一种航空发动机涡轮组件制造技术

本发明专利技术公开了一种航空发动机涡轮组件，包括涡轮组件本体和冷却组件。其中，涡轮组件本体具有内部流道，涡轮组件本体包括依次固定相连的涡轮动盘、叶片端壁和涡轮动叶。所述内部流道经过所述涡轮动盘、所述叶片端壁和所述涡轮动叶，所述内部流道具有进口和出口。冷却组件固定于所述涡轮动盘上，冷却组件包括依次连通的电磁泵系统、膨胀节和散热器。所述电磁泵系统与所述进口连通，以向所述内部流道通入液态金属。所述散热器与所述出口连通，以接收所述出口流出的所述液态金属。相比于现有技术，本发明专利技术能够提高发动机的热效率和做功能力，增强冷却效果，延长涡轮组件的使用寿命。延长涡轮组件的使用寿命。延长涡轮组件的使用寿命。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机涡轮组件


[0001]本专利技术涉及航空发动机
，特别是涉及一种航空发动机涡轮组件。

技术介绍

[0002]要提高航空燃气涡轮发动机的推力和热效率，必须提高涡轮前温度，这是提高发动机性能的主要技术措施。目前先进发动机的涡轮进口温度已经达到2200K左右，未来还将继续提高。当涡轮动叶面对如此高的温度环境，热防护技术显得格外重要，主要措施是采用耐热高温材料和用冷却介质进行有效的冷却。
[0003]航空发动机的涡轮动叶冷却一般采用压气机出口或中间级引出的高压空气作为冷却介质，由于涡轮前燃气温度的不断提高，冷气用量也在不断加大。冷却流量的加大，对提高发动机推力不利。为了达到冷气用量小、冷却效果佳的目的，必须采用强化换热或者阻隔热燃气的措施，包括冲击冷却、发散冷却、气膜冷却等方式。但是，空气冷却也同样带来一些问题：第一，为了使用有限的空气对叶片进行有效冷却，叶片的设计上采用了复杂的结构形式，这时对零件的制造工艺提出了更高要求，增加了制造成本；第二，冷却空气通常从压气机引出，失去了做功能力，使得发动机的整机做功能力下降；第三，冷本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机涡轮组件，其特征在于，包括：具有内部流道的涡轮组件本体，包括依次固定相连的涡轮动盘、叶片端壁和涡轮动叶；所述内部流道经过所述涡轮动盘、所述叶片端壁和所述涡轮动叶，所述内部流道具有进口和出口；固定于所述涡轮动盘上的冷却组件，包括依次连通的电磁泵系统、膨胀节和散热器；所述电磁泵系统与所述进口连通，以向所述内部流道通入液态金属；所述散热器与所述出口连通，以接收所述出口流出的所述液态金属。2.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮组件，其特征在于，所述进口和出口均位于所述涡轮动盘上。3.根据权利要求2所述的航空发动机涡轮组件，其特征在于，还包括用于降低风阻的减阻盖板，所述减阻盖板固定于所述涡轮动盘上，且罩设于所述电磁泵系统和所述膨胀节外侧，所述减阻盖板远离所述涡轮动盘的一侧表面光滑。4.根据权利要求2所述的航空发动机涡轮组件，其特征在于，所述电磁泵系统与所述进口之间通过第一连接管道连通，所述散热器与所述出口之间通过第二连接管道连通，所述散热器与所述膨胀节之间通过第三连接管道连通，所述膨胀节与所述电磁泵系统之间通过第四连接管道连通。5.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮组件，其特征在于，所述内部流道包括设置于所述涡轮动叶内的第一底部腔室、第二底部腔室、顶部腔室、流入叶片冷却通道和流出叶片冷却通道；所述第一底部腔室和所述第二底部腔室均位于所述涡轮动叶靠近所述叶片端壁的一端，所述顶部腔室位于所述涡轮动叶远离所述叶片端壁的一端；所述第一底部腔室与所述顶部腔室之间通过若干个所述流入叶片冷却通道连通，所述第二底部腔室与所...

【专利技术属性】
技术研发人员：罗翔，张哲，刘冬冬，邬泽宇，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：