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。提高发动机效率。提高发动机效率。
【技术实现步骤摘要】
涡轮冷却封严供气结构和航空发动机
[0001]本技术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。
技术介绍
[0002]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。
[0003]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。
[0004]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
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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
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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。
技术实现思路
[0005]本技术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。
[0006]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。
[0007]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。
[0008]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。
[0009]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。
[0010]在一个或多个实施例中，所述引气结构为孔结构或缝结构。
[0011]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。
[0012]在一个或多个实施例中，所述中部供气结构为预旋结构。
[0013]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。
[0014]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。
[0015]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。
[0016]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。
[0017]本技术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。
[0018]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。
[0019]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
[0020]本技术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：
[0021]图1是一种航空发动机典型结构示意图；
[0022]图2是一种冷却封严供气系统示意图；
[0023]图3是图2中涡轮冷却封严供气处的放大图；
[0024]图4是涡轮冷却封严供气结构的一个实施例的示意图；
[0025]图5是图4在涡轮冷却封严供气结构处的放大图；
[0026]图6是预旋结构的一个实施例的示意图；
[0027]图7是增压结构的一个实施例的示意图。
[0028]附图标记说明
[0029]1 风扇
[0030]2 增压级
[0031]3 压气机
[0032]4 燃烧室
[0033]5 高压涡轮
[0034]6 低压涡轮
[0035]31 引气缝
[0036]32 第三集气腔
[0037]33 外部引气管路
[0038]34 引气孔
[0039]35 减涡器
[0040]36 压气机轴腔
[0041]37 涡轮盘腔
[0042]51 第一集气腔
[0043]52 涡轮导叶
[0044]53 第二集气腔
[0045]54 前轮缘供气结构
[0046]55 前轮缘封严腔
[0047]56 前轮缘封严结构
[0048]57 后轮缘供气结构
[0049]58 后轮缘封严腔
[0050]59 后轮缘封严结构
[0051]60 中部供气结构
[0052]61 供气流动空间
[0053]62 涡轮动叶
[0054]63 榫槽
[0055]64 封严蓖齿部
[0056]65 引气结构
[0057]66 增压结构
[0058]100 冷却气体
[0059]502 封严结构
具体实施方式
[0060]下面结合具体实施例和附图对本技术作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本技术，但是本技术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技术内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
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...
【专利技术属性】
技术研发人员：郭晓杰，吴丽军，邓双国，
申请(专利权)人：中国航发商用航空发动机有限责任公司，
类型：新型
国别省市：
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