涡轮叶片冷却封严机构及航空发动机制造技术

本发明专利技术涉及一种涡轮叶片冷却封严机构及航空发动机，其中，涡轮叶片冷却封严机构包括：叶片，形成有第一腔，其第一侧壁设有连通第一腔与叶片外部的第一孔，叶片的底部设有连通第一腔与叶片外部的第二孔；筒形件，设于第一腔内，与叶片之间形成第三腔；筒形件的第二侧壁设有连通第二腔与第三腔的第三孔，筒形件的底部设有第四孔；以及导向件，设于筒形件与叶片的底部之间，导向件包括环形侧壁以及第五孔，环形侧壁的截面呈波形；波形的走向与筒形件的底部至叶片的底部的方向一致；其中，筒形件的第二腔引入的冷气部分经第三孔和第一孔流出，部分经第四孔、第五孔和第二孔流出。本发明专利技术用于缓解冷却与封严的冷气分配比例不理想的问题。题。题。

【技术实现步骤摘要】
涡轮叶片冷却封严机构及航空发动机


[0001]本专利技术涉及航空航天设备领域，尤其涉及一种涡轮叶片冷却封严机构及航空发动机。

技术介绍

[0002]航空发动机涡轮前燃气温度不断提高以获得更高的效率，但这要求涡轮叶片必须采取更好的保护措施。除了不断发展新材料和新工艺以外，还必须从压气机引来冷气用于冷却涡轮叶片。而从压气机引来的冷气，除了用于冷却涡轮叶片外还要用于封严。相关技术中，冷气用于封严和冷却的分配比例不理想。

技术实现思路

[0003]本专利技术的一些实施例提出一种涡轮叶片冷却封严机构及航空发动机，用于缓解用于冷却与用于封严的冷气分配比例不理想的问题。
[0004]本专利技术的一些实施例提供了一种涡轮叶片冷却封严机构，其包括：
[0005]叶片，其内形成有第一腔，所述叶片包括顶部和底部，所述叶片的位于所述顶部与所述底部之间的第一侧壁设有第一孔，所述第一孔连通所述第一腔与所述叶片的外部，所述叶片的底部设有第二孔，所述第二孔连通所述第一腔与所述叶片的外部；
[0006]筒形件，从所述叶片的顶部插设于所述第一腔内，所述筒形件内形成有第二腔，所述筒形件与所述叶片之间形成有第三腔；所述筒形件的位于所述叶片的顶部与底部之间的第二侧壁设有第三孔，所述第三孔连通所述第二腔与所述第三腔，所述筒形件与所述叶片的底部临近的一侧设有连通所述第二腔的第四孔；以及
[0007]导向件，设于所述筒形件与所述叶片的底部之间，所述导向件包括环形侧壁以及位于所述环形侧壁内侧的第五孔，所述第五孔连通所述第二孔与所述第四孔，所述环形侧壁的截面呈波形；所述波形的走向与所述筒形件的底部至所述叶片的底部的方向一致；
[0008]其中，所述筒形件的第二腔引入的冷气部分经所述第三孔和所述第一孔流出，还有部分经所述第四孔、所述第五孔和所述第二孔流出。
[0009]在一些实施例中，所述环形侧壁的第一端与所述筒形件的底部连接，所述环形侧壁的第二端与所述叶片的底部抵接，所述环形侧壁的第一端的径向尺寸大于所述环形侧壁的第二端的径向尺寸。
[0010]在一些实施例中，所述环形侧壁的第二端与所述叶片的底部相抵接的部位的切线与所述叶片的底部的表面之间的夹角为α，α的取值范围为5
°
～10
°
。
[0011]在一些实施例中，所述环形侧壁的波形的截面中，各单波的侧壁与该单波的中线之间的夹角为β，β不小于20
°
；其中，单波的中线为波峰与波谷的连线。
[0012]在一些实施例中，所述导向件采用弹性材料制成。
[0013]在一些实施例中，所述第二孔、所述第四孔以及所述第五孔为长条形孔，所述长条形孔的长度延伸方向为所述叶片的前缘至尾缘的方向。
[0014]在一些实施例中，所述筒形件的顶部为敞口端，所述筒形件的顶部设有与所述叶片的顶部连接的定位边，所述筒形件的顶部被配置引入冷气。
[0015]在一些实施例中，所述环形侧壁的波形的截面包括1～3个单波。
[0016]在一些实施例中，所述第一孔为直孔或倾斜孔。
[0017]本专利技术的一些实施例提供了一种航空发动机，其包括上述的涡轮叶片冷却封严机构。
[0018]基于上述技术方案，本专利技术至少具有以下有益效果：
[0019]在一些实施例中，叶片内插入筒形件，在筒形件的底部与叶片的底部之间设置具有篦齿结构的导向件，通过导向件将第二腔内的部分冷气引向叶片的底部，且从叶片底部的第二孔流出，用于封严，避免用于封严的冷气通过底部腔进入冲击腔内，且筒形件底部的第四孔的面积可调，利于调整用于封严的冷气的比例，保证充足的冷气用冷却，提高冷气冲击换热效果，降低叶片温度，减缓叶片的损坏。
附图说明
[0020]此处所说明的附图用来提供对本专利技术的进一步理解，构成本申请的一部分，本专利技术的示意性实施例及其说明用于解释本专利技术，并不构成对本专利技术的不当限定。在附图中：
[0021]图1为根据本专利技术一些实施例提供的涡轮叶片冷却封严机构的剖开示意图；
[0022]图2为根据本专利技术一些实施例提供的涡轮叶片冷却封严机构的截面示意图；
[0023]图3为图2中的A部位的放大示意图；
[0024]图4为根据本专利技术一些实施例提供的第一种形式的长条孔的示意图；
[0025]图5为根据本专利技术一些实施例提供的第二种形式的长条孔的示意图。
[0026]附图中标号说明如下：
[0027]10
‑
筒形件；101
‑
定位边；102
‑
第二侧壁；103
‑
筒形件的底部；110
‑
第三孔；111
‑
第四孔；
[0028]20
‑
叶片；201
‑
第一侧壁；202
‑
前缘；203
‑
尾缘；204
‑
内表面；205
‑
凸台；206
‑
倒圆角；207
‑
底部腔；208
‑
冲击腔；209
‑
叶片的底部；210
‑
第一孔；211
‑
第二孔；
[0029]30
‑
导向件；301
‑
环形侧壁；302
‑
第一端；303
‑
单波；304
‑
第五孔；3041
‑
第一种形式的长条孔；3042
‑
第二种形式的条形孔。
具体实施方式
[0030]下面将结合本专利技术实施例中的附图，对实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0031]在本专利技术的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本专利技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本专利技术保护范围的限制。
[0032]如图1和图2所示，一些实施例提供了一种涡轮叶片冷却封严机构，其包括叶片20、筒形件10和导向件30。
[0033]叶片20内形成有第一腔，叶片20包括顶部和底部209，叶片20的位于顶部与底部209之间的第一侧壁201设有第一孔210，第一孔210连通第一腔与叶片20的外部，叶片20的底部209设有第二孔211，第二孔211连通第一腔与叶片20的外部。叶片20还包括前缘202和尾缘203。
[0034]筒形件10从叶片20的顶部插设于第一腔内，筒形件10本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种涡轮叶片冷却封严机构，其特征在于，包括：叶片(20)，其内形成有第一腔，所述叶片(20)包括顶部和底部(209)，所述叶片(20)的位于所述顶部与所述底部(209)之间的第一侧壁(201)设有第一孔(210)，所述第一孔(210)连通所述第一腔与所述叶片(20)的外部，所述叶片(20)的底部(209)设有第二孔(211)，所述第二孔(211)连通所述第一腔与所述叶片(20)的外部；筒形件(10)，从所述叶片(20)的顶部插设于所述第一腔内，所述筒形件(10)内形成有第二腔，所述筒形件(10)与所述叶片(20)之间形成有第三腔；所述筒形件(10)的位于所述叶片(20)的顶部与底部(209)之间的第二侧壁(102)设有第三孔(110)，所述第三孔(110)连通所述第二腔与所述第三腔，所述筒形件(10)与所述叶片(20)的底部(209)临近的一侧设有连通所述第二腔的第四孔(111)；以及导向件(30)，设于所述筒形件(10)与所述叶片(20)的底部(209)之间，所述导向件(30)包括环形侧壁(301)以及位于所述环形侧壁(301)内侧的第五孔(304)，所述第五孔(304)连通所述第二孔(211)与所述第四孔(111)，所述环形侧壁(301)的截面呈波形；所述波形的走向与所述筒形件(10)的底部(103)至所述叶片(20)的底部(209)的方向一致；其中，所述筒形件(10)的第二腔引入的冷气部分经所述第三孔(110)和所述第一孔(210)流出，还有部分经所述第四孔(111)、所述第五孔(304)和所述第二孔(211)流出。2.如权利要求1所述的涡轮叶片冷却封严机构，其特征在于，所述环形侧壁(301)的第一端(302)与所述筒形件(10)的底部(103)连接，所述环形侧壁(301)...

【专利技术属性】
技术研发人员：王晋声，王晓增，王辉，张韦蒙，
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：发明
国别省市：