[实用新型]涡轮盘轮缘封严结构、航空发动机涡轮及航空发动机

说明书

技术领域

本实用新型涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种涡轮盘轮缘 封严结构、设置该涡轮盘轮缘封严结构的航空发动机涡轮以及设置该 航空发动机涡轮的航空发动机。

背景技术

现有技术中如图1所示大涵道比涡扇发动机中，气流轴向方向为 a，气流经过大尺寸风扇1后分为方向b和方向c。方向b气流为外涵 道气流，经风扇1出口后排出；方向c气流为主流道气流(简称主流)， 气流依次经过增压级压气机2、高压压气机3中进行增压，在燃烧室4 中经燃烧后成为高温高压燃气，之后在高压涡轮5及低压涡轮6中膨 胀做功，从排气通道7处排出。图1还示意出了高压压气机3和高压 涡轮5的连接轴8以及风扇、增压级压气机2和低压涡轮6的连接轴 9。

如图2和图3所示，高温燃气使高压涡轮叶片11、12及涡轮盘 温度升高，由于燃气温度远高于叶片及涡轮盘金属材料所能承受的最 高温度，因此需要对其采用冷却措施。对于涡轮的盘腔13，引自压气 机主流道及燃烧室二股气流的冷却气体通过盘腔结构，达到冷却涡轮 盘的效果，之后经过封严结构10进入主流道。封严结构10起到涡轮 盘轮缘封严的作用。

对于发动机高压涡轮的盘腔13，由于转静叶片干涉作用，在图2、 3所示的涡轮盘轮缘封严结构10处，会出现燃气入侵现象，即主流道 中的高温燃气在封严结构10处进入盘腔13内，主燃气的入侵将会恶 化涡轮盘的冷却，对于发动机的安全及可靠运行都是很大的损坏。封 严结构影响了冷却气体的封严效果及对最小封严冷气量的要求。封严 结构设计通常为一组或多组齿状封严，齿状封严增加了流动阻力，减 少了主燃气入侵，增加了封严性能，减少了最小封严冷气流量。

本申请人发现：现有技术至少存在以下技术问题：

由于转静叶片干涉造成的封严结构外主流道压力波动是影响燃 气入侵的核心因素，主流燃气流经静叶造成周向压力分布不均匀，当 主流压力大于盘腔内部测点(半径高/轮缘封严半径高＝0.96)的压力 时容易造成燃气入侵，反之，盘腔内部压力大于主流压力的区域时燃 气不入侵。数值模拟结果如图4可以看出，在主流道内，由于静叶尾 缘的作用，在封严结构处压力分布沿周向呈现出周期性分布，存在高 压流动区域和低压流动区域，呈现了在静叶尾缘处较高的特征。此处 由于静叶尾缘处主流压力大于盘腔内部压力，所以是发生燃气入侵的 主要区域，但现有技术静叶尾缘处封严结构存在封严间隙较大，导致 封严效果较差的技术问题。

实用新型内容

本实用新型的至少一个目的是提出一种涡轮盘轮缘封严结构、设 置该涡轮盘轮缘封严结构的航空发动机涡轮以及设置该航空发动机涡 轮的航空发动机。解决了现有技术存在封严间隙较大，导致封严效果 较差的技术问题。本实用新型提供的诸多技术方案中的优选技术方案 所能产生的诸多技术效果(结构简单、便于加工)详见下文阐述。

为实现上述目的，本实用新型提供了以下技术方案：

本实用新型实施例提供的涡轮盘轮缘封严结构，包括至少一个涡 轮静叶上设置的静叶轮缘封严结构以及固设在所述静叶轮缘封严结构 的尾缘处的凸齿；

所述凸齿与所述静叶轮缘封严结构的尾缘两者固定连接或为一 体式结构；

所述凸齿沿所述涡轮静叶所在的所述涡轮盘的轴向方向凸出所 述静叶轮缘封严结构的尾缘。

作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后 技术方案的优化，在所述涡轮盘的径向方向上所述凸齿为单层或多层 结构。

作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后 技术方案的优化，所述凸齿的材料与所述静叶轮缘封严结构的材料相 同。

作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后 技术方案的优化，所述凸齿在所述涡轮盘的周向方向上的尺寸与所述 静叶叶片通道在所述涡轮盘的周向方向上的尺寸的比值为0.2～0.25。

作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后 技术方案的优化，所述凸齿在所述涡轮盘的径向或轴向方向上的尺寸 与所述静叶叶片通道在所述涡轮盘的周向方向上的尺寸的比值为 0.02～0.05。

作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后 技术方案的优化，所述凸齿为条形，在所述涡轮盘的径向方向上，所 述凸齿的尺寸与所述静叶轮缘封严结构的尺寸相同。