CN215633160U - 涡轮冷却封严供气结构和航空发动机 - Google Patents

Abstract

涡轮冷却封严供气结构包括第一集气腔、涡轮导叶、涡轮动叶、供气部件，涡轮导叶包括第二集气腔，第二集气腔包括前轮缘供气结构、后轮缘供气结构和中部供气结构。后轮缘供气结构用于连通第二集气腔与后轮缘封严腔，中部供气结构位于第二集气腔中部；供气部件包括贯穿封严蓖齿部的引气结构以及连接该引气结构和涡轮动叶的供气流动空间，引气结构与中部供气结构相向而对地设置，并与中部供气结构、供气流动空间和榫槽形成涡轮动叶冷却气体流通路径。上述涡轮冷却封严供气结构能够减少供气系统的沿程损失和冷却空气用量，提高发动机效率。

Description

涡轮冷却封严供气结构和航空发动机

技术领域

本实用新型涉及一种航空发动机涡轮冷却领域，具体涉及冷却封严结构领域。

背景技术

在航空燃气涡轮发动机中，核心部件由压气机、燃烧室和涡轮组成。压气机提供压缩后的高压气体，在燃烧室与燃油燃烧后，高压高温的燃气流过与压气机装在同一轴上的涡轮，燃气的部分内能在涡轮中膨胀做功带动压气机转动。

为了获得较高的发动机效率，流经涡轮主流道的进口燃气温度，通常超过涡轮材料的最高使用温度，因此需要引入合适温度和压力的空气进行涡轮冷却和封严。这部分被压缩的空气在对涡轮进行冷却和封严后，排入主流道，损失了部分的做功能力。因此，应尽量减少冷却封严供气系统的沿程损失，在保证冷却和封严效果的同时，减少冷却空气用量，提高发动机效率。

在目前的航空燃气涡轮发动机中，对于高压涡轮二级导叶和动叶的冷却封严，通常是从压气机机匣引气，通过引气管路后，对涡轮二级导叶及其级间进行冷却封严；同时从压气机叶片根部，经转-转盘腔和减涡器，对涡轮二级动叶进行冷却。这样的涡轮冷却封严供气系统结构复杂，沿程损失比较大，特别是在转-转盘腔内，同时也增加了冷却空气用量，降低了发动机的工作效率。

实用新型内容

本实用新型的一个目的是提供一种航空发动机涡轮冷却封严供气结构，能够减少供气系统的沿程损失和冷却空气用量，提高发动机工作效率。

为实现上述目的的轮冷却封严供气结构包括第一集气腔、涡轮导叶、涡轮动叶和供气部件。第一集气腔设置在涡轮导叶的叶顶侧，用于接收从压气机引流的冷却气体；涡轮导叶内部设置有冷却气体流道，在上游侧对应设置有前轮缘封严腔、在下游侧对应设置有后轮缘封严腔；涡轮动叶包括靠近轮盘榫槽一侧的进气道，用于向所述涡轮动叶内部供应冷却气体；所述涡轮导叶包括第二集气腔，设置在所述涡轮导叶的叶根侧，与所述第一集气腔通过所述冷却气体流道连通，并在内径侧设置有封严结构，该封严结构与涡轮动叶的转子盘的封严蓖齿部相对。

所述第二集气腔包括前轮缘供气结构，所述前缘供气结构用于连通所述第二集气腔与所述前轮缘封严腔。

所述第二集气腔还包括后轮缘供气结构和中部供气结构，所述后轮缘供气结构用于连通所述第二集气腔与所述后轮缘封严腔，所述中部供气结构位于所述第二集气腔中部。

该涡轮冷却封严供气结构还包括供气部件，该供气部件包括贯穿所述封严蓖齿部的引气结构以及连接该引气结构和涡轮动叶的供气流动空间，所述引气结构与所述中部供气结构相向而对地设置，并与中部供气结构、供气流动空间和榫槽形成涡轮动叶冷却气体流通路径。

在一个或多个实施例中，所述引气结构为孔结构或缝结构。

在一个或多个实施例中，所述孔结构或缝结构相对所述涡轮导叶轴线方向具有倾斜角度，所述倾斜角度使得由所述引气结构流出的出口气流流动方向和所述涡轮动叶的转动方向一致。

在一个或多个实施例中，所述中部供气结构为预旋结构。

在一个或多个实施例中，所述供气流动空间还包括增压结构，用于提高进入所述涡轮动叶的气流压力。

在一个或多个实施例中，所述增压结构包括多个叶片，所述多个叶片围成增压通道。

在一个或多个实施例中，所述前轮缘供气结构、所述后轮缘供气结构和所述中部供气结构为孔结构，所述孔结构为圆孔、椭圆孔、方孔和跑道孔的一种或几种。

在一个或多个实施例中，所述孔结构相对所述涡轮导叶轴线方向具有倾斜角度，所述倾斜角度能够使流出所述前轮缘供气结构或所述后轮缘供气结构或所述中部供气结构的出口气流流动方向和所述涡轮动叶的转动方向一致。

本实用新型的另一个目的在于提供一种航空发动机，包括压气机、涡轮以及布置在机匣外的从所述压气机引气的引气管道，所述涡轮使用上述涡轮冷却封严供气结构进行冷却封严。

在一个或多个实施例中，所述涡轮的涡轮动叶配置成仅通过所述引气管道的引气进行冷却。

在上述航空发动机涡轮冷却封严供气结构中，冷却气体通过涡轮机匣集气腔进入涡轮导叶后，在对涡轮导叶进行冷却的同时进入前轮缘供气结构、后轮缘供气结构和中部供气结构。在进入中部供气结构后，可直接进入涡轮动叶，并对涡轮动叶进行有效冷却；在进入后轮缘供气结构后，冷却气体直接进入后轮缘封严结构。上述结构能够有效减少供气系统的沿程损失和冷却空气用量，并实现对涡轮动叶的有效冷却，从而提高涡轮的工作效率。

附图说明

本实用新型的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得更加明显，其中：

图1是一种航空发动机典型结构示意图；

图2是一种冷却封严供气系统示意图；

图3是图2中涡轮冷却封严供气处的放大图；

图4是涡轮冷却封严供气结构的一个实施例的示意图；

图5是图4在涡轮冷却封严供气结构处的放大图；

图6是预旋结构的一个实施例的示意图；

图7是增压结构的一个实施例的示意图。

附图标记说明

1 风扇

2 增压级

3 压气机

4 燃烧室

5 高压涡轮

6 低压涡轮

31 引气缝

32 第三集气腔

33 外部引气管路

34 引气孔

35 减涡器

36 压气机轴腔

37 涡轮盘腔

51 第一集气腔

52 涡轮导叶

53 第二集气腔

54 前轮缘供气结构

55 前轮缘封严腔

56 前轮缘封严结构

57 后轮缘供气结构

58 后轮缘封严腔

59 后轮缘封严结构

60 中部供气结构

61 供气流动空间

62 涡轮动叶

63 榫槽

64 封严蓖齿部

65 引气结构

66 增压结构

100 冷却气体

502 封严结构

具体实施方式

下面结合具体实施例和附图对本实用新型作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本实用新型，但是本实用新型显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本实用新型内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本实用新型的保护范围。需要注意的是，这些以及后续其他的附图均仅作为示例，其并非是按照等比例的条件绘制的，并且不应该以此作为对本实用新型实际要求的保护范围构成限制。

图1示出了一种航空发动机典型结构示意图，主要由风扇1、增压级2、压气机3、燃烧室4、高压涡轮5和低压涡轮6等组成。其中，气流A表示外涵气流，气流B表示内涵气流。

图2和图3示出了一种航空发动机涡轮冷却封严供气系统的示意图。在该封严冷却方案中，压气机3在某一级导叶后的压气机机匣上设置引气缝31和第三集气腔32，将压气机主流的冷却气体100，经引气缝31、第三集气腔32和外部引气管路33，引至涡轮机匣的第一集气腔51。

冷却气体100流经第一集气腔51至涡轮导叶52。一部分气体通过涡轮导叶52上的冷却气体流道对涡轮导叶52叶身内部进行冷却，还有一部分气体流经涡轮导叶52的叶身，进入靠近叶根侧的第二集气腔53。

参照图3所示，进入第二集气腔53内的冷却气体流经第二集气腔53上的前轮缘供气结构54，进入涡轮导叶52前方的前轮缘封严腔55。需要注意的是，在图3中，以压气机主流气流的来流方向作为涡轮导叶52的前侧方向，以气流流向方向作为涡轮导叶52的后侧方向。

冷却气体100进入前轮缘封严腔55后，由前轮缘封严结构56进入涡轮主流，能够防止涡轮导叶52前的燃气进入前轮缘封严腔55。由前轮缘供气结构54流出的冷却气体还有一部分流经涡轮导叶52径向内侧的封严结构502与封严篦齿部64之间的通道而进入涡轮导叶52后侧的后轮缘封严腔58。该股气流经由后轮缘封严结构59进入涡轮主流，防止涡轮导叶52后的燃气进入后轮缘封严腔58。

该冷却封严供气系统还包括另一冷却路径。回到图2，另一冷却路径为在压气机鼓筒轴上设置引气孔34，来自压气机3某一级导叶后的冷却气体流经引气孔34、减涡器35和压气机轴腔36，被引入涡轮盘腔37。

冷却气体进入涡轮盘腔37后，再经涡轮动叶62下的榫槽63，进入涡轮动叶62靠近轮盘榫槽63一侧的进气道(图中未示出)，从而对涡轮动叶62内部进行冷却。

上述冷却封严供气结构的沿程损失比较大，特别是在转-转盘腔内。冷却气体进入涡轮导叶52后侧的后轮缘封严腔58和冷却气体进入涡轮盘腔37后对涡轮动叶62的冷却路径较长，增加了冷却空气的用量，从而降低了发动机的工作效率。

本公开所涉及的涡轮冷却封严供气结构在上述冷却封严系统的基础之上，增加了供气结构，保证冷却效果的同时还可以减少供气系统的沿程损失，从而提高发动机效率。

需要注意的是，上述冷却封严供气系统仅为本领域技术人员更好的理解本公开所涉及的涡轮冷却封严供气结构提供必要的说明，而并不必然的构成现有技术。

参照图4和图5所示，涡轮冷却封严供气结构包括第一集气腔51、涡轮导叶52、涡轮动叶62和供气部件。

第一集气腔51设置在涡轮导叶52的叶顶侧，用于接收压气机3引流的冷却气体100。涡轮导叶52的内部设置有冷却气体流道(图中未示出)，在上游侧对应设置有前轮缘封严腔55，在下游侧对应设置有后轮缘封严腔58。

涡轮动叶62包括靠近轮盘榫槽63一侧的进气道(图中未示出)，进气道与榫槽63连通，用于向涡轮动叶62内部供应冷却气体。

涡轮导叶52包括第二集气腔53，第二集气腔53设置在涡轮导叶52的叶根侧，与第一集气腔51通过冷却气体流道连通。涡轮导叶52在内径侧设置有封严结构502，该封严结构502与涡轮动叶62的转子盘的封严蓖齿部64相对。在图4和图5所示的实施例中，封严结构502为位于涡轮导叶径向内侧的蜂窝封严部件，蜂窝封严部件与转子盘的封严蓖齿部64相向而对地设置。

第二集气腔53包括前轮缘供气结构54，前轮缘供气结构54用于连通第二集气腔53与前轮缘封严腔55，前轮缘封严腔55内的冷却气体100经由前轮缘封严结构56进入涡轮主流，防止涡轮导叶52前的燃气进入前轮缘封严腔55。

第二集气腔53还包括后轮缘供气结构57和中部供气结构60。后轮缘供气结构57用于连通第二集气腔53与后轮缘封严腔58，第二集气腔53内的冷却气体100经由后轮缘供气结构57直接流入涡轮导叶52后的后轮缘封严腔58，并经由后轮缘封严结构59进入涡轮主流，防止涡轮导叶52后的燃气进入后轮缘封严腔58。

通过增设后轮缘供气结构57，第二集气腔53内的冷却气体100不再需要通过涡轮导叶52径向内侧的蜂窝封严结构与封严篦齿部64之间的通道进入后轮缘封严腔58，而是直接与后轮缘封严腔58连通，该结构可以有效降低设计封严篦齿部4的敏感性。由于在图2所示的封严结构中，封严篦齿部64与涡轮导叶52径向内侧的蜂窝封严结构形成的通道连通后轮缘封严腔58和前轮缘封严腔55，因此在设计该通道的尺寸时，需要保证由前轮缘供气结构54流出的冷却气体的一部分能够以一定流量流经该通道进入后轮缘封严腔58，同时又需要保证封严篦齿部64的封严效果，因此封严篦齿部64在设计中需要折中考虑。而通过开设后轮缘供气结构57，后轮缘封严腔58直接与第二集气腔53连通，不需要再考虑封严篦齿部64处的设计，因此能够降低封严篦齿部64的敏感性，保证了涡轮导叶52内径侧的良好封严效果。

第二集气腔53还包括中部供气结构60，中部供气结构60位于第二集气腔53中部，前轮缘供气结构54和后轮缘供气结构57之间，用于形成另一条冷却流通路径。

参照图5所示，该涡轮冷却封严供气结构还包括供气部件，供气部件包括贯穿封严蓖齿部64的引气结构65以及连接该引气结构65和涡轮动叶62的供气流动空间61，引气结构65与中部供气结构60相向而对地设置，并与中部供气结构60、供气流动空间61和榫槽63形成涡轮动叶冷却气体流通路径。

第二集气腔53内的冷却气体经由中部供气结构60流出后，流经引气结构65进入供气流动空间61，随后由供气流动空间61流出，进入转子轮盘的榫槽63，后进入涡轮动叶62的进气道，从而实现对涡轮动叶62内部的冷却。

上述中部供气结构60、前轮缘供气结构54、后轮缘供气结构57能够开启三条独立的冷却气体流通路径，实现对冷却气体的有效利用，减少供气系统的沿程损失。封严篦齿部64采用零间隙设计，使得中部供气结构60、前轮缘供气结构54、后轮缘供气结构57的供气路径可以相互分隔，有效减少相互影响作用。

在一个实施例中，引气结构65为孔结构或缝结构。孔结构或缝结构的形状不固定，可以是圆孔、椭圆孔、方孔或跑道孔的一种或几种。引气结构65也可以采用斜孔或斜缝。

优选的，当孔结构或缝结构的引气结构65相对涡轮导叶52轴线方向具有倾斜角度时，倾斜角度使得由引气结构65流出的出口气流流动方向和涡轮动叶62的转动方向一致，以使得出口气流具有与涡轮动叶62相同方向的周向速度，以减小对转子的相对总温。

在一个实施例中，前轮缘供气结构54、后轮缘供气结构57和中部供气结构60为孔结构，孔结构为圆孔、椭圆孔、方孔和跑道孔的一种或几种。

优选的，前轮缘供气结构54或后轮缘供气结构57或中部供气结构60的供气孔相对涡轮导叶52轴线方向具有倾斜角度，倾斜角度能够使流出前轮缘供气结构54或后轮缘供气结构57或中部供气结构60的出口气流流动方向和涡轮动叶62的转动方向一致，以使得出口气流具有与涡轮动叶62相同方向的周向速度，以减小对转子的相对总温。

为减少气流损失并降低相对总温，在一个实施例中，中部供气结构60为预旋结构。在图6所示的预旋结构的一个实施例中，预旋结构包括限定壁609和由限定壁609形成的预旋通道608，由预旋通道608流出的冷却气体具有与涡轮动叶62相同方向的周向速度，从而减少气流损失并降低相对涡轮动叶的总温。预旋结构包括但不限于上述实施例，本领域技术人员应当体会，能够调整的出口气流方向的预旋流道设计均可应用于本公开而不超出本公开的范围。

为了提高进入涡轮动叶62的冷却气体的气流压力，实现较佳的动叶冷却效果，在一个实施例中，供气流动空间61还包括增压结构66，供气流动空间61内的冷却气体流经增压结构66后进入轮盘榫槽63，可以有效提高进入涡轮动叶62的气流气压。

在图7所示的增压结构66的一个实施例中，增压结构66包括多个叶片606，多个叶片606围成增压通道607，增压通道607前窄后宽，能够有效增加增压通道607内部的气体压力，提高进入涡轮动叶62的冷却气流压力，以实现更好的冷却效果。增压结构66包括但不限于上述实施例，本领域技术人员应当体会，能够增压的多种增压通道设计均可应用于本公开而不超出本公开的范围。

下面对涡轮冷却封严供气结构下的冷却气流流动过程进行说明。

压气机3内的冷却气体100流经引气缝31与第三集气腔32，被引流至涡轮机匣的第一集气腔51和涡轮导叶52。

一部分冷却气体100流经涡轮导叶52叶身，经过涡轮导叶上的冷却气体流道实现对叶身内部的冷却。另一部分冷却气体100经过涡轮导叶52叶身，进入叶身下的第二集气腔53。

进入第二集气腔53后的冷却气体100具有三条独立流通路径。第一部分流经前轮缘供气结构54，进入导叶前的前轮缘封严腔55。冷却气体经由前轮缘封严结构56进入涡轮主流，防止涡轮导叶52前的燃气进入前轮缘封严腔55。

第二部分流入涡轮导叶52后的后轮缘封严腔58，并经由后轮缘封严结构59进入涡轮主流，防止涡轮导叶52后的燃气进入轮缘封严腔58。

第三部分经由中部供气结构60和中部供气结构60进入供气流动空间61，随后由供气流动空间61流出并进入转子轮盘的榫槽63后进入涡轮动叶62的进气道，从而实现对涡轮动叶62内部的冷却。

该三股气流彼此流动独立，且封严篦齿部64采用零间隙，使得前、中、后的供气可以相互分隔，减少相互影响作用。在有效保障冷却封严效果的同时，能够减少供气系统的沿程损失和冷却空气用量，提高发动机效率。

结合上述对涡轮冷却封严供气结构的介绍，还可以理解到使用上述涡轮冷却封严供气结构进行冷却封严的一种航空发动机。

航空发动机包括压气机、涡轮以及布置在机匣外的从所述压气机引气的引气管道，引气管道用于输送冷却气体100，涡轮使用上述涡轮冷却封严供气结构进行冷却封严。上述设计可以减少供气系统的沿程损失和冷却空气用量，并实现对涡轮动叶的有效冷却，从而提高涡轮的工作效率。

在一个实施例中，涡轮的涡轮动叶配置成仅通过引气管道的引气进行冷却。

本实用新型虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本实用新型，任何本领域技术人员在不脱离本实用新型的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。因此，凡是未脱离本实用新型技术方案的内容，依据本实用新型的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本实用新型权利要求所界定的保护范围之内。

Claims (10)

1.涡轮冷却封严供气结构，包括：

第一集气腔(51)，设置在涡轮导叶(52)的叶顶侧，用于接收从压气机(3)引流的冷却气体(100)；

涡轮导叶(52)，内部设置有冷却气体流道，在上游侧对应设置有前轮缘封严腔(55)、在下游侧对应设置有后轮缘封严腔(58)；

涡轮动叶(62)，所述涡轮动叶(62)包括靠近轮盘榫槽(63)一侧的进气道，用于向所述涡轮动叶(62)内部供应冷却气体；

所述涡轮导叶(52)包括第二集气腔(53)，设置在所述涡轮导叶(52)的叶根侧，与所述第一集气腔(51)通过所述冷却气体流道连通，并在内径侧设置有封严结构(502)，该封严结构(502)与所述涡轮动叶(62)的转子盘的封严蓖齿部(64)相对；

所述第二集气腔(53)包括前轮缘供气结构(54)，所述前轮缘供气结构(54)用于连通所述第二集气腔(53)与所述前轮缘封严腔(55)，

其特征在于，

所述第二集气腔(53)还包括后轮缘供气结构(57)和中部供气结构(60)，所述后轮缘供气结构(57)用于连通所述第二集气腔(53)与所述后轮缘封严腔(58)，所述中部供气结构(60)位于所述第二集气腔(53)中部；

该涡轮冷却封严供气结构还包括供气部件，该供气部件包括贯穿所述封严蓖齿部(64)的引气结构(65)以及连接该引气结构(65)和涡轮动叶(62)的供气流动空间(61)，所述引气结构(65)与所述中部供气结构(60)相对设置，以使所述中部供气结构(60)、所述供气流动空间(61)和所述榫槽(63)形成涡轮动叶冷却气体流通路径。

2.根据权利要求1所述的涡轮冷却封严供气结构，其特征在于，所述中部供气结构(60)为预旋结构。

3.根据权利要求1所述的涡轮冷却封严供气结构，其特征在于，所述供气流动空间(61)还包括增压结构(66)，用于提高进入所述涡轮动叶(62)的气流压力。

4.根据权利要求3所述的涡轮冷却封严供气结构，其特征在于，所述增压结构(66)包括多个叶片(606)，所述多个叶片(606)围成增压通道(607)。

5.根据权利要求1所述的涡轮冷却封严供气结构，其特征在于，所述引气结构(65)为孔结构或缝结构。

6.根据权利要求5所述的涡轮冷却封严供气结构，其特征在于，所述孔结构或缝结构相对所述涡轮导叶(52)轴线方向具有倾斜角度，所述倾斜角度使得由所述引气结构(65)流出的出口气流流动方向和所述涡轮动叶(62)的转动方向一致。

7.根据权利要求1所述的涡轮冷却封严供气结构，其特征在于，所述前轮缘供气结构(54)、所述后轮缘供气结构(57)和所述中部供气结构(60)为孔结构，所述孔结构为圆孔、椭圆孔、方孔和跑道孔的一种或几种。

8.根据权利要求7所述的涡轮冷却封严供气结构，其特征在于，所述孔结构相对所述涡轮导叶(52)轴线方向具有倾斜角度，所述倾斜角度能够使流出所述前轮缘供气结构(54)或所述后轮缘供气结构(57)或所述中部供气结构(60)的出口气流流动方向和所述涡轮动叶(62)的转动方向一致。

9.一种航空发动机，包括压气机、涡轮以及布置在机匣外的从所述压气机引气的引气管道，其特征在于，所述涡轮配置如权利要求1至8中任一项所述的涡轮冷却封严供气结构。

10.如权利要求9所述的航空发动机，其特征在于，所述涡轮的涡轮动叶配置成仅通过所述引气管道的引气进行冷却。

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