CN203584469U - 涡轮叶片叶冠以及航空发动机涡轮 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种涡轮叶片叶冠以及航空发动机涡轮，涉及航空发动机技术领域。解决了现有技术存在加工成本高，且涡轮效率低的技术问题。该涡轮叶片叶冠，包括上缘板、前密封齿、后密封齿以及至少一条导流通道，前密封齿与后密封齿两者均设置在上缘板远离涡轮转动轴线的表面上；导流通道贯穿上缘板，且涡轮主流道内的流体能经过导流通道进入上缘板远离涡轮转动轴线的表面与前密封齿、后密封齿三者之间的空间内。该航空发动机涡轮，包括机匣以及本实用新型提供的涡轮叶片叶冠，涡轮叶片叶冠的上缘板、前密封齿以及后密封齿与机匣之间形成齿间空腔。本实用新型用于降低涡轮叶片叶冠的加工成本，同时提高设置该涡轮叶片叶冠的涡轮的效率。

Description

涡轮叶片叶冠以及航空发动机涡轮

技术领域

本实用新型涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种涡轮叶片叶冠以及设置该涡轮叶片叶冠的航空发动机涡轮。

背景技术

为了使涡轮达到较高的性能水平需要将涡轮叶顶间隙的二次空气泄漏量降至最小的程度，而密封机构必须被设计成提供一种在旋转部件与固定部件之间实现有效密封的手段。

现有技术中通常的做法是利用迷宫式密封件，所述的迷宫式密封件限制了可能发生泄漏的区域并形成了一系列压力损失机构以便进一步减小空气泄漏流量，已经利用的形式是成不同布置的迷宫式密封齿，其中一些密封齿是周向对齐的，一些是呈周向交错排列的。此外需要时通常串联利用不同数量的密封齿来提供附加的压力损失进一步减少泄漏。

迷宫式密封齿可被设计成与相对的端壁相碰触并切入该相对端壁内的结构，所述相对的端壁通常为蜂窝材料，以便在操作过程中提供最小化的间隙和泄漏区域。但绝大多数燃气轮机在启动瞬间由于转子和静子件膨胀量变化的差异，会导致密封齿更深的切入到可磨耗壁即相对的端壁的内部，在随后的稳态运行过程中露出更大的间隙。

现有技术中另外一种作法是串行安装刷式密封件，刷式密封件可以进一步减小泄漏，但刷式密封件昂贵且增加了燃气发动机的复杂性。另外，刷式密封件的刷毛可超出壳体的长度有限，若转静子间距变化幅度过大，则无法使用。

现有技术至少存在以下技术问题：

现有技术中采用的迷宫式密封齿涡轮叶片叶冠的齿顶间隙和密封齿数基本决定了叶尖的泄漏流量，增加密封齿数会导致工艺复杂性提高，加工成本增加，可靠性下降，而对特定的涡轮，由于飞行状态不同导致的转静子件径向膨胀量的差异，密封齿的齿顶间隙也不能小于特定值，密封齿的齿顶间隙会增大空气泄露流量，导致涡轮效率低下。

实用新型内容

本实用新型的其中一个目的是提出一种涡轮叶片叶冠以及设置该涡轮叶片叶冠的航空发动机涡轮，解决了现有技术存在加工成本高，且涡轮效率低的技术问题。

本实用新型优选技术方案所能产生的诸多技术效果详见下文阐述。

为实现上述目的，本实用新型提供了以下技术方案：

本实用新型实施例提供的涡轮叶片叶冠，包括上缘板、前密封齿、后密封齿以及至少一条导流通道，其中：

所述前密封齿与所述后密封齿两者均设置在所述上缘板远离涡轮转动轴线的表面上；

所述导流通道贯穿所述上缘板，且所述涡轮主流道内的流体能经过所述导流通道进入所述上缘板远离涡轮转动轴线的表面与所述前密封齿、所述后密封齿三者之间的空间内。

在一个优选或可选地实施例中，所述导流通道的数目为至少两条。

在一个优选或可选地实施例中，所述导流通道为贯穿所述上缘板两条边缘的两条导流凹槽。

在一个优选或可选地实施例中，两条所述导流凹槽的内壁的形状互不相同。

在一个优选或可选地实施例中，所述导流凹槽的内壁为曲面或所述导流凹槽的内壁为平面与平面组成的弯折面。

在一个优选或可选地实施例中，所述导流通道的延伸方向与所述涡轮转动轴线的方向之间存在夹角。

在一个优选或可选地实施例中，所述夹角为60°～100°。

在一个优选或可选地实施例中，所述上缘板接近所述涡轮转动轴线的表面与叶片相连接，所述导流通道位于所述叶片周围的所述上缘板上。

本实用新型实施例提供的航空发动机涡轮，包括机匣以及本实用新型任一技术方案提供的涡轮叶片叶冠，其中：

所述涡轮叶片叶冠的上缘板、前密封齿以及后密封齿与所述机匣之间形成齿间空腔。

在一个优选或可选地实施例中，所述导流通道位于所述上缘板上所述涡轮主流道内气体压力大于所述齿间空腔内气体压力的区域。

基于上述技术方案，本实用新型实施例至少可以产生如下技术效果：

由于涡轮主流道（或称：涡轮叶栅通道、叶栅主流道）与叶顶间隙内压力变化模式的差异，在涡轮叶片叶冠上缘板设计导流通道能够将涡轮主流道内的高压流体（包含漩涡流体）引入前密封齿（或称：前封严篦齿、前封严齿）、后密封齿（或称：后封严篦齿、后封严齿）与上缘板之间的空间内以提高齿间空腔的压力，有效减小前密封齿与后密封齿前后驱动泄漏的压力梯度，继而减小泄漏流量，控制泄漏损失。并且，由于引入的主流流体是端区附面层（附面层是流体力学的专业名词，气体在流经固体壁面附近时会由于摩擦使流动速度沿壁面垂直方向逐渐降低到零，一般把这样一层流动速度低于主流区的流体称作附面层或边界层，附面层并不是一个几何结构）中的低能流体，故而可以有效地减小端区附面层厚度，有效地控制上端区二次流动发展，减小二次流损失，从而起到提到涡轮效率的作用。同时，由于本实用新型无需制造迷宫式密封齿，制造导流通道与制造迷宫式密封齿相比工艺难度小、加工成本低，所以解决了现有技术存在加工成本高，且涡轮效率低的技术问题。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本实用新型的进一步理解，构成本申请的一部分，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。在附图中：

图1为本实用新型实施例所提供的航空发动机涡轮的机匣涡轮叶片叶冠之间位置关系的示意图；

图2为本实用新型实施例所提供的涡轮叶片叶冠的局部结构示意图；

图3为本实用新型实施例所提供的涡轮叶片叶冠的上缘板与下缘板之间位置关系的示意图；

图4为本实用新型实施例所提供的涡轮叶片叶冠的上缘板与叶片之间位置关系的示意图；

附图标记：10、上缘板；20、叶片；21、吸力面；22、压力面；31、导流通道；32、导流通道；41、前密封齿；42、后密封齿；50、下缘板；51、齿间空腔；52、涡轮主流道；53、机匣；

具体实施方式

下面可以参照附图图1～图4以及文字内容理解本实用新型的内容以及本实用新型与现有技术之间的区别点。下文通过附图以及列举本实用新型的一些可选实施例的方式，对本实用新型的技术方案（包括优选技术方案）做进一步的详细描述。需要说明的是：本实施例中的任何技术特征、任何技术方案均是多种可选的技术特征或可选的技术方案中的一种或几种，为了描述简洁的需要本文件中无法穷举本实用新型的所有可替代的技术特征以及可替代的技术方案，也不便于每个技术特征的实施方式均强调其为可选的多种实施方式之一，所以本领域技术人员应该知晓：可以将本实用新型提供的任一技术手段进行替换或将本实用新型提供的任意两个或更多个技术手段或技术特征互相进行组合而得到新的技术方案。本实施例内的任何技术特征以及任何技术方案均不限制本实用新型的保护范围，本实用新型的保护范围应该包括本领域技术人员不付出创造性劳动所能想到的任何替代技术方案以及本领域技术人员将本实用新型提供的任意两个或更多个技术手段或技术特征互相进行组合而得到的新的技术方案。

本实用新型实施例提供了一种容易制造、加工成本低、封严效果好且涡轮效率更为理想的涡轮叶片叶冠以及设置该涡轮叶片叶冠的航空发动机涡轮。

下面结合图1～图4对本实用新型提供的技术方案进行更为详细的阐述。

如图1～图4所示，本实用新型实施例所提供的涡轮叶片叶冠，包括上缘板（叶冠远离涡轮转动轴线的缘板称为上缘板，反之，叶冠接近涡轮转动轴线的缘板称为下缘板）10、前密封齿41、后密封齿42以及至少一条导流通道，该导流通道的数目优选为两条，图2中仅示意出了导流通道31，图3中示意出了导流通道31、32，其中：

前密封齿41与后密封齿42两者均设置在上缘板10远离涡轮转动轴线的表面上。

导流通道贯穿上缘板10，且涡轮主流道52（涡轮主流道52指涡轮叶片20上缘板10与下缘板50之间的气体流动区域）内的流体能经过导流通道进入上缘板10远离涡轮转动轴线的表面与前密封齿41、后密封齿42三者之间的空间内。

由于涡轮主流道52与叶顶间隙内压力变化模式的差异，在涡轮叶片叶冠上缘板10设计导流通道（例如：导流通道31、32）能够将涡轮主流道52内的高压流体（包含漩涡流体）引入前密封齿41、后密封齿42与上缘板10之间的空间内，提高如图1所示齿间空腔51压力，有效减小前密封齿41与后密封齿42前后驱动泄漏的压力梯度，继而减小泄漏流量、控制泄漏损失。并且，由于引入的主流流体是端区附面层中的低能流体，故而可以有效地减小端区附面层厚度，有效地控制上端区二次流动发展，减小二次流损失，从而起到提到涡轮效率的作用。同时，由于本实用新型无需制造迷宫式密封齿，制造导流通道与制造迷宫式密封齿相比工艺难度小、加工成本低。

作为一种优选或可选地实施方式，导流通道为贯穿上缘板10两条边缘的两条导流凹槽。导流凹槽不仅便于加工制造，而且导通面积较大，可以起到较好的导流作用。当然，导流通道也可以设计为至少一个导流通孔。

作为一种优选或可选地实施方式，两条导流凹槽的内壁的形状互不相同。在叶片通道内，流体会由于端壁摩擦、横向压力梯度等原因，在涡轮主流道52的端区形成各种漩涡，进而产生额外的流动损失，使涡轮性能下降，由于这些漩涡流动方向与未受影响的流体流动方向不一样，所以又被称作二次流。对于不同的叶片，这些漩涡的结构、位置、大小不尽相同，故而导流凹槽的设置位置、宽度尺寸、深度尺寸以及导流凹槽的内壁的形状均可以根据实际情况来设置。

当然，两条导流凹槽内壁的形状也可以设计为相同或对称的结构。

作为一种优选或可选地实施方式，如图3所示导流凹槽的内壁为曲面或导流凹槽的内壁为平面与平面组成的弯折面。图3中可以看出导流通道31的内壁为曲面，导流通道32的内壁为平面与平面组成的弯折面。曲面更便于流体的流动，对流体造成的损失较少。平面与平面组成的弯折面具有便于制造的优点。

作为一种优选或可选地实施方式，导流通道的延伸方向与涡轮转动轴线的方向之间存在夹角。该夹角可以为60°～100°，夹角优选为90°。导流通道的延伸方向同时也为导流通道内流体的流动方向，该方向与涡轮转动轴线的方向之间的夹角可以根据实际需要任意设计。

此处公开的夹角值为较为可行的实施方式，并不构成对本实用新型保护范围的限制。

作为一种优选或可选地实施方式，导流通道位于上缘板10上涡轮主流道52内气体压力（该压力也称：流道静压）大于齿间空腔51内气体压力的区域。导流通道设置在该位置时，涡轮主流道52内气体流入导流通道的流量更大，所能起到的减少泄露的效果更为理想。

作为一种优选或可选地实施方式，上缘板10接近涡轮转动轴线的表面与叶片20相连接，导流通道位于叶片20周围的上缘板10上。

通过在前密封齿41和后密封齿42之间上缘板10的特定区域设计特殊几何形状导流通道，可以使叶片20的吸力面21上端壁附近的高压低能附面层内流体经由导流通道流入前密封齿41、后密封齿42、上缘板10以及机匣53之间的齿间空腔51，该吸入气流能够提高齿间空腔51内的压力，降低前密封齿41前后的压差，同时由于该股低能流体被吸入齿间空腔51，不与相邻叶片20的压力面22发生相互作用，使得二次流动得到改善，二次流损失降低。

本实用新型提供的航空发动机涡轮，包括机匣53以及本实用新型任一技术方案提供的涡轮叶片叶冠，其中：

涡轮叶片叶冠的上缘板10、前密封齿41以及后密封齿42与机匣53之间形成齿间空腔51。

进入齿间空腔51的气流有两部分，一部分由前密封齿41与机匣53之间的间隙泄漏进入，一部分是由导流通道引入，两部分气体最终都经由后密封齿42与机匣53之间的间隙流出，重新进入涡轮主流道52。

由于本实用新型提供的涡轮叶片叶冠的上述结构具有容易制造、加工成本低、封严效果好的优点，故而适宜应用于航空发动机涡轮上以提高涡轮效率。

图1中可以看出：机匣53包括机匣外壳、转子外环以及易磨层，易磨层位于转子外环接近涡轮转动轴线的一侧。

当然，本实用新型提供的涡轮叶片叶冠也可以应用于航空发动机涡轮之外的其他机械装置上。

上述本实用新型所公开的任一技术方案除另有声明外，如果其公开了数值范围，那么公开的数值范围均为优选的数值范围，任何本领域的技术人员应该理解：优选的数值范围仅仅是诸多可实施的数值中技术效果比较明显或具有代表性的数值。由于数值较多，无法穷举，所以本实用新型才公开部分数值以举例说明本实用新型的技术方案，并且，上述列举的数值不应构成对本实用新型创造保护范围的限制。

如果本文中使用了“第一”、“第二”等词语来限定零部件的话，本领域技术人员应该知晓：“第一”、“第二”的使用仅仅是为了便于描述上对零部件进行区别如没有另行声明外，上述词语并没有特殊的含义。

同时，上述本实用新型如果公开或涉及了互相固定连接的零部件或结构件，那么，除另有声明外，固定连接可以理解为：能够拆卸地固定连接（例如使用螺栓或螺钉连接），也可以理解为：不可拆卸的固定连接（例如铆接、焊接），当然，互相固定连接也可以为一体式结构（例如使用铸造工艺一体成形制造出来）所取代（明显无法采用一体成形工艺除外）。

另外，上述本实用新型公开的任一技术方案中所应用的用于表示位置关系或形状的术语除另有声明外其含义包括与其近似、类似或接近的状态或形状。本实用新型提供的任一部件既可以是由多个单独的组成部分组装而成，也可以为一体成形工艺制造出来的单独部件。

最后应当说明的是:以上实施例仅用以说明本实用新型的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本实用新型进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本实用新型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；而不脱离本实用新型技术方案的精神，其均应涵盖在本实用新型请求保护的技术方案范围当中。

Claims (10)

1.一种涡轮叶片叶冠，其特征在于，包括上缘板、前密封齿、后密封齿以及至少一条导流通道，其中：

所述前密封齿与所述后密封齿两者均设置在所述上缘板远离涡轮转动轴线的表面上；

所述导流通道贯穿所述上缘板，且所述涡轮主流道内的流体能经过所述导流通道进入所述上缘板远离涡轮转动轴线的表面与所述前密封齿、所述后密封齿三者之间的空间内。

2.根据权利要求1所述的涡轮叶片叶冠，其特征在于，所述导流通道的数目为至少两条。

3.根据权利要求2所述的涡轮叶片叶冠，其特征在于，所述导流通道为贯穿所述上缘板两条边缘的两条导流凹槽。

4.根据权利要求3所述的涡轮叶片叶冠，其特征在于，两条所述导流凹槽的内壁的形状互不相同。

5.根据权利要求4所述的涡轮叶片叶冠，其特征在于，所述导流凹槽的内壁为曲面或所述导流凹槽的内壁为平面与平面组成的弯折面。

6.根据权利要求1所述的涡轮叶片叶冠，其特征在于，所述导流通道的延伸方向与所述涡轮转动轴线的方向之间存在夹角。

7.根据权利要求6所述的涡轮叶片叶冠，其特征在于，所述夹角为60°～100°。

8.根据权利要求1-7任一所述的涡轮叶片叶冠，其特征在于，所述上缘板接近所述涡轮转动轴线的表面与叶片相连接，所述导流通道位于所述叶片周围的所述上缘板上。

9.一种航空发动机涡轮，其特征在于，包括机匣以及权利要求1－8任一所述的涡轮叶片叶冠，其中：

所述涡轮叶片叶冠的上缘板、前密封齿以及后密封齿与所述机匣之间形成齿间空腔。

10.根据权利要求9所述的航空发动机涡轮，其特征在于，所述导流通道位于所述上缘板上所述涡轮主流道内气体压力大于所述齿间空腔内气体压力的区域。

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