CN114961872A - 航空发动机轮缘封严系统及航空发动机 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种航空发动机轮缘封严系统及航空发动机。其中，航空发动机轮缘封严系统包括：第一叶片，设有第一缘板；以及第二叶片，与第一叶片邻近设置，第二叶片设有第二缘板，第二叶片的根部与第一叶片的根部之间形成封严腔；第二缘板相对于第一缘板靠近航空发动机的中轴线，第二缘板和第一缘板具有相互重叠部位，相互重叠部位之间具有间隙；第二缘板远离第一缘板的一侧设有导流槽；导流槽被构造为对封严腔内的部分冷气进行引流导向，使部分冷气围绕航空发动机的中轴线旋转流动，且通过相互重叠部位之间的间隙流出。本发明可降低轮缘封严腔内的掺混温度，提高轮缘封严效果。

Description

航空发动机轮缘封严系统及航空发动机
技术领域
本发明涉及航空航天设备领域，尤其涉及一种航空发动机轮缘封严系统及航空发动机。
背景技术
燃气涡轮发动机由压气机、燃烧室、涡轮组成，压气机压缩气体，燃烧室燃烧提供能量，涡轮膨胀做功带动压气机。其中，涡轮有若干级，每一级都由静子叶片和转子叶片组成，静子叶片固定在涡轮机匣上，涡轮转子叶片固定在涡轮盘上。涡轮叶片处在发动机主流道燃气环境中，耐温水平比较高，而除叶片以外的零组件，尤其是涡轮盘，耐温水平较低，需要采用冷却空气进行冷却，并在涡轮叶片根部的轮缘处设计轮缘封严结构防止主流道的燃气进入内部，引起涡轮盘等零部件超温。相关技术中，轮缘处流动冷气从转子侧往外流，主流道燃气从静子侧往内流动掺混，导致轮缘封严内部温度较高。
发明内容
本发明的一些实施例提出一种航空发动机轮缘封严系统及航空发动机，用于缓解轮缘封严内部温度较高的问题。
本发明的一些实施例提供了一种航空发动机轮缘封严系统，其包括：
第一叶片，设有第一缘板；以及
第二叶片，与所述第一叶片邻近设置，所述第二叶片设有第二缘板，所述第二叶片的根部与所述第一叶片的根部之间形成封严腔；所述第二缘板相对于所述第一缘板靠近所述航空发动机的中轴线，所述第二缘板和所述第一缘板具有相互重叠部位，所述相互重叠部位之间具有间隙；所述第二缘板远离所述第一缘板的一侧设有导流槽；所述导流槽被构造为对所述封严腔内的部分冷气进行引流导向，使所述部分冷气围绕所述航空发动机的中轴线旋转流动，且通过所述相互重叠部位之间的间隙流出。
在一些实施例中，表征所述导流槽长度延伸方向的第一端至第二端之间的最短距离的线段垂直于所述航空发动机的中轴线和所述第二叶片的长度延伸方向。
在一些实施例中，所述导流槽的侧壁被构造为直线型。
在一些实施例中，所述导流槽的侧壁被构造为弧线型。
在一些实施例中，所述导流槽的侧壁被构造为折线型。
在一些实施例中，所述导流槽的长度延伸方向的第一端相对于第二端靠近所述第二叶片，所述导流槽的第一端被构造为将所述封严腔内的部分冷气引向第二端。
在一些实施例中，所述导流槽的长度延伸方向的槽宽均匀一致。
在一些实施例中，航空发动机轮缘封严系统还包括设于所述第二叶片的根部的集气腔和排气孔，所述排气孔连通所述集气腔和所述封严腔，所述集气腔被配置为通过所述排气孔向所述封严腔提供冷气。
在一些实施例中，所述排气孔的排气方向朝向所述导流槽，或者，所述排气孔的排气方向向所述航空发动机的中轴线倾斜。
在一些实施例中，所述第一缘板和所述第二缘板均围绕所述航空发动机的中轴线设置一圈，所述第二缘板的周向间隔设有多个所述导流槽，所述第二叶片的根部间隔设有多个所述排气孔，多个所述导流槽中的每个导流槽至少配备多个所述排气孔中的一个排气孔，所述排气孔被配置为将所述集气腔中的冷气引向所述导流槽。
本发明的一些实施例提供了一种航空发动机，其包括涡轮组件和上述的航空发动机轮缘封严系统，所述涡轮组件包括涡轮盘和涡轮机匣，所述第一叶片设于所述涡轮盘，所述第二叶片设于涡轮机匣。
基于上述技术方案，本发明至少具有以下有益效果：
在一些实施例中，航空发动机轮缘封严系统包括第一叶片和第二叶片；第二叶片与第一叶片邻近设置，第二叶片的根部与第一叶片的根部之间形成封严腔；第二叶片的第二缘板与第一叶片的第一缘板具有相互重叠部位，相互重叠部位之间具有间隙；第二缘板远离第一缘板的一侧设有导流槽；导流槽被构造为对封严腔内的部分冷气进行引流导向，使部分冷气围绕航空发动机的中轴线旋转流动，且通过相互重叠部位之间的间隙流出，即导流槽使冷气旋转流动，正对主流燃气入流方向，阻止主流燃气入侵，降低轮缘封严腔内的掺混温度，提高轮缘封严效果。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1为根据本发明一些实施例提供的航空发动机轮缘封严系统的示意图；
图2为根据本发明一些实施例提供的高温主流燃气的合速度示意图；
图3为根据本发明第一实施例提供的第二缘板的仰视示意图；
图4为根据本发明第二实施例提供的第二缘板的仰视示意图；
图5为根据本发明第三实施例提供的第二缘板的仰视示意图；
图6为根据本发明另一些实施例提供的航空发动机轮缘封严系统的示意图。
附图中标号说明如下：
1-第一叶片；11-第一缘板；
2-第二叶片；21-第二缘板；22-导流槽；23-排气孔；
3-集气腔；
4-封严腔；
5-蜂窝结构；
6-篦齿结构。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，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，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。
在航空发动机的轮缘封严部位，轮缘处流动冷气从转子侧往外流，主流道燃气从静子侧往内流动掺混，导致轮缘封严内部腔的温度较高。尤其是主流道燃气具备一定周向速度，在其合速度方向上总压较高，轮缘处的流动冷气从静子侧沿径向向外流出，阻挡周向燃气在合速度方向上的入侵的效果不佳，导致轮缘封严内部腔的掺混温度较高。
基于此，本公开一些实施例提供了一种航空发动机轮缘封严系统，用于降低轮缘封严静子侧的高温主流燃气入侵，降低轮缘封严内部腔的掺混温度，提高轮缘封严效果。
如图1所示，在一些实施例中，航空发动机轮缘封严系统包括第一叶片1和第二叶片2。
第一叶片1设有第一缘板11。
第二叶片2与第一叶片1邻近设置，第二叶片2设有第二缘板21，第二叶片2的根部与第一叶片1的根部之间形成封严腔4；第二缘板21相对于第一缘板11靠近航空发动机的中轴线，第二缘板21和第一缘板11具有相互重叠部位，相互重叠部位之间具有间隙，通过气流对间隙处进行封严；第二缘板21远离第一缘板11的一侧设有导流槽22。封严腔4设于第一缘板11和第二缘板21靠近航空发动机的中轴线的一侧。第二缘板21为封严腔4的其中一个侧壁，导流槽22位于封严腔4。
其中，导流槽22被构造为对封严腔4内的部分冷气进行引流导向，使部分冷气围绕航空发动机的中轴线旋转流动，且通过相互重叠部位之间的间隙流出。
在轮缘封严系统中，轮缘封严腔4内的冷气沿着转子往外排出，而高温主流燃气沿着静子往轮缘封严腔4流动。如图2所示，高温主流燃气流动的速度方向除了径向分量，还有相当的周向分量，导致合速度是倾斜的。
在第二缘板21下方加工导流槽22，导流槽22被构造为对封严腔4内的部分冷气进行引流导向，使部分冷气围绕航空发动机的中轴线旋转流动，且通过相互重叠部位之间的间隙流出，即导流槽22使冷气旋转流动，正对高温主流燃气的入流方向，阻止主流燃气入侵，降低轮缘封严腔4的掺混温度，提高轮缘封严效果。
在一些实施例中，表征导流槽22的长度延伸方向的第一端至第二端之间的最短距离的线段d(如图3所示)垂直于航空发动机的中轴线，且表征导流槽22的长度延伸方向的第一端至第二端之间的最短距离的线段d(如图3所示)垂直于第二叶片2的长度延伸方向。此处的第二叶片2的长度延伸方向为第二叶片2的叶根至叶顶之间的方向。
在一些实施例中，如图3所示，导流槽22的长度延伸方向的侧壁被构造为直线型。
在一些实施例中，如图4所示，导流槽22的长度延伸方向的侧壁被构造为弧线型。
在一些实施例中，如图5所示，导流槽22的长度延伸方向的侧壁被构造为折线型。
在一些实施例中，导流槽22的长度延伸方向的第一端相对于第二端靠近第二叶片2，导流槽22的第一端被构造为将封严腔4内的部分冷气引向第二端，以使部分冷气通过相互重叠部位之间的间隙流出，形成轮缘封严。
在一些实施例中，导流槽22的长度延伸方向的槽宽均匀一致。
在一些实施例中，航空发动机轮缘封严系统还包括设于第二叶片2的根部的集气腔3和排气孔23，排气孔23连通集气腔3和封严腔4，集气腔3被配置为通过排气孔23向封严腔4提供冷气。
在一些实施例中，如图6所示，排气孔23的排气方向朝向导流槽22，导流槽22对应的冷气流通面积增加，降低冷气进入导流槽22的损失，提高导流槽22内气流压力，利于集中更多的冷气对抗燃气入侵；导流槽22对冷气进行导向，使其围绕航空发动机的中轴线旋转流动，可以正面抵抗燃气入侵，降低轮缘封严腔4的掺混温度，提高轮缘封严效果。
在一些实施例中，如图1所示，排气孔23的排气方向向航空发动机的中轴线倾斜。
在一些实施例中，第一缘板11和第二缘板21均围绕航空发动机的中轴线设置一圈，第二缘板21的周向间隔设有多个导流槽22，第二叶片2的根部间隔设有多个排气孔23，多个导流槽22中的每个导流槽22至少配备多个排气孔23中的一个排气孔23，排气孔23被配置为将集气腔3中的冷气引向封严腔4，导流槽22位于封严腔4，排气孔23将冷气直接引向导流槽22。
在第二缘板21的周向设有多个导流槽22，多个导流槽22对封严腔4中的冷气进行导向，使冷气具有围绕航空发动机中轴线流道的旋转角度，正面抵抗燃气入流，降低轮缘封严腔4的掺混温度，提高轮缘封严效果。
在一些实施例中，如图1和图6所示，第二叶片2的根部设有蜂窝结构5，蜂窝结构5位于集气腔3的下方，也就是蜂窝结构5位于集气腔3靠近航空发动机的中轴线的一侧，在蜂窝结构5的下方设有与其相适配的篦齿结构6，也就是篦齿结构6相对于蜂窝结构5靠近航空发动机的中轴线，篦齿结构6与第一叶片1固定在同一转子件上。
封严腔4的冷气还有一部分通过蜂窝结构5和篦齿结构6之间向后流出，供给第二叶片2后的轮缘封严使用。
在一些实施例中，第一叶片1的一侧可以设有两个第一缘板11，第二叶片2的第二缘板21位于两个第一缘板11之间。
一些实施例还提供了一种航空发动机，其包括上述的航空发动机轮缘封严系统。
在一些实施例中，航空发动机还包括涡轮组件，涡轮组件包括涡轮盘和涡轮机匣，第一叶片1设于涡轮盘，第二叶片2设于涡轮机匣。
在一些实施例中，第一叶片1为动叶，第一叶片1的两侧均设有第一缘板11。第二叶片2为导叶，第二叶片2的两侧也均设有第二缘板21。
第二叶片2的位于第二缘板21上方的部位中空，形成空腔，第二叶片2的位于第二缘板21下方的部位设有集气腔3，第二叶片2设有连通集气腔3的排气孔23。冷气由第二叶片2的空腔经集气腔3和排气孔23进入第一叶片1与第二叶片2之间的封严腔4。
第一叶片1与第二叶片2之间的第一缘板11和第二缘板21之间具有轴向的相互重叠部位，相互重叠部位之间在径向有一定的间隙，形成的间隙即为轮缘封严。
第一叶片1的第一缘板11以上的部位和第二叶片2的第二缘板21以上的部位处在主流道的主流燃气环境中，温度较高。冷气由第二叶片2的空腔经集气腔3和排气孔23进入第一叶片1与第二叶片2之间的封严腔4，封严腔4位于第一叶片1的第一缘板11和第二叶片2的第二缘板21的下方，封严腔4内的一部分冷气通过第一缘板11和第二缘板21之间的相互重叠部位之间的间隙排入主流道，阻止高温主流燃气进入封严腔4内，进而阻止高温主流燃气进入发动机内部，形成轮缘封严。
基于上述本发明的各实施例，在没有明确否定的情况下，其中一个实施例的技术特征可以有益地与其他一个或多个实施例相互结合。
在本发明的描述中，需要理解的是，使用“第一”、“第二”、“第三”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对上述零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
最后应当说明的是:以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本发明技术方案的精神，其均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。

Claims (11)

1.一种航空发动机轮缘封严系统，其特征在于，包括：
第一叶片(1)，设有第一缘板(11)；以及
第二叶片(2)，与所述第一叶片(1)邻近设置，所述第二叶片(2)设有第二缘板(21)，所述第二叶片(2)的根部与所述第一叶片(1)的根部之间形成封严腔(4)；所述第二缘板(21)相对于所述第一缘板(11)靠近所述航空发动机的中轴线，所述第二缘板(21)和所述第一缘板(11)具有相互重叠部位，所述相互重叠部位之间具有间隙；所述第二缘板(21)远离所述第一缘板(11)的一侧设有导流槽(22)；所述导流槽(22)被构造为对所述封严腔(4)内的部分冷气进行引流导向，使所述部分冷气围绕所述航空发动机的中轴线旋转流动，且通过所述相互重叠部位之间的间隙流出。
2.如权利要求1所述的航空发动机轮缘封严系统，其特征在于，表征所述导流槽(22)长度延伸方向的第一端至第二端之间的最短距离的线段(d)垂直于所述航空发动机的中轴线和所述第二叶片(2)的长度延伸方向。
3.如权利要求1所述的航空发动机轮缘封严系统，其特征在于，所述导流槽(22)的侧壁被构造为直线型。
4.如权利要求1所述的航空发动机轮缘封严系统，其特征在于，所述导流槽(22)的侧壁被构造为弧线型。
5.如权利要求1所述的航空发动机轮缘封严系统，其特征在于，所述导流槽(22)的侧壁被构造为折线型。
6.如权利要求1至5任一项所述的航空发动机轮缘封严系统，其特征在于，所述导流槽(22)的长度延伸方向的第一端相对于第二端靠近所述第二叶片(2)，所述导流槽(22)的第一端被构造为将所述封严腔(4)内的部分冷气引向第二端。
7.如权利要求1所述的航空发动机轮缘封严系统，其特征在于，所述导流槽(22)的长度延伸方向的槽宽均匀一致。
8.如权利要求1所述的航空发动机轮缘封严系统，其特征在于，还包括设于所述第二叶片(2)的根部的集气腔(3)和排气孔(23)，所述排气孔(23)连通所述集气腔(3)和所述封严腔(4)，所述集气腔(3)被配置为通过所述排气孔(23)向所述封严腔(4)提供冷气。
9.如权利要求8所述的航空发动机轮缘封严系统，其特征在于，所述排气孔(23)的排气方向朝向所述导流槽(22)，或者，所述排气孔(23)的排气方向向所述航空发动机的中轴线倾斜。
10.如权利要求8所述的航空发动机轮缘封严系统，其特征在于，所述第一缘板(11)和所述第二缘板(21)均围绕所述航空发动机的中轴线设置一圈，所述第二缘板(21)的周向间隔设有多个所述导流槽(22)，所述第二叶片(2)的根部间隔设有多个所述排气孔(23)，多个所述导流槽(22)中的每个导流槽(22)至少配备多个所述排气孔(23)中的一个排气孔(23)，所述排气孔(23)被配置为将所述集气腔(3)中的冷气引向所述导流槽(22)。
11.一种航空发动机，其特征在于，包括涡轮组件和如权利要求1至10任一项所述的航空发动机轮缘封严系统，所述涡轮组件包括涡轮盘和涡轮机匣，所述第一叶片(1)设于所述涡轮盘，所述第二叶片(2)设于涡轮机匣。
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