CN108087549B - 航空发动机涡轮叶片冷却试验密封结构 - Google Patents

Abstract

本发明涉及涡轮叶片试验技术领域，具体提供了航空发动机涡轮叶片冷却试验密封结构，采用三个圆形密封片将密封胶分割为两级密封，并用螺栓、螺母对圆形密封片进行固定压紧，如此能够对引气管和测试引线进行完全密封，并且增加了密封结构的安全系数；为了防止密封胶在高温下失效，对密封胶采取了主动隔热和有效的冷却措施，保证密封胶处于规定的工作温度范围，使得密封胶能够发挥弹性密封的特点，从而实现不同燃气温度下(叶片膨胀量不同)引气管和测试引线的完全密封。

Description

航空发动机涡轮叶片冷却试验密封结构

技术领域

本发明涉及涡轮叶片试验技术领域，特别涉及航空发动机涡轮叶片冷却试验密封结构。

背景技术

航空发动机涡轮叶片的冷却效果试验是国内外航空发动机研制过程中必不可少的一项验证试验。目前涡轮叶片的冷效试验一般都在地面试验台上进行。涡轮叶片的冷效试验在专门设计的冷效试验装置上进行，试验叶栅部分一般选取5～7片叶片组成扇形通道，其中中间一片为主试验叶片，其余为陪衬叶片，试验时通冷却气。由于燃气温度较高，试验的进、排气段采用双层水冷结构。为了方便拆装和实现叶片冷气流量精确测量，主试验叶片冷气采用引气管进行供气，并在叶片叶身中截面布置一定数量(10～40根)的直径为0.4mm的K型铠装热电偶。

试验时由于叶片处于高温高压的燃气环境中，基于冷效试验装置安全考虑和为了试验顺利进行，需要对叶片引气管和测试电偶线进行密封，若密封效果不佳，会造成试验燃气对主试验叶片冷气进行额外加温，使得试验结果严重偏离；再者可能烧毁测试电偶，更严重者甚至烧毁试验装置，引发试验现场安全问题。因此，涡轮叶片冷效试验中，主试验叶片引气管和测试引线的密封问题十分关键，应该引起重视。

现有技术方案下的密封结构如图1所示，引气管和测试引线采用各自独立的密封结构，燃气从燃气进口A处沿箭头方向进入，并从燃气出口B处沿箭头方向流出。引气管107通过引气管107上的压紧螺母108将球面垫圈109压紧在锥面底座110上实现密封，共有三个密封部位，第一个是球面垫圈109与锥面底座110形成的线密封，第二个是压紧螺母108与球面垫圈109形成的平面密封，第三个是压紧螺母108与引气管107组成的螺纹密封，该三个密封部位组成的串联密封组必须同时起到密封作用才能实现引气管107的密封，任何一个密封部位密封失效都会导致整个结构的密封失效。

测试电偶101的引线通过压紧螺帽102将密封片103和密封胶填充物105压紧固定在测试穿线管104上实现密封。密封胶填充物105在一定时间下固化成具有一定耐压程度的弹性固体，测试电偶101的引线被该固体包裹，燃气压力作用在该固体上形成作用力，该力向上依次传递给密封片103、压紧螺帽102，然后通过螺纹连接将该力传递到测试穿线管104上，并最终将作用力传递给试验装置的上盖板106上，从而实现密封。

上述现有技术方案具有如下缺陷：

1、技术方面

上述现有技术方案下的引气管密封结构即使在安装合理的情况下，依然不能实现完全的零泄漏密封。因为由压紧螺母108分别与球面垫圈109和引气管107组成的平面和螺纹密封形式，可能会由于平面粗糙度和螺纹间隙原因无法实现零泄漏密封。因此该密封结构在密封效果上存在先天性的不足。此外，若引气管107偏离锥面底座110的中心线一定角度，会导致该密封结构的密封效果下降。

引气管密封结构即使在试验前处于良好密封的情况下，随着燃气温度的提高，叶片将会受热膨胀伸长。为了保护叶片，主试验叶片112在安装时，保证下端固定，而上端可自由伸缩，从而避免人为的约束造成大的热应力而破坏主试验叶片112。主试验叶片112受热膨胀伸长，引气管密封结构将会出现较大的间隙，如图2所示，密封完全失效。此时燃气会大量从间隙中泄漏出来，会造成燃气对集气盒111和引气管107中的叶片冷气二次加温，使得冷气温度严重偏离且处于不可控状态。此外，还可能烧毁引气管107，并向测试引线密封结构导热，使得密封胶温度升高长期超过200℃而变成白色粉末，失去密封的能力。如果此时想通过拧紧压紧螺母108来重新实现密封，则一方面由于高温高压燃气泄露带来操作上的安全问题，另一方面则可能盲目拧紧后较大的拉力拉裂主试验叶片112及其附属配件，造成更大的燃气泄露和安全隐患，使得试验无法继续进行下去。

现有技术方案下的测试引线密封结构可能带来以下影响密封的技术性问题。首先在现有结构下，由测试穿线管104和上盖板106的孔形成填充密封胶的通孔，由于通孔下端不封闭，在填充密封胶填充物105的过程中，可能发生填充不实或不到位的情况，有发生密封失效的风险。在现有结构下，密封胶直接暴露在高温高压燃气环境中，随着时间的增加和导热作用的影响，容易使得密封胶温度升高失去密封能力。此外，由于引气管密封结构失效带来的高温问题会严重影响测试电偶101密封效果。

由于上盖板106的空间较小，同时安排引气管107和测试电偶101的密封结构，可能会造成安装时发生干涉问题，影响冷效试验装置的安装。

2、成本方面

现有技术方案下，零件的加工成本较低，只需加工若干与密封结构相关的小零件和相应的密封材料，因此成本较为低廉，在此不再赘述。然而在组装过程中，由于穿线孔较小，可能有折断测试电偶101的风险，从而增加额外的测试成本甚至是试验成本。

3、效率方面

由于上盖板106空间较小以及基于密封效果的考虑，测试穿线管104内径较小，在穿测试管线过程中较为费时，影响安装效率。目前使用的热电偶为K型铠装热电偶，电偶直径0.4mm，电偶测量端与补偿导线通过直径为4mm的接插件连接，由于测试穿线管104内径小，电偶数量较多，在穿线过程中容易发生交叉和缠绕甚至折断测试电偶101。整个过程十分耗时繁琐，根据以往经验，整个穿线过程大约耗时30～90分钟。因此现有技术方案下安装测试引线密封结构效率较低。

发明内容

针对现有技术方案的缺点，本发明需要解决以下技术问题：

1.现有引气管密封结构无法实现零泄漏问题

由于现有技术方案下引气管密封结构存在先天性不足，现有的平面和螺纹密封形式下无法实现完全密封，本发明首先要解决完全密封问题。

2.现有引气管密封结构无法实现高温下的密封问题

在高温状态下，由于主试验叶片受热膨胀伸长使得现有引气管密封结构密封失效，本发明要实现在不同燃气温度下的完全密封问题。

3.现有测试引线密封结构密封胶填充不实和不到位问题

现有密封胶填充孔为通孔，在填充密封胶时，可能存在密封胶填充不实或不到位的风险，从而影响密封效果。本发明要实现密封胶填充密实的目标。

4.现有测试引线密封结构下密封胶隔热问题

在现有技术方案下，没有针对密封胶采取有效的隔热措施，使得密封胶有失效的风险。本发明要针对密封胶采取有效的隔热和冷却措施，保证密封胶处于有效的密封能力范围内。

5.现有测试引线密封结构下穿线效率低的问题

由于电偶穿线管孔径较小，电偶数量较多且电偶接插件直径较大，使得穿线耗时长，工作效率低，且在穿线过程中容易折断测试电偶。本发明要提高穿线效率和和解决测试电偶折断的问题。

为克服上述现有技术存在的至少一种缺陷，本发明提供了航空发动机涡轮叶片冷却试验密封结构，引气管、集气盒和主试验叶片之间依次固定，所述引气管外侧套设一隔热管，所述隔热管外侧套设一外冷却管，所述引气管侧壁固定有上密封端盖和下密封端盖，所述隔热管和所述外冷却管的顶部通过所述上密封端盖密封连接，所述隔热管和所述外冷却管的底部通过所述下密封端盖密封连接，所述上密封端盖内壁沿轴向开有至少一个矩形通孔，所述隔热管底部开有至少一个矩形槽，所述引气管侧壁上部固定有一进排气接头，所述进排气接头上设有至少一个进气接嘴和至少一个出气孔，所述出气孔和所述矩形通孔连通，所述外冷却管侧壁上部开有至少一个与所述进气接嘴连通的通气孔；

所述外冷却管外侧设有上盖板，所述上盖板中心开有变径孔，所述外冷却管穿过该变径孔，所述外冷却管外壁固定有密封片层，所述密封片层包括下端密封片、中间密封片和上端密封片，所述外冷却管外侧套设有螺接于所述上盖板上部的六角双螺纹空心螺栓，所述六角双螺纹空心螺栓上部螺接有压紧螺帽，所述密封片层中两两密封片之间均填充有密封胶填充物，所述上端密封片位于所述压紧螺帽和密封胶填充物之间，测试电偶的线穿过所述上盖板、所述密封片层、所述密封胶填充物和所述压紧螺帽。

优选的，所述下密封端盖具有一环形槽，所述隔热管的下端插入该环形槽中并通过焊接的方式固定于该环形槽内。

优选的，所述上密封端盖具有圆形台阶，所述外冷却管顶端与所述上密封端盖的圆形台阶相焊接。

优选的，所述进排气接头内具有多层篦齿，所述篦齿位于所述外冷却管外侧，所述进排气接头内设有石棉密封垫片，所述石棉密封垫片设置于所述进排气接头和所述上密封端盖之间。

优选的，所述集气盒外侧设有进口支板和出口支板，所述上盖板外侧设有安装底座，所述安装底座固定于所述进口支板和所述出口支板上侧，所述安装底座上设有第一冷却水通孔和第二冷却水通孔，所述进口支板上设有第三冷却水通孔，所述出口支板上设有第四冷却水通孔。

优选的，所述上盖板和所述安装底座之间设有铜密封垫片。

优选的，所述外冷却管外壁设有多层环形凸台，所述环形凸台沿轴向排布。

优选的，所述上盖板上设有多个凹槽，所述中间密封片底端具有和所述多个凹槽相适配的凸台，所述中间密封片通过该凸台和凹槽的配合与所述上盖板相固定，所述中间密封片顶端与密封胶填充物和所述六角双螺纹空心螺栓相压紧。

本发明技术方案的推荐使用工况为：燃气温度≤1400℃，压力≤4MPa，叶片冷气温度≤600℃，冷气压力不限，受限于冷气流经零件的耐压程度，此工况基本涵盖了目前地面涡轮叶片冷效试验工况。

本发明提供的航空发动机涡轮叶片冷却试验密封结构，具有如下有益效果：

1.能够实现不同燃气温度下引气管和电偶引线完全密封，能够吸收主试验叶片高温带来的膨胀量同时保证密封效果；

2.能够保证密封胶填充效果和质量，从而发挥密封胶的密封性能；

3.针对密封胶设计了冷却结构，能够保证密封胶的弹性密封特性，保证整个密封结构的有效性；

4.大大提高了电偶引线的效率。

附图说明

以下参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释和说明本发明，而不能理解为对本发明的保护范围的限制。

图1是现有技术方案的航空发动机涡轮叶片冷却试验密封结构的剖视图；

图2是现有技术方案中由于主试验叶片受热膨胀导致引气管密封结构失效时的剖视图；

图3是本发明提供的航空发动机涡轮叶片冷却试验密封结构的主视剖视图；

图4是图3中中间圆形密封片的俯视示意图；

图5是图3中外冷却管的局部剖视图；

图6是图3中空气冷却结构的主视剖视图；

图7-1是图3中隔热管的主视剖视图；

图7-2是图7-1中A-A向视角的结构示意图；

图8-1是图1中上密封端盖的俯视图；

图8-2是图1中上密封端盖的仰视图；

图9是图1中测试电偶的引线图。

附图标记：

1 进排气接头

2 石棉密封垫片

3 上密封端盖

4 进气接嘴

5 外冷却管

6 隔热管

7 上端密封片

8 压紧螺帽

9 六角双螺纹空心螺栓

10 密封胶填充物

11 中间密封片

12 上盖板

13 铜密封垫片

14 安装底座

15 下密封端盖

16 进口支板

17 引气管

18 测试电偶

19 下端圆形密封片

20 出口支板

21 集气盒

22 主试验叶片

101 测试电偶

102 压紧螺帽

103 密封片

104 测试穿线管

105 密封胶填充物

106 上盖板

107 引气管

108 压紧螺母

109 球面垫圈

110 锥面底座

111 集气盒

112 主试验叶片

A 燃气进口

B 燃气出口

C 第一通水冷却孔

D 第二通水冷却孔

E 第三通水冷却孔

F 第四通水冷却孔

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

需要说明的是：在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例，在不冲突的情况下，本申请中的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。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，均仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

在本文中，“示意性”表示“充当实例、例子或说明”，不应将在本文中被描述为“示意性”的任何图示、实施方式解释为一种更优选的或更具优点的技术方案。

如图3所示，本发明提供了航空发动机涡轮叶片冷却试验密封结构，引气管17、集气盒21和主试验叶片22之间依次固定，优选采用焊接的方式相固定。引气管17外侧套设一隔热管6，隔热管6外侧套设一外冷却管5，引气管17和隔热管6之间形成内流道，隔热管6和外冷却管5之间形成外流道，引气管17侧壁优选采用焊接的方式固定有上密封端盖3和下密封端盖15，隔热管6和外冷却管5的顶部通过上密封端盖3密封连接，隔热管6和外冷却管5的底部通过下密封端盖15密封连接，上密封端盖3内壁沿轴向开有至少一个矩形通孔，本实施例中优选的是，矩形通孔的数量为八个且周向均布于上密封端盖3内壁。

隔热管6底部开有至少一个矩形槽，本实施例中优选的是，矩形槽有八个且周向均布于隔热管6底部。引气管17侧壁上部优选采用螺接的方式固定有一进排气接头1，进排气接头1上设有至少一个进气接嘴4和至少一个出气孔，本实施例中优选的是，进气接嘴4的数量为两个，出气孔的数量为四个。出气孔和矩形通孔连通，即上密封端盖3的矩形通孔连通内流道和进排气接头1的出气孔，外冷却管5侧壁上部开有至少一个与进气接嘴4连通的通气孔；冷却气通过进气接嘴4进入进排气接头1后通过外冷却管5的通气孔进入外流道。

外冷却管5外侧设有上盖板12，上盖板12中心开有变径孔，外冷却管5穿过该变径孔，外冷却管5外壁固定有密封片层，密封片层包括从下到上依次固定的下端密封片19、中间密封片11和上端密封片7，外冷却管5外侧套设有螺接于上盖板12上部的六角双螺纹空心螺栓9，六角双螺纹空心螺栓9上部螺接有压紧螺帽8，密封片层中两两密封片之间均填充有密封胶填充物10，上端密封片7位于压紧螺帽8和密封胶填充物10之间，密封片层的每层密封片上均开有孔，测试电偶18的线穿过上盖板12、密封片层、密封胶填充物10和压紧螺帽8。

下密封端盖15具有一环形槽，隔热管6的下端插入该环形槽中并通过焊接的方式固定于该环形槽内。

上密封端盖3具有圆形台阶，外冷却管5顶端与上密封端盖3的圆形台阶相焊接。

进排气接头1内具有多层篦齿，本实施例中优选的是，篦齿层的数量为四层。篦齿位于外冷却管5外侧，进排气接头1内设有石棉密封垫片2，石棉密封垫片2设置于进排气接头1和上密封端盖3之间。

集气盒21外侧设有进口支板16和出口支板20，上盖板12外侧设有安装底座14，安装底座14优选采用焊接的方式固定于进口支板16和出口支板20上侧，安装底座14上设有第一冷却水通孔和第二冷却水通孔，进口支板16上设有第三冷却水通孔，出口支板20上设有第四冷却水通孔。

上盖板12和安装底座14之间设有铜密封垫片13。

外冷却管5外壁设有多层环形凸台，环形凸台沿轴向排布。用于增加外冷却管5和密封胶填充物10之间沿轴向上的摩擦力，增加密封胶填充物10的稳定性。

上盖板12上设有多个凹槽，中间密封片11底端具有和多个凹槽相适配的凸台，中间密封片11通过该凸台和凹槽的配合与上盖板12相固定，中间密封片11顶端与密封胶填充物10和六角双螺纹空心螺栓9相压紧。

本发明技术方案的推荐使用工况为：燃气温度≤1400℃，压力≤4MPa，叶片冷气温度≤600℃，冷气压力不限，受限于冷气流经零件的耐压程度，此工况基本涵盖了目前地面涡轮叶片冷效试验工况。

接下来详细阐述本发明是如何解决现有技术方案密封结构的技术问题。

1.解决现有技术方案下引气管密封结构无法实现完全密封和高温下泄露的问题

本发明技术方案利用三个圆形密封片将密封胶分割为两级密封，并用螺栓、螺母对圆形密封片进行固定压紧，1218硅酮密封胶加入一定量的石棉绳后具有一定抗压和抗拉强度，密封胶固化后具有较高的弹性，利用密封胶弹性密封特点和三个圆形密封垫片组合密封形式，能够实现引气管和测试引线常温和不同高温状态下的完全密封，并且两级密封结构增加了密封的安全系数。为了方便电偶线束走线，三个圆形密封片都设有半圆形穿线孔。利用凸台和卡槽的固定作用来避免在紧固中间密封片11和上端密封片7时随动旋转割断电偶，如图4所示。

为了加强外冷却管5与密封胶的相互作用，防止与密封胶滑脱，增强密封效果，在冷却管5外表面与密封胶接触的位置每隔一定距离设置微小的凸台环，如图5所示。

2.解决现有测试引线密封结构密封胶填充不实和不到位问题

本发明技术方案利用三个圆形密封片将密封胶分割为两个封闭的腔室，在填充密封胶的过程中能够确保密封胶填充到位，并且通过圆形密封片的压紧进一步压实密封胶，从而保证了密封效果。

3.解决密封结构下密封胶隔热问题

密封胶的工作温度一般情况下要≤150℃(短期≤200℃)，在长期超过200℃环境下，特别是在高温下，密封胶容易变成白色粉末，从而失去了弹性和密封的能力。为了保证密封效果，对密封胶的施工温度亦有要求，要求材料表面的温度在4℃～40℃之间，尤其是在高于40℃情况下施工，容易造成密封胶起泡，从而可能造成密封不实而泄露。

试验时，引气管17内部的冷气温度范围为：100℃～600℃，冷气的最高温度已经大大超越密封胶的使用温度，因此必须采取冷却和隔热措施。针对上述密封胶的使用要求和工作环境，设计了冷却结构。试验中使用空气冷却和水冷两种冷却形式来保证密封胶工作于要求的温度下。

为了将密封胶与引气管17内的高温空气隔开，设计了由进排气接头1、石棉密封垫片2、上密封端盖3、进气接嘴4、外冷却管5、隔热管6、下密封端盖15、引气管17组成的空气冷却和隔热结构，如图6所示。

该冷却结构的工作原理为，略高于大气压的常温冷却空气经过周向均布的两个进气接嘴4进入环形集气腔中，此时环形集气腔中的冷却空气由石棉密封垫片2和进排气接头1的四道篦齿进行密封，冷却空气经外冷却管5上端的周向均布的8个小孔(如图5所示)进入由外冷却管5和隔热管6组成的外流道中并流向底端，再由隔热管6下端的8道矩形槽(如图7-1和图7-2所示)流入由隔热管6和引气管17组成的内流道中并流向上端，通过上密封端盖3周向均布的12个矩形槽(如图8-1和图8-2所示)流入环形集气腔中，最后通过进排气接头1周向均布的4个出气孔排出，至此冷却空气完成了对密封胶的冷却和隔热过程，能够保证密封胶工作于要求的使用上限温度范围内。其中隔热管6不仅起到了隔热的作用，还具备形成冷却流路的功能。

为了阻止燃气对密封胶的传热，设计了C、D、E、F四个冷却水通孔对进口支板16、安装底座14、出口支板20进行冷却，以阻止热量向上盖板12和密封胶传递。此外，燃气进、排气通道的双层冷却对进口支板16、出口支板20起到了进一步的冷却作用。安装时，上盖板与安装底座14、进口支板16、出口支板20之间大约0.5～1mm的间隙中的低温燃气能够起到一定的隔热作用。综上，水冷方式能够很好的对密封胶进行冷却，能够保证密封胶工作于要求的使用上限温度范围内。

本发明采用的空冷和水冷的冷却结构，能够很好的对密封胶进行冷却，保证密封胶工作于要求的使用温度上限范围内。

4.解决测试引线密封结构下穿线效率低的问题

本发明采用引气管和测试引线共用的密封结构，因此上盖板12的中心孔较大，如此一来电偶线束可一次性穿过，避免了电偶缠绕交叉折断的问题，且大大提高了穿线效率，如图9所示，穿线耗时小于2分钟。因此采用本发明的密封结构能够大大提高引线效率。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.航空发动机涡轮叶片冷却试验密封结构，其特征在于，引气管(17)、集气盒(21)和主试验叶片(22)之间依次固定，所述引气管(17)外侧套设一隔热管(6)，所述隔热管(6)外侧套设一外冷却管(5)，所述引气管(17)侧壁固定有上密封端盖(3)和下密封端盖(15)，所述隔热管(6)和所述外冷却管(5)的顶部通过所述上密封端盖(3)密封连接，所述隔热管(6)和所述外冷却管(5)的底部通过所述下密封端盖(15)密封连接，所述上密封端盖(3)内壁沿轴向开有至少一个矩形通孔，所述隔热管(6)底部开有至少一个矩形槽，所述引气管(17)侧壁上部固定有一进排气接头(1)，所述进排气接头(1)上设有至少一个进气接嘴(4)和至少一个出气孔，所述出气孔和所述矩形通孔连通，所述外冷却管(5)侧壁上部开有至少一个与所述进气接嘴(4)连通的通气孔；

所述外冷却管(5)外侧设有上盖板(12)，所述上盖板(12)中心开有变径孔，所述外冷却管(5)穿过该变径孔，所述外冷却管(5)外壁固定有密封片层，所述密封片层包括下端密封片(19)、中间密封片(11)和上端密封片(7)，所述外冷却管(5)外侧套设有螺接于所述上盖板(12)上部的六角双螺纹空心螺栓(9)，所述六角双螺纹空心螺栓(9)上部螺接有压紧螺帽(8)，所述密封片层中两两密封片之间均填充有密封胶填充物(10)，所述上端密封片(7)位于所述压紧螺帽(8)和密封胶填充物(10)之间，测试电偶(18)的线穿过所述上盖板(12)、所述密封片层、所述密封胶填充物(10)和所述压紧螺帽(8)。

2.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片冷却试验密封结构，其特征在于，所述下密封端盖(15)具有一环形槽，所述隔热管(6)的下端插入该环形槽中并通过焊接的方式固定于该环形槽内。

3.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片冷却试验密封结构，其特征在于，所述上密封端盖(3)具有圆形台阶，所述外冷却管(5)顶端与所述上密封端盖(3)的圆形台阶相焊接。

4.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片冷却试验密封结构，其特征在于，所述进排气接头(1)内具有多层篦齿，所述篦齿位于所述外冷却管(5)外侧，所述进排气接头(1)内设有石棉密封垫片(2)，所述石棉密封垫片(2)设置于所述进排气接头(1)和所述上密封端盖(3)之间。

5.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片冷却试验密封结构，其特征在于，所述集气盒(21)外侧设有进口支板(16)和出口支板(20)，所述上盖板(12)外侧设有安装底座(14)，所述安装底座(14)固定于所述进口支板(16)和所述出口支板(20)上侧，所述安装底座(14)上设有第一冷却水通孔和第二冷却水通孔，所述进口支板(16)上设有第三冷却水通孔，所述出口支板(20)上设有第四冷却水通孔。

6.根据权利要求5所述的航空发动机涡轮叶片冷却试验密封结构，其特征在于，所述上盖板(12)和所述安装底座(14)之间设有铜密封垫片(13)。

7.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片冷却试验密封结构，其特征在于，所述外冷却管(5)外壁设有多层环形凸台，所述环形凸台沿轴向排布。

8.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片冷却试验密封结构，其特征在于，所述上盖板(12)上设有多个凹槽，所述中间密封片(11)底端具有和所述多个凹槽相适配的凸台，所述中间密封片(11)通过该凸台和凹槽的配合与所述上盖板(12)相固定，所述中间密封片(11)顶端与密封胶填充物(10)和所述六角双螺纹空心螺栓(9)相压紧。