CN112523813A - 航空发动机涡轮轮缘封严结构 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种航空发动机涡轮轮缘封严结构，其包括多级转子叶片、多级静子叶片、多级转盘和级间封严盘，多级所述转子叶片与对应的多级所述转盘一一对应上下连接，所述转子叶片和所述静子叶片相互间隔排布，所述级间封严盘设置在相邻两个所述转盘之间；所述级间封严盘的顶部设置有篦齿结构，且所述篦齿结构位于对应的所述静子叶片的下方，所述篦齿结构的齿部之间设置有至少一第一通气孔，一部分冷却气体通过所述第一通气孔流入所述齿部之间的腔室内，与封严气体掺混后流入所述静子叶片的后缘轮封严腔。本发明通过增加一小股流路排气至篦齿齿间处，提高前封严气流向后流动的反压的同时形成径向冲击射流，阻碍齿尖轴向向后气流的流动。

Description

航空发动机涡轮轮缘封严结构

技术领域

本发明涉及航空发动机空气系统领域，特别涉及一种航空发动机涡轮轮缘封严结构。

背景技术

现有技术中，在航空发动机空气系统的设计过程中，需要在满足一定引气量限制的要求下满足高温部件冷却、转子轴向力平衡、轴承封严以及转静子间的轮缘封严。其中轮缘封严的主要目的是为了防止主通道高温气体流入发动机盘腔，从而导致盘腔温度过高、盘轴超温、强度超限等问题。

图1为传统导叶前后轮缘封严流路的示意图。如图1所示，封严气体b通过高压涡轮二级静子叶片10后，由前端下方的通气孔流入高压涡轮二级静子叶片10的前封严腔，而后分为两股，一股由高压涡轮二级静子叶片10的前叶根排入主通道，实现前端轮缘封严。另一股通过高压涡轮二级静子叶片10的下方封严篦齿20后流入后封严腔，由高压涡轮二级静子叶片10的后叶根排入主通道实现后端封严。

冷却气体a由高压压气机引至高压涡轮双级高压涡轮盘形成的三转盘盘腔入口分为两股，一股沿篦齿封严盘30左侧向上流动，而后通过篦齿封严盘30上通气孔向右侧流动，与沿篦齿封严盘30右侧向上流动的气流掺混，而后通过高压涡轮二级转子叶片40的冷却气供气孔流入高压涡轮二级转子叶片40内，实现冷却。

由于中国商用民用发动机起步较晚，双级高压涡轮及多级低压涡轮是近年来民机的主流设计。

因此，多级轮缘封严的精细设计也是国内首次，行业内关于轮缘封严设计只是通过闭锁流量或封严压比等参数进行经验性的判断。因而从其重要性和新颖性的角度来讲，该处的轮缘封严设计都应给予更多的关注和考虑。

有鉴于此，本领域技术人员改进了航空发动机涡轮轮缘封严结构，以期克服上述技术问题。

发明内容

本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中轮缘封严的方式较为传统复杂等缺陷，提供一种航空发动机涡轮轮缘封严结构。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：

一种航空发动机涡轮轮缘封严结构，其特点在于，所述航空发动机涡轮轮缘封严结构包括多级转子叶片、多级静子叶片、多级转盘和级间封严盘，多级所述转子叶片与对应的多级所述转盘一一对应上下连接，所述转子叶片和所述静子叶片相互间隔排布，所述级间封严盘设置在相邻两个所述转盘之间；

所述级间封严盘的顶部设置有篦齿结构，且所述篦齿结构位于对应的所述静子叶片的下方，所述篦齿结构的齿部之间设置有至少一第一通气孔，一部分冷却气体通过所述第一通气孔流入所述齿部之间的腔室内，与封严气体掺混后流入所述静子叶片的后缘轮封严腔。

根据本发明的一个实施例，所述第一通气孔顺着所述篦齿结构的齿腔内气流漩涡方向开设。

根据本发明的一个实施例，所述第一通气孔设置在所述篦齿结构上靠近后端部的第一道齿部和第二道齿部之间。

根据本发明的一个实施例，所述静子叶片底部设置有蜂窝，所述蜂窝上对应所述篦齿结构的齿尖位置处开设有至少一第二通气孔，一部分流过所述静子叶片的封严气体通过所述第二通气孔形成冲击射流。

根据本发明的一个实施例，所述第二通气孔位于所述篦齿结构上第一道齿部的上方。

根据本发明的一个实施例，所述第二通气孔垂直向下贯穿所述蜂窝。

根据本发明的一个实施例，所述第一通气孔斜向贯穿所述篦齿结构。

根据本发明的一个实施例，所述第一通气孔的倾斜方向与所述篦齿结构的齿部倾斜方向一致。

根据本发明的一个实施例，通过所述第二通气孔的所述封严气体形成气体墙。

根据本发明的一个实施例，所述转子叶片为高压涡轮转子叶片或低压涡轮转子叶片，所述静子叶片为高压涡轮转子叶片或低压涡轮转子叶片，所述转盘为高压涡轮转盘或低压涡轮转盘，所述级间封严盘为高压涡轮级间封严盘或低压涡轮级间封严盘。

本发明的积极进步效果在于：

本发明航空发动机涡轮轮缘封严结构通过增加一小股流路排气至篦齿齿间处，提高前封严气流向后流动的反压的同时形成径向冲击射流，阻碍齿尖轴向向后气流的流动。或者增加一小股流路排气至齿间腔，同时通孔朝向篦齿齿腔漩涡顺流方向，增加排气反压的同时增加气流沿齿形向齿尖运动的强度，从而阻碍从齿尖轴向向后气流的流动，增强封严效果。所述航空发动机涡轮轮缘封严结构同样适用于有相似结构的低压轮缘封严。

附图说明

本发明上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变的更加明显，在附图中相同的附图标记始终表示相同的特征，其中：

图1为传统导叶前后轮缘封严流路的示意图。

图2为本发明航空发动机涡轮轮缘封严结构的流路示意图。

图3为本发明航空发动机涡轮轮缘封严结构中第一通气孔的开设示意图。

图4为图3中A部分的放大图。

图5为本发明航空发动机涡轮轮缘封严结构中第二通气孔的开设示意图。

图6为图5中B部分的放大图。

【附图标记】

封严气体 b

高压涡轮二级静子叶片 10

封严篦齿 20

冷却气体 a

篦齿封严盘 30

高压涡轮二级转子叶片 40

转子叶片 100

静子叶片 200

转盘 300

级间封严盘 400

篦齿结构 410

第一通气孔 500

第一道齿部 411

第二道齿部 412

蜂窝 210

第二通气孔 600

具体实施方式

为让本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，以下结合附图对本发明的具体实施方式作详细说明。

现在将详细参考附图描述本发明的实施例。现在将详细参考本发明的优选实施例，其示例在附图中示出。在任何可能的情况下，在所有附图中将使用相同的标记来表示相同或相似的部分。

此外，尽管本发明中所使用的术语是从公知公用的术语中选择的，但是本发明说明书中所提及的一些术语可能是申请人按他或她的判断来选择的，其详细含义在本文的描述的相关部分中说明。

此外，要求不仅仅通过所使用的实际术语，而是还要通过每个术语所蕴含的意义来理解本发明。

图2为本发明航空发动机涡轮轮缘封严结构的流路示意图。

如图2所示，本发明公开了一种航空发动机涡轮轮缘封严结构，其包括多级转子叶片100、多级静子叶片200、多级转盘300和级间封严盘400，多级转子叶片100与对应的多级转盘300一一对应上下连接，转子叶片100和静子叶片200相互间隔排布，级间封严盘400设置在相邻两个转盘300之间。在级封严盘400的顶部设置有篦齿结构410，且篦齿结构410位于对应的静子叶片200的下方，篦齿结构410的齿部之间设置有至少一第一通气孔500，一部分冷却气体a通过第一通气孔500流入齿部之间的腔室内，与封严气体b掺混后流入静子叶片200的后缘轮封严腔。

本发明航空发动机涡轮轮缘封严结构适用于高压涡轮或低压涡轮，因此转子叶片100可以为高压涡轮转子叶片或低压涡轮转子叶片，静子叶片200可以为高压涡轮转子叶片或低压涡轮转子叶片，转盘300可以为高压涡轮转盘或低压涡轮转盘，级间封严盘400可以为高压涡轮级间封严盘或低压涡轮级间封严盘。

图3为本发明航空发动机涡轮轮缘封严结构中第一通气孔的开设示意图。图4为图3中A部分的放大图。

如图3和图4所示，优选地，第一通气孔500顺着篦齿结构410的齿腔内气流漩涡方向开设。第一通气孔500设置在篦齿结构410上靠近后端部的第一道齿部411和第二道齿部412之间。

更进一步地，第一通气孔500斜向贯穿篦齿结构410。第一通气孔410的倾斜方向与篦齿结构410的齿部倾斜方向一致。

根据上述结构描述，本发明航空发动机涡轮轮缘封严结构在封严盘齿间顺着齿腔气流旋涡方向开孔，使得有小部分气流顺着漩涡流线方向流动，强迫带动漩涡的形成，沿着齿形冲击齿间，形成射流。同时增强齿间腔的压力，提高高压二级导向叶片根前封严腔气流轴向向后流动的反压，从而阻碍轴向向后的气流流动。

图5为本发明航空发动机涡轮轮缘封严结构中第二通气孔的开设示意图。图6为图5中B部分的放大图。

如图5和图6所示，优选地，在静子叶片200底部设置有蜂窝210，蜂窝210上对应篦齿结构410的齿尖位置处开设有至少一第二通气孔600，一部分流过静子叶片200的封严气体b通过第二通气孔600形成冲击射流。

更进一步地，第二通气孔600位于篦齿结构410上第一道齿部411的上方。第二通气孔600垂直向下贯穿蜂窝210。通过第二通气孔600的封严气体b形成气体墙。

根据上述结构描述，本发明航空发动机涡轮轮缘封严结构在蜂窝上对应齿尖位置开孔，使得有一小部分气体高压二级导向叶片的气体通过该通气孔形成高流速的冲击射流，增加封严腔气流轴向向后流动的反压，从而增加高压二级导向叶片根前封严腔的压力、增强封严效果。同时高速的冲击射流可形成射流柱，形成气体墙，从而增加轴向向后气流的绕流，阻碍轴向向后的气流流动。

由此可见，本发明航空发动机涡轮轮缘封严结构从另外一股流路中引出少量气体至导向叶片下方篦齿齿尖或齿间。导叶前、后封严流路的排气反压中，前根部压力比后根部压力较高，而气流通过导叶下方通气孔后同时为前、后轮缘进行封严，因此在导叶下方设计了篦齿，目的是尽量增加前封严腔压力与流量。

所述航空发动机涡轮轮缘封严结构有益效果在于，为前轮缘封严提供相对较高的排气反压，进一步增加前封严腔的压力与流量，同时形成高速的冲击射流，阻碍气流轴向向后的运动，防止燃气倒流。

当然，此处图1至图6以高压轮缘封严为例，本发明同样适用于有相似结构的低压轮缘封严。

综上所述，本发明航空发动机涡轮轮缘封严结构通过增加一小股流路排气至篦齿齿间处，提高前封严气流向后流动的反压的同时形成径向冲击射流，阻碍齿尖轴向向后气流的流动。

或者增加一小股流路排气至齿间腔，同时通孔朝向篦齿齿腔漩涡顺流方向，增加排气反压的同时增加气流沿齿形向齿尖运动的强度，从而阻碍从齿尖轴向向后气流的流动，增强封严效果。所述航空发动机涡轮轮缘封严结构同样适用于有相似结构的低压轮缘封严。

虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式作出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种航空发动机涡轮轮缘封严结构，其特征在于，所述航空发动机涡轮轮缘封严结构包括多级转子叶片、多级静子叶片、多级转盘和级间封严盘，多级所述转子叶片与对应的多级所述转盘一一对应上下连接，所述转子叶片和所述静子叶片相互间隔排布，所述级间封严盘设置在相邻两个所述转盘之间；

所述级间封严盘的顶部设置有篦齿结构，且所述篦齿结构位于对应的所述静子叶片的下方，所述篦齿结构的齿部之间设置有至少一第一通气孔，一部分冷却气体通过所述第一通气孔流入所述齿部之间的腔室内，与封严气体掺混后流入所述静子叶片的后缘轮封严腔。

2.如权利要求1所述的航空发动机涡轮轮缘封严结构，其特征在于，所述第一通气孔顺着所述篦齿结构的齿腔内气流漩涡方向开设。

3.如权利要求2所述的航空发动机涡轮轮缘封严结构，其特征在于，所述第一通气孔设置在所述篦齿结构上靠近后端部的第一道齿部和第二道齿部之间。

4.如权利要求1所述的航空发动机涡轮轮缘封严结构，其特征在于，所述静子叶片底部设置有蜂窝，所述蜂窝上对应所述篦齿结构的齿尖位置处开设有至少一第二通气孔，一部分流过所述静子叶片的封严气体通过所述第二通气孔形成冲击射流。

5.如权利要求4所述的航空发动机涡轮轮缘封严结构，其特征在于，所述第二通气孔位于所述篦齿结构上第一道齿部的上方。

6.如权利要求4所述的航空发动机涡轮轮缘封严结构，其特征在于，所述第二通气孔垂直向下贯穿所述蜂窝。

7.如权利要求3所述的航空发动机涡轮轮缘封严结构，其特征在于，所述第一通气孔斜向贯穿所述篦齿结构。

8.如权利要求7所述的航空发动机涡轮轮缘封严结构，其特征在于，所述第一通气孔的倾斜方向与所述篦齿结构的齿部倾斜方向一致。

9.如权利要求8所述的航空发动机涡轮轮缘封严结构，其特征在于，通过所述第一通气孔的所述冷却气体顺着漩涡流线方向流动，沿所述篦齿结构的齿形冲击齿间，形成射流。

10.如权利要求1-9任意一项所述的航空发动机涡轮轮缘封严结构，其特征在于，所述转子叶片为高压涡轮转子叶片或低压涡轮转子叶片，所述静子叶片为高压涡轮转子叶片或低压涡轮转子叶片，所述转盘为高压涡轮转盘或低压涡轮转盘，所述级间封严盘为高压涡轮级间封严盘或低压涡轮级间封严盘。

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