[发明专利]航空发动机涡轮轮缘封严结构

说明书

本发明提供了一种航空发动机涡轮轮缘封严结构，其包括多级转子叶片、多级静子叶片、多级转盘和级间封严盘，多级所述转子叶片与对应的多级所述转盘一一对应上下连接，所述转子叶片和所述静子叶片相互间隔排布，所述级间封严盘设置在相邻两个所述转盘之间；所述级间封严盘的顶部设置有篦齿结构，且所述篦齿结构位于对应的所述静子叶片的下方，所述篦齿结构的齿部之间设置有至少一第一通气孔，一部分冷却气体通过所述第一通气孔流入所述齿部之间的腔室内，与封严气体掺混后流入所述静子叶片的后缘轮封严腔。本发明通过增加一小股流路排气至篦齿齿间处，提高前封严气流向后流动的反压的同时形成径向冲击射流，阻碍齿尖轴向向后气流的流动。

技术领域

本发明涉及航空发动机空气系统领域，特别涉及一种航空发动机涡轮轮缘封严结构。

背景技术

现有技术中，在航空发动机空气系统的设计过程中，需要在满足一定引气量限制的要求下满足高温部件冷却、转子轴向力平衡、轴承封严以及转静子间的轮缘封严。其中轮缘封严的主要目的是为了防止主通道高温气体流入发动机盘腔，从而导致盘腔温度过高、盘轴超温、强度超限等问题。

图1为传统导叶前后轮缘封严流路的示意图。如图1所示，封严气体b通过高压涡轮二级静子叶片10后，由前端下方的通气孔流入高压涡轮二级静子叶片10的前封严腔，而后分为两股，一股由高压涡轮二级静子叶片10的前叶根排入主通道，实现前端轮缘封严。另一股通过高压涡轮二级静子叶片10的下方封严篦齿20后流入后封严腔，由高压涡轮二级静子叶片10的后叶根排入主通道实现后端封严。

冷却气体a由高压压气机引至高压涡轮双级高压涡轮盘形成的三转盘盘腔入口分为两股，一股沿篦齿封严盘30左侧向上流动，而后通过篦齿封严盘30上通气孔向右侧流动，与沿篦齿封严盘30右侧向上流动的气流掺混，而后通过高压涡轮二级转子叶片40的冷却气供气孔流入高压涡轮二级转子叶片40内，实现冷却。

由于中国商用民用发动机起步较晚，双级高压涡轮及多级低压涡轮是近年来民机的主流设计。

因此，多级轮缘封严的精细设计也是国内首次，行业内关于轮缘封严设计只是通过闭锁流量或封严压比等参数进行经验性的判断。因而从其重要性和新颖性的角度来讲，该处的轮缘封严设计都应给予更多的关注和考虑。

有鉴于此，本领域技术人员改进了航空发动机涡轮轮缘封严结构，以期克服上述技术问题。

发明内容

本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中轮缘封严的方式较为传统复杂等缺陷，提供一种航空发动机涡轮轮缘封严结构。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：

一种航空发动机涡轮轮缘封严结构，其特点在于，所述航空发动机涡轮轮缘封严结构包括多级转子叶片、多级静子叶片、多级转盘和级间封严盘，多级所述转子叶片与对应的多级所述转盘一一对应上下连接，所述转子叶片和所述静子叶片相互间隔排布，所述级间封严盘设置在相邻两个所述转盘之间；

所述级间封严盘的顶部设置有篦齿结构，且所述篦齿结构位于对应的所述静子叶片的下方，所述篦齿结构的齿部之间设置有至少一第一通气孔，一部分冷却气体通过所述第一通气孔流入所述齿部之间的腔室内，与封严气体掺混后流入所述静子叶片的后缘轮封严腔。

根据本发明的一个实施例，所述第一通气孔顺着所述篦齿结构的齿腔内气流漩涡方向开设。

根据本发明的一个实施例，所述第一通气孔设置在所述篦齿结构上靠近后端部的第一道齿部和第二道齿部之间。

根据本发明的一个实施例，所述静子叶片底部设置有蜂窝，所述蜂窝上对应所述篦齿结构的齿尖位置处开设有至少一第二通气孔，一部分流过所述静子叶片的封严气体通过所述第二通气孔形成冲击射流。

根据本发明的一个实施例，所述第二通气孔位于所述篦齿结构上第一道齿部的上方。