[发明专利]一种航空发动机低压风扇末级引气结构

说明书

本申请属于航空发动机低压风扇末级引气结构设计技术领域，具体涉及一种航空发动机低压风扇末级引气结构，包括：引气环，设置在末级静子内环内侧；引气环的前端内侧与末级转子盘上的环形凸台间通过蓖齿涂层封严；引气环后端具有内向的环形折边，环形折边通过螺栓连接在中介机匣内支板环前端的端面上；引气环后端外壁具有多个沿周向分布的凸出部位，各个凸出部位前侧具有连通至引气环内的引气孔，每个凸出部位对应位于中介机匣内一个支板的前侧，在宽度上小于对应支板的宽度。

技术领域

本申请属于航空发动机低压风扇末级引气结构设计技术领域，具体涉及一种航空发动机低压风扇末级引气结构。

背景技术

航空发动机中，低压风扇性能、效率的提升可以显著降低发动机排气温度，延长航空发动机的使用寿命，在低压涡轮不能同时改进的情况，会造成低压轴向力有变化，为此，当前多是设计在低压风扇末级转子叶片、静子叶片之间进行引气，将低压风扇主流道的部分气流引入到风扇盘轴内，进而通过风扇盘轴上的孔，引出到风扇一级转子叶片根部，通过风扇一级转子叶片根部的间隙回流到主流道，如图1所示，以此实现对低压轴向力的调整，该种技术方案易导致低压风扇末级盘后腔压力较低，发生轻载或反向的情况，不能够满足低压轴向力的要求。

鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

发明内容

本申请的目的是提供一种航空发动机低压风扇末级引气结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

本申请的技术方案是：

一种航空发动机低压风扇末级引气结构，包括：

引气环，设置在末级静子内环内侧；

引气环的前端内侧与末级转子盘上的环形凸台间通过蓖齿涂层封严；

引气环后端具有内向的环形折边，环形折边通过螺栓连接在中介机匣内支板环前端的端面上；

引气环后端外壁具有多个沿周向分布的凸出部位，各个凸出部位前侧具有连通至引气环内的引气孔，每个凸出部位对应位于中介机匣内一个支板的前侧，在宽度上小于对应支板的宽度。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机低压风扇末级引气结构中，还包括：

引气环、末级静子内环间灌注密封胶，形成胶环。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机低压风扇末级引气结构中，胶环后端内侧与引气环外侧间具有小间隙a。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机低压风扇末级引气结构中，胶环后端端面与各个凸出部位间具有小间隙b。

附图说明

图1是现有航空发动机低压风扇末级引气结构的示意图；

图2是本申请实施例提供的航空发动机低压风扇末级引气结构的示意图；

图3是本申请实施例提供的引气环的示意图；

图4是图3的E-E向示意图；

其中：

1-引气环；2-末级静子内环；3-末级转子盘；4-支板环；5-支板；6-胶环；7-支撑座；8-末级静子叶片；9-末级转子叶片。

为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。

具体实施方式