CN116085065A - 一种涡轮级间封严结构及航空发动机 - Google Patents

一种涡轮级间封严结构及航空发动机 Download PDF

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汪晓明
夏天
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Abstract

本发明提供一种涡轮级间封严结构及航空发动机，包括涡轮机匣，涡轮机匣内同轴相对设置有涡轮静盘和涡轮动盘，涡轮动盘能够相对涡轮静盘转动；涡轮静盘包括沿涡轮机匣径向由内向外一体化连接设置的第一连接部和第一外缘部；涡轮动盘包括沿涡轮机匣径向由内向外一体化连接设置的第二连接部、封严部和第二外缘部；第一外缘部与第二外缘部之间设置盘腔出口；涡轮级间封严结构中在动盘侧设置封严容腔，封严容腔的入口正对盘腔出口，即正对主流燃气的入侵方向，可以使主流燃气在封严容腔内部及封严容腔入口处附近产生涡流，有效阻止部分主流燃气从盘腔出口入侵；部分主流燃气进入封严容腔后回流也能抑制主流燃气的入侵。

Description

一种涡轮级间封严结构及航空发动机
技术领域
本发明属于航空发动机技术领域，具体涉及一种涡轮级间封严结构及航空发动机。
背景技术
在航空发动机、重型燃气轮机等叶轮机械中，主流道高温气体流过静叶后，由于受到静叶尾迹和动叶势位流场的共同作用，会在转-静部件中间区域沿周向交替形成高压流动区和低压流动区。在高压流动区，因主流流道压力高于涡轮盘腔的内部压力，会导致高温主流燃气泄漏到轮盘内腔的现象，造成涡轮盘过热，导致涡轮盘的工作效率降低、使用寿命大大缩短。有研究表明：只要盘腔内的入侵燃气浓度增加到一定程度，涡轮盘的使用寿命就可能降低50％，因此，在涡轮机的工作过程中，需要通过对二次空气冷却系统的合理设计来有效控制入侵到内腔中的高温燃气流量。现有的涡轮级间封严结构，虽能在一定程度上防止主流道高温气体泄露，但是仍然存在气体膨胀有限导致的封严效果相对较差的问题，综上，改进高性能封严结构对提高涡轮盘寿命和发动机效率有十分重要的意义。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明提供一种涡轮级间封严结构及航空发动机，以在不增加封严冷气量的前提下提高封严效率，优化涡轮盘封严。
为了实现上述任务，本发明采用以下技术方案
一种涡轮级间封严结构，包括涡轮机匣，所述涡轮机匣内同轴相对设置有涡轮静盘和涡轮动盘，所述涡轮动盘能够相对涡轮静盘转动；
所述涡轮静盘包括沿涡轮机匣径向由内向外一体化连接设置的第一连接部和第一外缘部；所述涡轮动盘包括沿涡轮机匣径向由内向外一体化连接设置的第二连接部、封严部和第二外缘部；所述第一外缘部与第二外缘部之间设置有盘腔出口；
所述第一外缘部朝向第二外缘部的一侧设置有向第二外缘部延伸的静盘外封严环；
所述封严部底端朝向第一连接部的一侧设置有向第一连接部延伸的动盘侧封严机构；
所述动盘侧封严机构包括一体化连接设置的第一封严内齿、圆环状凸台环和第二封严内齿；所述第一封严内齿、圆环状凸台环、第二封严内齿与第二外缘部的侧壁围合形成封严容腔；所述第二封严内齿头端与第二外缘部内壁之间形成封严容腔入口，所述封严容腔入口与盘腔出口相对设置；
所述涡轮机匣与涡轮静盘、涡轮动盘之间形成主流通道；
相对设置的第一连接部内侧壁与第二连接部内侧壁之间形成第一冷气通道；相对设置的第一连接部内侧壁与圆环状凸台环外壁之间形成第二冷气通道；相对设置的第一外缘部下壁面与第二封严内齿上壁面之间形成第三冷气通道；相对设置的第一外缘部内侧壁与第二外缘部内侧壁之间形成第一冷气通道；所述第一冷气通道、第二冷气通道、第三冷气通道和第四冷气通道依次连通形成二次流通道。
本发明还具有以下技术特征：
具体的，所述封严容腔的截面为矩形。
更进一步的，所述涡轮机匣与涡轮静盘之间还设置有若干静叶，所述导叶一端固定在涡轮机匣内壁上，另一端固定在涡轮静盘上；所述涡轮机匣与涡轮动盘之间还设置有若干动叶，所述动叶一端与涡轮动盘固定连接，另一端与涡轮机匣之间存在间隙。
更进一步的，所述封严容腔入口轴向宽度W大于等于盘腔出口轴向宽度H。
更进一步的，所述封严容腔轴向宽度L与封严容腔入口轴向宽度W满足如下关系：L>2W。
更进一步的，所述第一封严内齿与圆环状凸台环相互垂直设置，且所述圆环状凸台环与第二封严内齿相互垂直设置。
更进一步的，第一外缘部下壁面和第一封严内齿下壁面之间的距离h与封严容腔径向深度b之间满足关系：b<h/2。
所述第一封严内齿、圆环状凸台环与第二封严内齿的壁厚均为1～2mm。
本发明还保护一种航空发动机，包括上述的涡轮级间封严结构。
相较于现有技术，本发明具有以下效果：
本发明提供的涡轮级间封严结构中在动盘侧设置有封严容腔，该封严容腔的入口正对盘腔出口，即正对主流燃气的入侵方向，一方面，可以使主流燃气在封严容腔内部及封严容腔入口处附近产生涡流，有效阻止部分主流燃气从盘腔出口入侵，并消耗一部分高温燃气；另一方面，部分主流燃气进入封严容腔后回流也能抑制主流燃气的入侵。同时，本发明中通过封严容腔的位置设置，在减小封严机构与涡轮静盘之间的封严间隙和有效通流面积的同事，还能确保不影响冷气的出流，不会对整体结构造成负面影响，确保封严结构达到较好的封严效果。在不增加封严用气量的前提下，就能获得较高的封严效率，进而提升了涡轮机的工作效率。
附图说明
图1为本发明的整体结构示意图；
图2是盘腔内气体流动特征示意图，其中，箭头方向为气流方向；
图3是本发明的局部结构示意图；
图4(a)是普通径向封严结构的子午面封严效率云图；
图4(b)是实施例1的涡轮级间封严结构的子午面封严效率云图；
图5(a)是普通径向封严结构的子午面封严效率云图；
图5(b)是实施例2的涡轮级间封严结构的子午面封严效率云图；
图6(a)是普通径向封严结构的子午面封严效率云图；
图6(b)是实施例3的涡轮级间封严结构的子午面封严效率云图。
图中标号代表：
1-涡轮机匣，2-涡轮静盘，3-涡轮动盘，4-盘腔出口，5-封严容腔，6-静叶，7-动叶；21-第一连接部，22-第一外缘部；31-第二连接部，32-封严部，33-第二外缘部；51-封严容腔入口；321-动盘侧封严机构，3211第一封严内齿，3212-圆环状凸台环，3213-第二封严内齿。
以下结合实施例对本发明的具体内容作进一步详细解释说明。
具体实施方式
需要说明的是，本发明中的所有部件，如无特殊说明，全部采用现有技术中已知的部件。
本发明所用的术语“上”、“下”、“前”、“后”等指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，“内”、“外”是指相应部件轮廓的内和外，不能将上述术语理解为对本发明的限制。
在本发明中，在未作相反说明的情况下，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
实施例1
遵从上述技术方案，如图1所示，本实施例中公开了一种涡轮级间封严结构，包括涡轮机匣1，涡轮机匣1内同轴相对设置有涡轮静盘2和涡轮动盘3，涡轮动盘3能够相对涡轮静盘2转动；
涡轮静盘2包括沿涡轮机匣径向由内向外一体化连接设置的第一连接部21和第一外缘部22；涡轮动盘3包括沿涡轮机匣径向由内向外一体化连接设置的第二连接部31、封严部32和第二外缘部33；第一外缘部22与第二外缘部33之间设置有盘腔出口4；
第一外缘部22朝向第二外缘部33的一侧设置有向第二外缘部33延伸的静盘外封严环221；
封严部32底端朝向第一连接部21的一侧设置有向第一连接部21延伸的动盘侧封严机构321；
动盘侧封严机构321包括一体化连接设置的第一封严内齿3211、圆环状凸台环3212和第二封严内齿3213；第一封严内齿3211、圆环状凸台环3212、第二封严内齿3213与第二外缘部33的侧壁围合形成封严容腔5；第二封严内齿3213头端与第二外缘部33内壁之间形成封严容腔入口51，封严容腔入口51与盘腔出口4相对设置；
由于设置了封严容腔5，所以可以有效降低入侵主流燃气的流动速度，阻止高温主流燃气向盘腔的深入入侵，由于本实施例中的封严容腔5采用回转型结构，确保了侵入封严容腔内的主力燃气更难从封严容腔5中流出，且本实施例中的封严容腔5的布置在主流燃气进入盘腔入口4后的第一型面，因此，封严容腔5对主流燃气的耗散程度高。
涡轮机匣1与涡轮静盘2、涡轮动盘3之间形成主流通道；高温主流燃气在主流通道内流动；
相对设置的第一连接部21内侧壁与第二连接部31内侧壁之间形成第一冷气通道；相对设置的第一连接部21内侧壁与圆环状凸台环外壁之间形成第二冷气通道；相对设置的第一外缘部22下壁面与第二封严内齿上壁面之间形成第三冷气通道；相对设置的第一外缘部22内侧壁与第二外缘部33内侧壁之间形成第四冷气通道；第一冷气通道、第二冷气通道、第三冷气通道和第四冷气通道依次连通形成二次流通道。冷气经过二次流通道向盘腔出口4流动。
作为本实施例的一种优选方案，封严容腔5的截面为矩形。
作为本实施例的一种优选方案，涡轮机匣1与涡轮静盘2之间还设置有若干静叶6，静叶6一端固定在涡轮机匣1内壁上，另一端固定在涡轮静盘2上；涡轮机匣1与涡轮动盘3之间还设置有若干动叶7，动叶7一端与涡轮动盘3固定连接，另一端与涡轮机匣1之间存在间隙。
作为本实施例的一种优选方案，封严容腔入口51轴向宽度W大于等于盘腔出口4轴向宽度H，以便于主流燃气进入盘腔入口4后比较容易进入动盘侧封严容腔5。
作为本实施例的一种优选方案，封严容腔5轴向宽度L与封严容腔入口51轴向宽度W满足如下关系：L>2W，大封严容腔能消耗更多的主流燃气。。
作为本实施例的一种优选方案，第一封严内齿3211与圆环状凸台环3212相互垂直设置，且圆环状凸台环3212与第二封严内齿3213相互垂直设置。
作为本实施例的一种优选方案，第一外缘部22下壁面和第一封严内齿3211下壁面之间的距离h与封严容腔5径向深度b之间满足关系：b<h/2，以防封严流道过小降低封严效率以及防止高速旋转状态下动盘侧封严机构与静盘之间发生碰磨、刮蹭。
本实施例中，h＝7mm，b＝2.5mm，W＝2mm，H＝2mm，L＝4.5mm。
作为本实施例的一种优选方案，所述第一封严内齿3211、圆环状凸台环3212与第二封严内齿3213的壁厚均为1mm，即图3中的S1＝S2＝S3＝1mm。
本实施例在使用时：
经主流流道进入的主流燃气流入盘腔入口4后，一方面，大部分主流燃气可沿着封严容腔入口51进入封严容腔内部，在封严容腔内部产生顺时针涡流，同时沿着封严容腔内壁面回流，在第三冷气通道内产生涡流，从而阻挡了部分主流燃气向盘腔内的入侵，与此同时，涡流还可以消耗大量已入侵的高温主流燃气；另一方面，沿涡轮动盘3内壁面流动的、与主流燃气气流方向相反的冷气流在第三冷气通道内与主流燃气掺混，能有效地对部分流入盘腔的主流燃气进行阻挡，从而在不增加封严用气量的前提下就能有效提高封严效果。
性能测试
将本实施例提供的涡轮级间封严结构与现有的普通径向封严结构进行对比，得到如图4所示的子午面封严效率云图，从图4中可以看出：部分主流燃气入侵盘腔以后沿着封严容腔入口51进入封严容腔5之中，消耗掉部分高温燃气，并在封严容腔5的入口之处形成旋涡结构，使得主流燃气与冷气的掺混能力增强，从而进一步阻碍主流燃气沿二次流通道向盘腔内部入侵。与普通径向封严相比，在该云图中，高封严效率区域由原来的第二冷气通道处扩大到了第三冷气通道内，说明主流燃气的入侵得到了抑制，从而证明本发明的封严效率有明显提升。
实施例2
本实施例中提供的涡轮级间封严结构与实施例1提供的涡轮级间封严结构的主要结构相同，区别仅在于本实施中的h＝7mm，b＝2.5mm，W＝2mm，H＝2mm，L＝6.5mm。
性能测试
如图5所示，实施例2在实施例1的基础上加大了封严容腔的尺寸，封严容腔的尺寸变大，使其能容纳更多高温燃气，在实施例1的基础上，云图中高封严效率区域由第三冷气通道前段扩大到了第三冷气通道中段，说明主流燃气的入侵得到了抑制，与普通径向封严以及实施例1相比，封严结构的封严效率有了进一步的提升。
实施例3
本实施例中提供的涡轮级间封严结构与实施例1提供的涡轮级间封严结构的主要结构相同，区别仅在于本实施中的h＝7mm，b＝2.5mm，W＝3mm，H＝2mm，L＝6.5mm。
如图6所示，实施例3在实施例2的基础上加大了封严容腔入口51的尺寸，封严容腔入口51的尺寸变大，主流燃气进入封严容腔5并产生回流变得更加频繁，加剧了主流燃气与经二次流通道进入的冷气的掺混，进一步阻碍了主流燃气向盘腔内部的入侵。在实施例2的基础上，云图中高封严效率区域由第三冷气通道中段处扩大到了第三冷气通道末端，说明主流燃气的入侵得到了更有效的抑制，封严机构的封严效率得到了更为明显的提升。
实施例4
本实施例提供一种航空发动机，航空发动机包括实施例1提供的涡轮级间封严结构。
以上所述仅为本发明的实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其它相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (9)

1.一种涡轮级间封严结构，包括涡轮机匣(1)，所述涡轮机匣(1)内同轴相对设置有涡轮静盘(2)和涡轮动盘(3)，所述涡轮动盘(3)能够相对涡轮静盘(2)转动，其特征在于，
所述涡轮静盘(2)包括沿涡轮机匣径向由内向外一体化连接设置的第一连接部(21)和第一外缘部(22)；
所述涡轮动盘(3)包括沿涡轮机匣径向由内向外一体化连接设置的第二连接部(31)、封严部(32)和第二外缘部(33)；
所述第一外缘部(22)与第二外缘部(33)之间设置有盘腔出口(4)；
所述第一外缘部(22)朝向第二外缘部(33)的一侧设置有向第二外缘部(33)延伸的静盘外封严环(221)；
所述封严部(32)底端朝向第一连接部(21)的一侧设置有向第一连接部(21)延伸的动盘侧封严机构(321)；
所述动盘侧封严机构(321)包括一体化连接设置的第一封严齿(3211)、圆环状凸台环(3212)和第二封严内齿(3213)；所述第一封严内齿(3211)、圆环状凸台环(3212)、第二封严内齿(3213)与第二外缘部(33)的侧壁围合形成封严容腔(5)；所述第二封严内齿(3213)头端与第二外缘部(33)内壁之间形成封严容腔入口(51)，所述封严容腔入口(51)与盘腔出口(4)相对设置；
所述涡轮机匣(1)与涡轮静盘(2)、涡轮动盘(3)之间形成主流通道；
相对设置的第一连接部(21)内侧壁与第二连接部(31)内侧壁之间形成第一冷气通道；相对设置的第一连接部(21)内侧壁与圆环状凸台环外壁之间形成第二冷气通道；相对设置的第一外缘部(22)下壁面与第二封严内齿上壁面之间形成第三冷气通道；相对设置的第一外缘部(22)内侧壁与第二外缘部(33)内侧壁之间形成第一冷气通道；所述第一冷气通道、第二冷气通道、第三冷气通道和第四冷气通道依次连通形成二次流通道。
2.如权利要求1所述的涡轮级间封严结构，其特征在于，所述封严容腔(5)的截面为矩形。
3.如权利要求1所述的涡轮级间封严结构，其特征在于，所述涡轮机匣(1)与涡轮静盘(2)之间还设置有若干静叶(6)，所述静叶(6)一端固定在涡轮机匣(1)内壁上，另一端固定在涡轮静盘(2)上；所述涡轮机匣(1)与涡轮动盘(3)之间还设置有若干动叶(7)，所述动叶(7)一端与涡轮动盘(3)固定连接，另一端与涡轮机匣(1)之间存在间隙。
4.如权利要求1所述的涡轮级间封严结构，其特征在于，所述封严容腔入口(51)轴向宽度W大于等于盘腔出口(4)轴向宽度H。
5.如权利要求1所述的涡轮级间封严结构，其特征在于，所述封严容腔(5)轴向宽度L与封严容腔入口(51)轴向宽度W满足如下关系：L>2W。
6.如权利要求1所述的涡轮级间封严结构，其特征在于，所述第一封严内齿(3211)与圆环状凸台环(3212)相互垂直设置，且所述圆环状凸台环(3212)与第二封严内齿(3213)相互垂直设置。
7.如权利要求1所述的涡轮级间封严结构，其特征在于，第一外缘部(22)下壁面和第一封严内齿(3211)下壁面之间的距离h与封严容腔(5)径向深度b之间满足关系：b<h/2。
8.如权利要求1所述的涡轮级间封严结构，其特征在于，所述第一封严内齿(3211)、圆环状凸台环(3212)与第二封严内齿(3213)的壁厚均为1～2mm。
9.一种航空发动机，其特征在于，包括如权利要求1至8任一所述的涡轮级间封严结构。
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