CN114320488A - 航空发动机涡轮导向器叶片缘板的封严结构 - Google Patents

Abstract

本发明的航空发动机涡轮导向器叶片缘板的封严结构，导向器缘板密封件的技术领域，解决现有技术中的机械密封方式易变形致使安全性较低，且安装较为困难的技术问题。导向器叶片缘板受前端压气机输送冷气的冷却，且通过导向器叶片上的缘板外表面的冲击孔进入，相邻导向器叶片缘板周向楔面上封严孔，冷气通过所述封严孔流出，以在相邻的涡轮导向器叶片的缘板间隙之间形成封严区域，所述封严区域用于防止涡轮部件流道内的燃气泄漏。本案用以气密封的方式替代传统机械密封的方式。

Description

航空发动机涡轮导向器叶片缘板的封严结构

技术领域

本发明属于导向器缘板密封件的技术领域，尤其涉及一种航空发动机涡轮导向器叶片缘板的封严结构。

背景技术

涡轮导向器叶片在设计缘板间隙封严结构时，主要采用封严片和叶片缘板封严槽的机械封严结构，如图1和图2所示，相邻缘板楔面开设凹槽，槽内放置封严片以进行密封，封严片的厚度为预设厚度。

这种封严结构是在涡轮导向器叶片上下缘板设置封严槽，在安装涡轮导向器组件时，将封严片固定在相邻导向器叶片封严槽之间，以实现机械封严，建立内外流压差。

本案发明人发现，现有技术至少存在以下缺陷：

1、安装困难。叶片铸造和机加公差累积、温差导致的变形不协调会导致相邻叶片封严槽面存在台阶，其装配工作无论是首装还是分解后复装都存在极大的难度，极大得增大了航空发动机涡轮部件的安装周期和成本。

2、易变形。传统封严片加工后存在变形，且具有一定刚性，封严片与封严槽不能完全贴合。同时，在发动机工作阶段，涡轮导向器叶片通常工作在温度极端高且不均匀的环境中，相邻导向器叶片由于工作温差导致的径向变形不匹配，易使封严挤压变形封严失效。

3、安全性低。由上诉分析可知封严片在安装和工作的过程中易变形，使得该种封严片在长期热腐蚀挤压变形后容易受内外流压差作用而脱出，撞击后端转子，造成发动机故障。

有鉴于此，特提出本发明。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航空发动机涡轮导向器叶片缘板的封严结构，解决现有技术中的机械密封方式易变形致使安全性较低，且安装较为困难的技术问题。本案的技术方案有诸多技术有益效果，见下文介绍：

提供一种航空发动机涡轮导向器叶片缘板的封严结构，导向器叶片缘板受前端压气机输送冷气的冷却，且通过导向器叶片上的缘板外表面的冲击孔进入，其中：

相邻导向器叶片缘板周向的楔面上封严孔，冷气通过所述封严孔流出，以在相邻的涡轮导向器叶片的缘板间隙之间形成封严区域，所述封严区域用于防止涡轮部件流道内的燃气泄漏。

与现有技术相比，本发明提供的技术方案包括以下有益效果：

本案通过相邻导向器叶片缘板周向楔面上封严孔，冷气通过所述封严孔流出，以在相邻的涡轮导向器叶片的缘板间隙之间形成封严区域，所述封严区域用于防止涡轮部件流道内的燃气泄漏。即为，通过气密封的方式以替代传统机械密封的方式，避免传统方案中封严片因热易变形，致使密封效果降低的情况出现。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1传统封严结构的示意图

图2传统封严结构变形后封严片产生错位示意图；

图3为本案航空发动机涡轮导向器叶片缘板楔面的剖视图；

图4为叶片外表面设置冲击孔的结构示意图；

图5为叶片周向楔面封严孔示意图

图6为叶片的的楔面设置封严孔及内腔凸台的A-A剖视图；

图7为相邻叶片的楔面设置封严孔及内腔凸台的B-B剖视图；

其中，1、凸台；2、封严孔；4、第一横向肋；5、第二横向肋；6、冲击孔；7、气膜孔；10、楔面；20、封严片。

具体实施方式

以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下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。

需要说明的是，下文描述在所附权利要求书的范围内的实施例的各种方面。应显而易见，本文中所描述的方面可体现于广泛多种形式中，且本文中所描述的任何特定结构及/或功能仅为说明性的。基于本发明，所属领域的技术人员应了解，本文中所描述的一个方面可与任何其它方面独立地实施，且可以各种方式组合这些方面中的两者或两者以上。举例来说，可使用本文中所阐述的任何数目个方面来实施设备及/或实践方法。另外，可使用除了本文中所阐述的方面中的一或多者之外的其它结构及/或功能性实施此设备及/或实践此方法。

还需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本发明的基本构想，图式中仅显示与本发明中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。

另外，在以下描述中，提供具体细节是为了便于透彻理解实例。然而，所属领域的技术人员将理解，可在没有这些特定细节的情况下实践方面。为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步的详细说明。术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

如图3所示的航空发动机涡轮导向器叶片缘板的封严结构，导向器叶片缘板受前端压气机输送冷气的冷却，且通过导向器叶片上的缘板外表面冲击孔6进入，另外，现有技术的叶片上也设置气膜孔7，其中，

如图4所示，相邻导向器叶片缘板周向的楔面10上封严孔2，冷气通过楔面10封严孔2流出，以在相邻的涡轮导向器叶片的缘板间隙之间形成封严区域，封严区域用于防止涡轮部件流道内的燃气泄漏。

本案的结构通过气密封的方式以替代传统机械密封的方式，避免传统方案中封严片因热易变形，致使密封效果降低的情况出现，且安装困难。

进一步的，提高密封区域的密封性能，如图3所示的，楔面10 设置横向肋，横向肋用于建立封严压力，提高封严区域的密封性。如图6和图7所示，横向肋包括交错设置的第一横向肋4和第二横向肋 5且分别设置在器叶片缘板周向的楔面10的上边沿和下边沿位置处，具体的，横向肋在缘板的周向楔面10以交错的方式设置，相交错的方式以图3的放置作为参考，即为，第一横向肋4在上且在导向器叶片缘板楔面10的上边沿位置设置，第二横向肋5在下且在相邻导向器叶片缘板楔面10的下边沿位置设置，封严孔2流出的冷气在第一横向肋4和第二横向肋5的共同作用下形成气密性的封严区域。

相邻叶片的周向的楔面均以标记10进行标记。

进一步的，横向肋的宽度根据导向器叶片最大膨胀量而设置，在热态时，横向肋对相邻的不进行挤压。如，横向肋与相邻叶片缘板距离不能小于叶片缘板的最大周向热膨胀量。

作为本案所提供的具体实施方式，缘板包括内腔，在缘板内腔间隔设置用以换热的凸台1，能够增大叶片的换热面积。需要指出的是，压气机的供冷量是定值，在高温燃气区的冷气量需求量大，因此，本案的方法采用部分冷气进行封严，会造成叶片的降温效果降低，因此，通过凸台1的设置提高叶片的整体换热，以弥补封严孔用来封严的气体量的损耗。

进一步的，凸台1沿缘板径向设置，且高度等于缘板内腔高度。

进一步的，凸台1的截面以锥形结构设置，增大与冷气的接触面积。

需要指出的是该结构设置与预旋喷嘴的的区别，如下：

1)涡轮导向器叶片是分体式流道件，用于流道燃气膨胀和整流，自身有较高的封严需求；预旋喷嘴结构是整体式非流道件,自身没有封严需求，且预旋喷嘴自身不需要冷却降温，将冷却空气输送至涡轮动叶进行降温，预旋喷嘴工作环境没有燃气的，仅用于改变气流方向给工作叶片提供冷气；

2)本案的方法兼顾零件自身密封和冷却，预旋喷嘴仅仅是输送气体为其他部位所用；

3)本案有内腔布置的锥形致密凸台，增大换热面积

4)本案有考虑周向膨胀的交错横向肋，建立封严压力。

工作原理：

本新型封严结构仅需涡轮导向器叶片一个零件来实现涡轮导向叶片缘板自身间隙封严。涡轮导向器叶片缘板外侧盖板设计有冲击孔 (图3所示)，将冷气引入缘板内腔，冲击孔总面积应保证缘板内腔引入足够的冷气流量。缘板内壁面设计有气膜孔7，用于在缘板表面形成气膜冷却，降低缘板温度。

缘板内腔设计有凸台(图7所示)用于加强换热，在冷气部分用于封严的情况下保证缘板温度在材料许用范围内。缘板两侧面设计有横向肋(图3所示)用于增大缘板间隙的封严压力，横向肋与相邻叶片缘板距离不能小于叶片缘板的最大周向热膨胀量。缘板两侧面设计有封严孔(图7)，将缘板内腔部分冷气引出，在缘板间隙件建立冷气压力，从而起到封严内外流的作用。

冷气流路

涡轮导向器叶片冷气从缘板冲击孔进入缘板内腔，经致密凸台冲击换热后，一部分冷气通过气膜孔排入主流形成气膜冷却，一部分通过缘板两侧封严孔进入缘板间隙封严内外流。

新型缘板封严结构优势

该涡轮导向器叶片封严方案既保证了内外流的封严效果，还使涡轮导向器叶片缘板的温度更加均匀，一定程度降低了缘板的热应力。该结构形式简单，不需要电加工封严槽，不需要单独生产封严片，避免了传统封严结构的安装难、易变形和安全性低等问题。同时，该结构可靠性高，封严效果对机加公差的包容度更高，在工作时稳定性更高，在装配、分解或发动机工作时不易变形，且可重复使用。

本涡轮导向器叶片缘板封严结构可应用在航空发动机、燃气轮机的涡轮导向器叶片的缘板间隙封严

本新型封严结构仅需涡轮导向器叶片一个零件来实现涡轮导向叶片的缘板间隙封严。涡轮导向器叶片缘板外侧盖板设计有冲击孔 (图6)，将冷气引入缘板内腔，冲击孔总面积应保证缘板内腔引入足够的冷气流量。缘板内壁面设计有气膜孔(图7)，用于在缘板表面形成气膜冷却，降低缘板温度。缘板内腔设计有换热凸台(图1) 用于加强换热，在冷气部分用于封严的情况下保证缘板温度在材料许用范围内。缘板两侧面设计有横向肋(图4、图5)用于增大缘板间隙的封严压力，横向肋与相邻叶片缘板距离不能小于叶片缘板的最大周向热膨胀量。缘板两侧面设计有封严孔(图2、图3)，将缘板内腔部分冷气引出，在缘板间隙件建立冷气压力，从而起到封严内外流的作用。

冷气流路

涡轮导向器叶片冷气从缘板冲击孔进入缘板内腔，经致密凸台冲击换热后，一部分冷气通过缘板气膜孔排入主流形成气膜冷却，一部分通过缘板两侧封严孔进入缘板间隙封严内外流。

新型缘板封严结构优势

该涡轮导向器叶片封严方案既保证了内外流的封严效果，还使涡轮导向器叶片缘板的温度更加均匀，一定程度降低了缘板的热应力。该结构形式简单，不需要电加工封严槽，不需要单独生产封严片，避免了传统封严结构的安装难、易变形和安全性低等问题。同时，该结构可靠性高，封严效果对机加公差的包容度更高，在工作时稳定性更高，在装配、分解或发动机工作时不易变形，且可重复使用。

本涡轮导向器叶片缘板封严结构可应用在航空发动机、燃气轮机的涡轮导向器叶片的缘板间隙封严。将部分缘板冲击冷却气引出缘板侧面至涡轮导向叶片缘板间隙，并在缘板两侧面设计交错横向肋，以在相邻导向器叶片缘板间隙间建立封严压力，起到封严内外流的作用。

以上对本发明所提供的产品进行了详细介绍。本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离发明创造原理的前提下，还可以对发明进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入发明权利要求的保护范围。

Claims (7)

1.一种航空发动机涡轮导向器叶片缘板的封严结构，导向器叶片缘板受前端压气机输送冷气的冷却，且通过导向器叶片上的缘板外表面的冲击孔进入，其特征在于，

相邻导向器叶片缘板周向的楔面上设置封严孔，冷气通过所述封严孔流出，以在相邻的涡轮导向器叶片的缘板间隙之间形成封严区域，所述封严区域用于防止涡轮部件流道内的燃气泄漏。

2.根据权利要求1所述的封严结构，其特征在于，所述导向器叶片的缘的周向楔面设置横向肋，所述横向肋用于建立封严压力，提高所述封严区域的密封性。

3.根据权利要求2所述的封严结构，其特征在于，所述横向肋在缘板的周向楔面以交错的方式设置。

4.根据权利要求3所述的封严结构，其特征在于，所述横向肋的宽度根据所述导向器叶片最大膨胀量而设置，在热态时，所述横向肋对相邻的楔面不进行挤压。

5.根据权利要求1所述的封严结构，缘板包括内腔，其特征在于，在缘板内腔间隔设置换热凸台，增大换热面积。

6.根据权利要求5所述的封严结构，其特征在于，所述凸台沿缘板径向设置，且高度等于缘板内腔高度。

7.根据权利要求6所述的封严结构，其特征在于，所述凸台的截面以锥形结构设置，增大与冷气的接触面积。

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