、后安装边和盘毂；所述盘缘与所述辐板外部连接，所述辐板内部与所述盘毂连接；在所述辐板一侧，位于所述盘缘与所述辐板之间设置有所述后挡板限制块，所述后挡板限制块与所述盘缘之间形成所述盘缘与后挡板限制块连接结构，该盘缘与后挡板限制块连接结构为三圆弧结构；所述后挡板限制块与所述辐板之间形成所述辐板与后挡板限制块连接结构，该辐板与后挡板限制块连接结构为双圆弧结构；在所述辐板后部一侧设置有所述后安装边，所述后安装边与所述后挡板限制块位于同侧；在所述辐板另一侧设置有所述前安装边。进一步，所述三圆弧结构由中圆弧BC、大圆弧CD和小圆弧DE一体成型。进一步，所述中圆弧BC、大圆弧CD和小圆弧DE两两相切，靠近所述盘缘的中圆弧BC与所述盘缘的AB边相切，靠近所述后挡板限制块的小圆弧DE与所述后挡板限制块的EF边相切。进一步，所述中圆弧BC的圆心O2位于大圆弧CD的端点C与大圆弧CD圆心O1连成的辅助线段CO1上。进一步，所述小圆弧DE的圆心O3位于大圆弧CD的端点D与大圆弧CD圆心O1连成的辅助线段DO1上。进一步，所述大圆弧CD的半径为18mm，中圆弧BC的半径为15mm，小圆弧DE的半径为1.2mm，中圆弧BC的端点B与小圆弧DE的端点E的径向距离为8mm。进一步，所述双圆弧结构由小圆弧JK和大圆弧KL一体成型。进一步，所述小圆弧JK和大圆弧KL相切，且靠近所述辐板的大圆弧KL与所述辐板的LM边相切，靠近所述后挡板限制块的小圆弧JK与所述后挡板限制块的JI边相切。进一步，所述小圆弧JK的圆心O5位于大圆弧KL的端点K与大圆弧KL圆心O4连成的辅助线段KO4上。进一步，所述大圆弧KL的半径为33mm，小圆弧JK的半径为1.3mm，小圆弧JK的端点J与大圆弧KL的端点L的径向距离为10mm。本技术由于采取以上技术方案，其具有以下优点：1、由于盘缘与辐板的连接处是涡轮盘最薄的位置，并且后挡板限制块也设计在此位置，结构复杂，往往出现应力集中，产生裂纹，导致疲劳破坏。而为了降低应力集中，涡轮盘设计时的措施是将该位置加厚，又导致涡轮盘过重，增大了涡轮盘的材料成本，降低了发动机的整体性能。本技术针对涡轮盘设计时消除应力集中与减小质量这一矛盾，提供了一种涡轮盘盘缘与后挡板限制块的连接结构和辐板与后挡板限制块的连接结构，达到涡轮盘上述位置应力满足设计要求且减小涡轮盘整体质量的目的。2、本技术能满足应力设计要求，且质量与涡轮盘原有状态下相比得到降低。利用该结构，解决了应力集中的问题，减小了涡轮盘质量，降低了涡轮盘制造的材料成本。附图说明图1是本技术的整体结构示意图；图2是本技术的盘缘与后挡板限制块连接结构示意图；图3是本技术的辐板与后挡板限制块连接结构示意图。具体实施方式下面下面结合附图和实施例对本技术进行详细的描述。如图1～图3所示，本技术提供一种用于航空发动机的涡轮盘，其包括盘缘1、盘缘与后挡板限制块连接结构2、后挡板限制块3、辐板与后挡板限制块连接结构4、辐板5、前安装边6、后安装边7和盘毂8。盘缘1与辐板5外部连接，辐板5内部与盘毂8连接。在辐板5一侧，位于盘缘1与辐板5之间设置有后挡板限制块3，后挡板限制块3与盘缘1之间形成盘缘与后挡板限制块连接结构2，该盘缘与后挡板限制块连接结构2为三圆弧结构；后挡板限制块3与辐板5之间形成辐板与后挡板限制块连接结构4，该辐板与后挡板限制块连接结构4为双圆弧结构。在辐板5后部一侧设置有后安装边7，后安装边7与后挡板限制块3位于同侧；在辐板5另一侧设置有前安装边6。上述实施例中，如图2所示，三圆弧结构由中圆弧BC、大圆弧CD和小圆弧DE一体成型，中圆弧BC、大圆弧CD和小圆弧DE两两相切，靠近盘缘1的中圆弧BC与盘缘1的AB边相切，靠近后挡板限制块3的小圆弧DE与后挡板限制块3的EF边相切。其中，中圆弧BC的结构和小圆弧DE的结构都在大圆弧CD的结构的基础上得到。在一个优选地实施例中，大圆弧CD的圆心是O1，C点和D点为两个端点。中圆弧BC的圆心是O2，B点和C点为两个端点。大圆弧CD的端点C与圆心O1连成辅助线段CO1，中圆弧BC的圆心O2在辅助线段CO1上，中圆弧BC的B端与盘缘1的AB边的B端相连且相切。在一个优选地实施例中，小圆弧DE的圆心是O3，D点和E点为两个端点。大圆弧CD的端点D与圆心O1连成辅助线段DO1，小圆弧DE的圆心O3在辅助线段DO1上，小圆弧DE的E端与后挡板限制块3的EF边的E端相连且相切。在一个优选地实施例中，大圆弧CD的半径为18mm，中圆弧BC的半径为15mm，小圆弧DE的半径为1.2mm，中圆弧BC的端点B与小圆弧DE的端点E的径向距离，即GH线段的长度为8mm。上述各实施例中，如图3所示，双圆弧结构由小圆弧JK和大圆弧KL一体成型，小圆弧JK和大圆弧KL两个圆弧之间相切，且靠近辐板5的大圆弧KL与辐板5的LM边相切，靠近后挡板限制块3的小圆弧JK与后挡板限制块3的JI边相切。小圆弧JK的结构在大圆弧KL的结构的基础上得到。在一个优选地实施例中，大圆弧KL的圆心是O4，K点和L点为两个端点，大圆弧KL的L端与辐板LM边的L端相连且相切。小圆弧JK的圆心是O5，J点和K点为两个端点。辅助线段KO4，小圆弧JK的圆心O5在辅助线段KO4上，小圆弧JK的J端与后挡板限制块IJ边的J端相连且相切。在一个优选地实施例中，大圆弧KL的半径为33mm，小圆弧JK的半径为1.3mm，小圆弧JK的端点J与大圆弧KL的端点L的径向距离，即NO线段的长度为10mm。上述各实施例仅用于说明本技术，各部件的结构、尺寸、设置位置及形状都是可以有所变化的，在本技术技术方案的基础上，本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于航空发动机的涡轮盘，其特征在于：该涡轮盘包括盘缘、盘缘与后挡板限制块连接结构、后挡板限制块、辐板与后挡板限制块连接结构、辐板、前安装边、后安装边和盘毂；所述盘缘与所述辐板外部连接，所述辐板内部与所述盘毂连接；在所述辐板一侧，位于所述盘缘与所述辐板之间设置有所述后挡板限制块，所述后挡板限制块与所述盘缘之间形成所述盘缘与后挡板限制块连接结构，该盘缘与后挡板限制块连接结构为三圆弧结构；所述后挡板限制块与所述辐板之间形成所述辐板与后挡板限制块连接结构，该辐板与后挡板限制块连接结构为双圆弧结构；在所述辐板后部一侧设置有所述后安装边，所述后安装边与所述后挡板限制块位于同侧；在所述辐板另一侧设置有所述前安装边。

【技术特征摘要】
1.一种用于航空发动机的涡轮盘，其特征在于：该涡轮盘包括盘缘、盘缘与后挡板限制块连接结构、后挡板限制块、辐板与后挡板限制块连接结构、辐板、前安装边、后安装边和盘毂；所述盘缘与所述辐板外部连接，所述辐板内部与所述盘毂连接；在所述辐板一侧，位于所述盘缘与所述辐板之间设置有所述后挡板限制块，所述后挡板限制块与所述盘缘之间形成所述盘缘与后挡板限制块连接结构，该盘缘与后挡板限制块连接结构为三圆弧结构；所述后挡板限制块与所述辐板之间形成所述辐板与后挡板限制块连接结构，该辐板与后挡板限制块连接结构为双圆弧结构；在所述辐板后部一侧设置有所述后安装边，所述后安装边与所述后挡板限制块位于同侧；在所述辐板另一侧设置有所述前安装边。2.如权利要求1所述的一种用于航空发动机的涡轮盘，其特征在于：所述圆弧结构由中圆弧BC、大圆弧CD和小圆弧DE一体成型。3.如权利要求2所述的一种用于航空发动机的涡轮盘，其特征在于：所述中圆弧BC、大圆弧CD和小圆弧DE两两相切，靠近所述盘缘的中圆弧BC与所述盘缘的AB边相切，靠近所述后挡板限制块的小圆弧DE与所述后挡板限制块的EF边相切。4.如权利要求2或3所述的一种用于航空发动机的涡轮盘，其特征在于：所述中圆弧BC的圆心O2位于大圆弧CD的端点C与大...

【专利技术属性】
技术研发人员：于洪飞，付强，王佰智，
申请(专利权)人：中航空天发动机研究院有限公司，
类型：新型
国别省市：北京;11