[发明专利]航空发动机轮缘封严系统及航空发动机

权利要求书

1.一种航空发动机轮缘封严系统，其特征在于，包括：

第一叶片(1)，设有第一缘板(11)；以及

第二叶片(2)，与所述第一叶片(1)邻近设置，所述第二叶片(2)设有第二缘板(21)，所述第二叶片(2)的根部与所述第一叶片(1)的根部之间形成封严腔(4)；所述第二缘板(21)相对于所述第一缘板(11)靠近所述航空发动机的中轴线，所述第二缘板(21)和所述第一缘板(11)具有相互重叠部位，所述相互重叠部位之间具有间隙；所述第二缘板(21)远离所述第一缘板(11)的一侧设有导流槽(22)，所述导流槽(22)的长度延伸方向的第一端被构造为将所述封严腔(4)内的部分冷气引向所述导流槽(22)的长度延伸方向的第二端，以使所述部分冷气通过所述相互重叠部位之间的间隙流出；所述导流槽(22)的第一端的槽宽小于所述导流槽(22)的第二端的槽宽。

2.如权利要求1所述的航空发动机轮缘封严系统，其特征在于，所述导流槽(22)被构造为对所述封严腔(4)内的部分冷气进行引流导向，使所述部分冷气围绕所述航空发动机的中轴线旋转流动，且通过所述相互重叠部位之间的间隙流出。

3.如权利要求1所述的航空发动机轮缘封严系统，其特征在于，所述导流槽(22)的长度延伸方向垂直于所述航空发动机的中轴线和所述第二叶片(2)的长度延伸方向。

4.如权利要求1所述的航空发动机轮缘封严系统，其特征在于，所述导流槽(22)的侧壁被构造为直线型。

5.如权利要求1所述的航空发动机轮缘封严系统，其特征在于，所述导流槽(22)的侧壁被构造为弧线型。

6.如权利要求1至5任一项所述的航空发动机轮缘封严系统，其特征在于，沿所述导流槽(22)的长度延伸方向，所述导流槽(22)的槽宽从第一端至第二端逐渐增宽。

7.如权利要求1所述的航空发动机轮缘封严系统，其特征在于，还包括设于所述第二叶片(2)的根部的集气腔(3)和排气孔(23)，所述排气孔(23)连通所述集气腔(3)和所述封严腔(4)，所述集气腔(3)被配置为通过所述排气孔(23)向所述封严腔(4)提供冷气。

8.如权利要求7所述的航空发动机轮缘封严系统，其特征在于，所述排气孔(23)的排气方向朝向所述导流槽(22)，或者，所述排气孔(23)的排气方向向所述航空发动机的中轴线倾斜。

9.如权利要求7所述的航空发动机轮缘封严系统，其特征在于，所述第一缘板(11)和所述第二缘板(21)均围绕所述航空发动机的中轴线设置一圈，所述第二缘板(21)的周向间隔设有多个所述导流槽(22)，所述第二叶片(2)的根部间隔设有多个所述排气孔(23)，多个所述导流槽(22)中的每个导流槽(22)至少配备多个所述排气孔(23)中的一个排气孔(23)，所述排气孔(23)被配置为将所述集气腔(3)中的冷气引向所述导流槽(22)。

10.一种航空发动机，其特征在于，包括涡轮组件和如权利要求1至9任一项所述的航空发动机轮缘封严系统，所述涡轮组件包括涡轮盘和涡轮机匣，所述第一叶片(1)设于所述涡轮盘，所述第二叶片(2)设于涡轮机匣。