一种航空发动机轮缘封严结构制造技术

本申请提供了一种航空发动机轮缘封严结构，包括：导向叶片；转子叶片；以及安装于导向叶片上的轮缘封严前结构和安装于转子叶片上的轮缘封严后结构，其中，所述轮缘封严前结构具有沿着主气流流道方向延伸的第一后向凸起和第二后向凸起，所述第一后向凸起和第二后向凸起构成第一凹槽，在所述第一凹槽的上壁设有导流片，所述轮缘封严后结构具有相反于主气流流道方向延伸的第一前向凸起，所述第一前向凸起至少部分的伸入所述第一凹槽中。本申请一方面可以在发动机运行过程中增加热燃气流向缝隙的流动阻力，从而提升封严效果，另一方面可以减少燃气与冷气的掺混损失，并使冷气对涡轮做功，提升燃气的做功效率，提高涡轮效率，降低发动机耗油率。发动机耗油率。发动机耗油率。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机轮缘封严结构


[0001]本申请属于航空发动机
，特别涉及一种航空发动机轮缘封严结构。

技术介绍

[0002]航空发动机工作过程中，涡轮主流道的高温燃气会从涡轮转子和静子之间的缝隙进入涡轮盘腔，这种现象被称为燃气入侵。燃气入侵会使盘腔温度升高，从而使涡轮盘温度过热和轴承腔温度过高，进而给发动机带来安全隐患，影响发动使用寿命。
[0003]为了防止燃气入侵，通常向涡轮盘腔提供冷气，并经涡轮转子和静子之间的缝隙排进主流道。在此基础上，通常会在涡轮盘外径设置轮缘封严结构，以增加入侵燃气的流阻。这两种措施通常是在航空发动机中同时配合使用。
[0004]然而，目前的涡轮轮缘封严结构仍存在封严阻力较小，导致封严冷气流量较大，进而降低了涡轮效率。另外，用于防止燃气入侵的冷气直接径向吹入涡轮主流道，与轴向来流的燃气掺混，产生明显的掺混损失，降低燃气做功效率，降低涡轮效率。这都导致了发动机效率降低，耗油率增加。

技术实现思路

[0005]本申请的目的是提供了一种航空发动机轮缘封严结构，以解决或减轻
技术介绍
中的至少一个问题。
[0006]一方面，本申请提供了一种航空发动机轮缘封严结构，包括：
[0007]导向叶片；
[0008]转子叶片；以及
[0009]安装于导向叶片上的轮缘封严前结构和安装于转子叶片上的轮缘封严后结构，其中，所述轮缘封严前结构具有沿着主气流流道方向延伸的第一后向凸起和第二后向凸起，所述第一后向凸起和第二后向凸起构成第一凹槽，在所述第一凹槽的上壁设有导流片，所述轮缘封严后结构具有相反于主气流流道方向延伸的第一前向凸起，所述第一前向凸起至少部分的伸入所述第一凹槽中。
[0010]进一步的，所述第一后向凸起相比于所述第二后向凸起而远离航空发动机轴线。
[0011]进一步的，所述轮缘封严前结构还具有相比于第二后向凸起而靠航空近发动机轴线的第三后向凸起，所述第三后向凸起和第二后向凸起构成第二凹槽。
[0012]进一步的，所述第一凹槽和第二凹槽的形状均为矩形。
[0013]进一步的，所述导流片以航空发动机的轴线均布。
[0014]进一步的，所述导流片与航空发动机轴向成预定角度。
[0015]进一步的，所述预定角度为15度～35度。
[0016]进一步的，所述第一前向凸起伸入所述第一凹槽中的距离不超过第一凹槽深度的1/2。
[0017]在另一方面，本申请还提供了一种航空发动机，所述航空发动机包括如上任一所
述的航空发动机轮缘封严结构。
[0018]本申请提供的航空发动机轮缘封严结构通过在第一凹槽内设置导流片，一方面可以在发动机运行过程中增加热燃气流向缝隙的流动阻力，从而提升封严效果，另一方面可以改变冷气进入涡轮主通道的方向和速度，减少燃气与冷气的掺混损失，并使冷气对涡轮做功，提升燃气的做功效率，提高涡轮效率，降低发动机耗油率。
附图说明
[0019]为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
[0020]图1为本申请的轮缘封严结构示意图。
[0021]图2为本申请的导流片结构及安装形式示意图。
[0022]图3为本申请的轮缘封严前结构三维示意图。
[0023]图4为本申请的轮缘封严前结构与轮缘封严后结构三维配合状态示意图。
[0024]附图标记：
[0025]1‑
涡轮机匣；
[0026]2‑
导向叶片；
[0027]3‑
转子叶片；
[0028]4‑
涡轮盘，
[0029]5‑
轮缘封严前结构，51
‑
第一后向凸起，52
‑
第二后向凸起，53
‑
第三后向凸起，54
‑
导流片；
[0030]6‑
轮缘封严后结构，61
‑
前向凸起。
具体实施方式
[0031]为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
[0032]为了能够有效提升轮缘封严效果，减少燃气与冷气的掺混损失，使冷却气对涡轮做功，提升涡轮效率，降低发动机耗油率，本申请中提供了一种具有周向导流功能的轮缘封严结构。
[0033]如图1至图4所示，本申请具体提供的航空发动机轮缘封严结构包括：导向叶片2、转子叶片3以及安装于导向叶片2上的轮缘封严前结构5和安装于转子叶片3上的轮缘封严后结构6，轮缘封严前结构5具有沿着主流道内气流方向延伸(即图1中向右侧延伸)的第一后向凸起51和第二后向凸起52，第一后向凸起51和第二后向凸起52构成第一凹槽，在第一凹槽靠近主流道位置的上壁设有导流片54，轮缘封严后结构6具有相反于主气流流道方向延伸的第一前向凸起61，第一前向凸起61至少部分的伸入第一凹槽中。
[0034]通过在轮缘封严前结构5上增加导流片54，可以增加涡轮轮缘处的高温燃气封严阻力，减少封严冷气用量，以及可以改变冷气流入主通道的流动方向，减少燃气与冷气的掺混损失，同时由于导流片54的作用，冷气进入主流道后，沿着涡轮转子转动方向流动，对涡轮做功，提升涡轮效率。高温燃气及封严冷气的流向参见图2所示，其中，虚线箭头表示主流道中的燃气流动方向，实线箭头表示盘腔封严冷气的流动方向，
[0035]在本申请的上述实施例中，第一后向凸起51相比于第二后向凸起52更加的靠近主流道，因此其更加的远离航空发动机轴线。
[0036]在上述进一步优选的实施例中，轮缘封严前结构5还具有第三后向凸起53，第三后向凸起53相比于第二后向凸起52更加的靠航空近发动机轴线，第三后向凸起53和第二后向凸起52从而构成第二凹槽。
[0037]在本申请中，上述第一凹槽和第二凹槽的形状均为矩形或近似矩形的形状。
[0038]本申请中，设置在第一凹槽上壁上的导流片54通常为多个，其以航空发动机的轴线均布。在上述优选实施例中，导流片54与航空发动机轴向成预定角度。所述预定角度通常根据封严效果确定，根据试验结果，本申请中确定的上述预定角度为15度～35度时封严效果较优。
[0039]此外，第一前向凸起61伸入第一凹槽中的距离也会影响封严效果，其通常不超过第一凹槽深度的1/2，伸入过深，容易发生转静子碰磨，伸入过浅，主流道热燃气易发生燃气入侵。
[0040]另外，本申请中请求保护一种航空发动机，所述航空发动机包括如上所述的航空发动机轮缘封严结构。具体的，航空发动机包括机匣1，导向叶片2固定安装在机匣1上，转子叶片3安装在转轴(未示出)上，导向叶片2和转子叶片3之间具有一定的径向延伸的间隙，上述的轮缘封严前结构5和轮缘封严后结构6则分别安装在导向叶片2和转子叶片3，实现对上述径向间隙的封严。
[0041]本专利技术的轮缘封严结本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机轮缘封严结构，其特征在于，包括：导向叶片(2)；转子叶片(3)；以及安装于导向叶片(2)上的轮缘封严前结构(5)和安装于转子叶片(3)上的轮缘封严后结构(6)，其中，所述轮缘封严前结构(5)具有沿着主气流流道方向延伸的第一后向凸起(51)和第二后向凸起(52)，所述第一后向凸起(51)和第二后向凸起(52)构成第一凹槽，在所述第一凹槽的上壁设有导流片(54)，所述轮缘封严后结构(6)具有相反于主气流流道方向延伸的第一前向凸起(61)，所述第一前向凸起(61)至少部分的伸入所述第一凹槽中。2.如权利要求1所述的航空发动机轮缘封严结构，其特征在于，所述第一后向凸起(51)相比于所述第二后向凸起(52)而远离航空发动机轴线。3.如权利要求2所述的航空发动机轮缘封严结构，其特征在于，所述轮缘封严前结构(5)还具有相比于第二后向凸起(...

【专利技术属性】
技术研发人员：王家友，段玉发，范宇，邓明春，周建军，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：