[发明专利]一种航空发动机转子叶片锯齿冠

说明书

技术领域

本发明涉及一种发动机叶片结构，具体涉及一种航空发动机转子叶片锯齿冠。

背景技术

目前航空发动机广泛采用的转子叶片锯齿冠结构一般与静子机匣上的蜂窝配合，对转子叶片叶冠泄漏空气进行密封，以减少空气泄漏量，同时锯齿结构能吸收叶片的振动能量，增加叶片强度。转子叶片锯齿冠一般应用在低压涡轮转子上。由于传统转子叶片锯齿冠只有2至3道封严篦齿(见附图4)，密封效果不好，使部分高温高压空气未经利用就泄漏损失了(见附图5)，降低了压气机/涡轮效率，增加了耗油率；锯齿冠还存在封严篦齿类结构共有的气弹效应缺陷，形成气动激振力，引起航空发动机整机振动。

发明内容

本发明的目的是提供一种航空发动机转子叶片锯齿冠，在传统转子叶片锯齿冠气流来流方向增加整流叶栅，减少转子叶片的叶冠空气泄漏量和气弹效应，进而提升航空发动机整机性能及可靠性。

本发明的技术方案为：

一种航空发动机转子叶片锯齿冠，该锯齿冠位于转子叶片的上端，锯齿冠上表面设置封严篦齿和整流叶栅，封严篦齿位于锯齿冠上表面的后端，整流叶栅位于锯齿冠上表面的前端，封严篦齿与整流叶栅之间具有一定角度。

所述的航空发动机转子叶片锯齿冠，其优选方案为，所述整流叶栅数量为4-6个。

所述的航空发动机转子叶片锯齿冠，其优选方案为，所述整流叶栅为新月形。

所述的航空发动机转子叶片锯齿冠，其优选方案为，所述整流叶栅设置的方向相同，所述整流叶栅之间间隔均匀。

所述的航空发动机转子叶片锯齿冠，其优选方案为，所述封严篦齿数量为2-3个。

所述的航空发动机转子叶片锯齿冠，其优选方案为，所述封严篦齿平行设置。

本发明的工作原理：带有本发明的航空发动机转子叶片锯齿冠的新型转子叶片在航空发动机安装完成后，在转子叶片叶冠气流来流方向形成一个圆周状整体的气流整流叶栅，气流在静子机匣上的蜂窝与整流叶栅之间流动，整流叶栅的作用是将来流方向的泄漏空气由轴向引导成环向旋转气流，形成一股气墙，形成第一道阻挡转子叶片叶冠处气流的泄漏流路的屏障，延迟气流泄漏时间，减少气流单位时间泄漏量。通过整流叶栅的整流，环向气流有效的均压，大大降低了由于环向气流压力不均匀引起的气动激振力，减轻气弹效应，从而减少因转子叶片叶冠气弹效应引起的发动机整机振动故障。经过整流叶栅后仍有部分空气向后流动，因此在整流叶栅后仍保留两、三道封严篦齿，进一步对泄漏空气形成第二道阻挡屏障，经过两道阻挡屏障，转子叶片叶冠气流泄漏量会明显下降。

本发明的有益效果：本发明将整流叶栅结构引入转子叶片锯齿冠，采用整流叶栅和封严篦齿结构形成更有效的转子叶片叶冠封严结构，可大大降低转子叶片叶冠空气泄漏量，提高航空发动机转子效率，增强燃油利用效率，降低燃油消耗率，从整体上提高航空发动机的整机性能和可靠性。

附图说明

图1为转子叶片结构示意图；

图2为转子叶片锯齿冠俯视图；

图3为气流在转子叶片锯齿冠上流动形态示意图；

图4为传统转子叶片结构示意图；

图5为气流在传统转子叶片锯齿冠上流动形态示意图；

图中：1为锯齿冠，2为封严篦齿，3为整流叶栅，4为转子叶片，5为静子机匣上的蜂窝。

具体实施方式

如图1、2所示，一种航空发动机转子叶片锯齿冠，该锯齿冠1位于转子叶片4的上端，锯齿冠1上表面设置两个封严篦齿2和五个整流叶栅3，其中四个整流叶栅3为一体的，其中一个整流叶栅3为分体的，分别位于锯齿冠1上表面的左右两端，封严篦齿2平行设置于锯齿冠1上表面的后端，整流叶栅3位于锯齿冠1上表面的前端，整流叶栅3为新月形，整流叶栅3设置的方向相同，整流叶栅3之间间隔均匀，封严篦齿2与整流叶栅3之间具有一定角度。

如图3所示，航空发动机工作时，气流首先吹向上述航空发动机转子叶片锯齿冠1的整流叶栅3，整流叶栅3将来流方向的泄漏空气由轴向引导成环向旋转气流，形成一股气墙，形成第一道阻挡转子叶片4叶尖气流的泄漏流路的屏障，延迟气流泄漏时间，减少气流单位时间泄漏量；通过整流叶栅3的整流，环向气流有效的均压，大大降低了由于环向气流压力不均匀引起的气动激振力，减轻气弹效应，从而减少因转子叶片叶冠气弹效应引起的发动机整机振动故障；经过整流叶栅3后仍有部分空气向后流动，在整流叶栅3后的两道封严篦齿2进一步对泄漏空气形成第二道阻挡屏障，经过两道阻挡屏障，转子叶片4叶尖气流泄漏量会明显下降。

以一级带有上述锯齿冠1的叶高为10cm、空气流量为100kg/s、叶尖径向间隙0.25mm、叶冠前后压差为2×105Pa的低压涡轮转子叶片1为例，其叶尖漏气量是常规锯齿冠转子叶片的30％，耗油率可减少1％。以发动机每小时消耗5吨航空煤油，则每小时可节约燃油消耗费用＝5吨×1％＝50kg。以双发战斗机每架次2个小时作战任务时间计算，采用本发明可少携带200kg燃油，即可增加200kg额外载荷。