[发明专利]航空发动机轮缘封严系统及航空发动机

说明书

本发明涉及一种航空发动机轮缘封严系统及航空发动机。其中，航空发动机轮缘封严系统包括：第一叶片，设有第一缘板；以及第二叶片，与第一叶片邻近设置，第二叶片设有第二缘板，第二叶片的根部与第一叶片的根部之间形成封严腔；第二缘板相对于第一缘板靠近航空发动机的中轴线，第二缘板和第一缘板具有相互重叠部位，相互重叠部位之间具有间隙；第二缘板远离第一缘板的一侧设有导流槽，导流槽的长度延伸方向的第一端被构造为将封严腔内的部分冷气引向导流槽的长度延伸方向的第二端，以使部分冷气通过相互重叠部位之间的间隙流出；导流槽的第一端的槽宽小于导流槽的第二端的槽宽。本发明可降低轮缘封严腔内的掺混温度，提高轮缘封严效果。

技术领域

本发明涉及航空航天设备领域，尤其涉及一种航空发动机轮缘封严系统及航空发动机。

背景技术

燃气涡轮发动机由压气机、燃烧室、涡轮组成，压气机压缩气体，燃烧室燃烧提供能量，涡轮膨胀做功带动压气机。其中，涡轮有若干级，每一级都由静子叶片和转子叶片组成，静子叶片固定在涡轮机匣上，涡轮转子叶片固定在涡轮盘上。涡轮叶片处在发动机主流道燃气环境中，耐温水平比较高，而除叶片以外的零组件，尤其是涡轮盘，耐温水平较低，需要采用冷却空气进行冷却，并在涡轮叶片根部的轮缘处设计轮缘封严结构防止主流道的燃气进入内部引起涡轮盘等零部件超温。相关技术中，轮缘处流动冷气从转子侧往外流，主流道燃气从静子侧往内流动掺混，导致轮缘封严内部温度较高。

发明内容

本发明的一些实施例提出一种航空发动机轮缘封严系统及航空发动机，用于缓解轮缘封严内部温度较高的问题。

本发明的一些实施例提供了一种航空发动机轮缘封严系统，其包括：

第一叶片，设有第一缘板；以及

第二叶片，与所述第一叶片邻近设置，所述第二叶片设有第二缘板，所述第二叶片的根部与所述第一叶片的根部之间形成封严腔；所述第二缘板相对于所述第一缘板靠近所述航空发动机的中轴线，所述第二缘板和所述第一缘板具有相互重叠部位，所述相互重叠部位之间具有间隙；所述第二缘板远离所述第一缘板的一侧设有导流槽，所述导流槽的长度延伸方向的第一端被构造为将所述封严腔内的部分冷气引向所述导流槽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；所述导流槽的第一端的槽宽小于所述导流槽的第二端的槽宽。

在一些实施例中，所述导流槽被构造为对所述封严腔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。

在一些实施例中，所述导流槽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的长度延伸方向。

在一些实施例中，所述导流槽的侧壁被构造为直线型。

在一些实施例中，所述导流槽的侧壁被构造为弧线型。

在一些实施例中，沿所述导流槽的长度延伸方向，所述导流槽的槽宽从第一端至第二端逐渐增宽。

在一些实施例中，航空发动机轮缘封严系统还包括设于所述第二叶片的根部的集气腔和排气孔，所述排气孔连通所述集气腔和所述封严腔，所述集气腔被配置为通过所述排气孔向所述封严腔提供冷气。

在一些实施例中，所述排气孔的排气方向朝向所述导流槽，或者，所述排气孔的排气方向向所述航空发动机的中轴线倾斜。

在一些实施例中，所述第一缘板和所述第二缘板均围绕所述航空发动机的中轴线设置一圈，所述第二缘板的周向间隔设有多个所述导流槽，所述第二叶片的根部间隔设有多个所述排气孔，多个所述导流槽中的每个导流槽至少配备多个所述排气孔中的一个排气孔，所述排气孔被配置为将所述集气腔中的冷气引向所述导流槽。

本发明的一些实施例提供了一种航空发动机，其包括涡轮组件和上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，所述第一叶片设于所述涡轮盘，所述第二叶片设于涡轮机匣。