一种航空发动机涡轮盘腔集气导流结构制造技术

本发明专利技术提供了一种航空发动机涡轮盘腔集气导流结构，包括由高压涡轮导叶下缘板、高压涡轮整体叶盘前侧盘面和燃烧室火焰筒内支撑环构成的半封闭的涡轮盘腔，还包括集气导流盒，集气导流盒整体为环状结构，包括环形侧壁，该环形侧壁的两侧边缘分别延伸形成后端连接边和前端连接边，集气导流盒的后端连接边与高压涡轮导叶下缘板固定连接，集气导流盒的前端连接边与燃烧室火焰筒内支撑环固定连接，使集气导流盒、燃烧室火焰筒内支撑环和高压涡轮导叶下缘板之间形成环形集气腔。本发明专利技术可有效降低进入盘腔的高温燃气对涡轮盘腔温度，以及盘腔气体进入涡轮流道后对涡轮动叶温度的影响。腔气体进入涡轮流道后对涡轮动叶温度的影响。腔气体进入涡轮流道后对涡轮动叶温度的影响。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机涡轮盘腔集气导流结构


[0001]本公开涉及航空发动机
，尤其涉及一种航空发动机涡轮盘腔集气导流结构。

技术介绍

[0002]航空发动机涡轮导向器一般是由一定数目的多联叶片或单个叶片沿周向配合而成的环形结构，构成涡轮导向器的周向相邻叶片下缘板配合面之间会存在缝隙，对于小型低成本航空发动机来说，在涡轮导向器叶片(简称涡轮导叶)下缘板配合面之间设置专门的密封结构会使得涡轮导向器的结构设计过于复杂，而且考虑制造成本，小型低成本航空发动机涡轮导叶下缘板缝隙处不会设计专门的密封结构。
[0003]但是，对于高压涡轮来说，涡轮导向器主流道的燃气会经过涡轮导叶下缘板缝隙侵入高压涡轮盘前腔。在某型发动机研制中，燃气经过高压涡轮导叶下缘板缝隙侵入高压涡轮盘腔后，侵入盘腔的燃气与供入盘腔的冷却空气未充分掺混直接通过涡轮盘缘转静子间隙进入涡轮主流道，引起了高压涡轮动叶局部异常高温。

技术实现思路

[0004]有鉴于此，本公开实施例提供一种航空发动机涡轮盘腔集气导流结构，可完全收集由分块式涡轮导叶下缘板无密封装置以及密封效果本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机涡轮盘腔集气导流结构，包括，由高压涡轮导叶下缘板、高压涡轮整体叶盘前侧盘面和燃烧室火焰筒内支撑环构成的半封闭的涡轮盘腔，其特征在于，还包括集气导流盒，所述集气导流盒整体为环状结构，包括环形侧壁，该环形侧壁的两侧边缘分别延伸形成后端连接边和前端连接边，所述集气导流盒的后端连接边与所述高压涡轮导叶下缘板固定连接，所述集气导流盒的前端连接边与所述燃烧室火焰筒内支撑环固定连接，使所述集气导流盒、所述燃烧室火焰筒内支撑环和所述高压涡轮导叶下缘板之间形成环形集气腔。2.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮盘腔集气导流结构，其特征在于，所述集气导流盒的环形侧壁上开设多个导流孔。3.根据权利要求2所述的航空发动机涡轮盘腔集气导流结构，其特征在于，所述导流孔为圆形孔。4.根据权利要求2所述的航空发动机涡轮盘腔集气导流结构，其特征在于，所述导流...

【专利技术属性】
技术研发人员：王鹏飞，李天禄，李超，王永红，陈凯，
申请(专利权)人：中国航发四川燃气涡轮研究院，
类型：发明
国别省市：