航空发动机高压涡轮的轮缘密封结构、高压涡轮及发动的制造方法
【专利摘要】本发明公开了一种航空发动机高压涡轮的轮缘密封结构、高压涡轮及发动机，在高压涡轮的轮缘设置外密封罩（19）和内密封罩（20）；在冷却气体流道内、并在外密封罩（19）的侧壁上设置第一挡块；在冷却气体流道内、并在内密封罩（20）的侧壁上设置第二挡块；第一挡块上表面的根部为圆弧过渡，并且，第一挡块的端部向主流道的方向翘起一个弧度，形成向主流道弯曲的尖部。本发明的航空发动机高压涡轮的轮缘密封结构、高压涡轮和发动机，减少高压涡轮盘对最小冷却封严流量的需求，有利于发动机效率提高，并减少了在封严处冷却气体从盘腔进入主流道的阻力，增大了主燃气进入盘腔的阻力，减少了发生燃气入侵的可能性，提高了封严性能。
【专利说明】航空发动机高压涡轮的轮缘密封结构、高压涡轮及发动机
【技术领域】
[0001]本发明涉及航空发动机【技术领域】，尤其涉及一种航空发动机高压涡轮的轮缘密封结构、高压涡轮及发动机。
【背景技术】
[0002]涡轮盘燃气入侵是指:涡轮盘的旋转，摩擦泵效应会不断地将盘腔内的空气泵出，使腔内的压力降低，在摩擦泵效应的作用下，当泵出流量大于冷气供给流量时，会在涡轮盘轮缘处发生燃气入侵，即主燃气会进入盘腔内；在主流道中转静子的相互干涉，造成主燃气的周向压力波动，也会形成封严处的入侵现象。入侵现象的发生，破坏盘腔冷却效果，损坏发动机安全可靠运行，并同时造成发动机效率的损失。
[0003]大涵道比涡扇发动机中，如图1所示，气流轴向方向为a。气流经过大尺寸风扇I后，分为方向b和方向C。方向b气流为外涵道气流,经风扇I出口后排出；方向c气流为主流道气流，依次经过增压级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7处排出。发动机旋转轴为15，高压压气机和高压涡轮连接轴为8，风扇、增压级和低压涡轮连接轴为9。
[0004]在高压涡轮中，如图2所示，高温燃气使得涡轮叶片11、12、13、14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。对于涡轮盘腔16、17，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，之后并通过封严结构10，进入主流道，起到级间轮缘封严的作用。
[0005]对于发动机高压涡轮的盘腔，如图2示16、17。由于摩擦泵效应或转静叶片干涉，在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10处进入盘腔内，主燃气的入侵将会恶化转子的冷却，对于发动机的安全及可靠运行都是很大的损坏。
【发明内容】
[0006]有鉴于此，本发明要解决的一个技术问题是提供一种航空发动机高压涡轮的轮缘密封结构，采用设置挡块的双密封罩结构，并对挡块进行优化处理。
[0007]一种航空发动机高压涡轮的轮缘密封结构，在高压涡轮的轮缘设置外密封罩19和内密封罩20 ;所述外密封罩19和内密封罩20相对设置,夕卜密封罩19和内密封罩20之间形成冷却气体流道，所述冷却气体流道使所述高压涡轮盘腔16，17与主流道相通；在所述冷却气体流道内、并在所述外密封罩19的侧壁上设置第一挡块；在所述冷却气体流道内、并在所述内密封罩20的侧壁上设置第二挡块；其中，所述第一挡块相对于所述第二挡块更靠近所述主流道；所述第一挡块上表面的根部为圆弧过渡，并且，所述第一挡块的端部向所述主流道的方向翘起一个弧度，形成向所述主流道弯曲的尖部。
[0008]根据本发明的轮缘密封结构的一个实施例，进一步的，所述第一挡块下表面的根部也为圆弧过渡。[0009]根据本发明的轮缘密封结构的一个实施例，进一步的，所述第一挡块的上下表面从根部到尖部都为弧面平滑过度。
[0010]根据本发明的轮缘密封结构的一个实施例，进一步的，所述第二挡块上表面的根部为圆弧过渡，并且，所述第二挡块的端部向所述主流道的方向翘起一个弧度，形成向所述主流道弯曲的尖部。
[0011]根据本发明的轮缘密封结构的一个实施例，进一步的，所述第二挡块下表面的根部也为圆弧过渡。
[0012]根据本发明的轮缘密封结构的一个实施例，进一步的，所述第二挡块的上下表面、从根部到尖部都为弧面平滑过渡；其中，所述第二挡块的上表面根部弧度到尖部弧度的直径为从大到小过渡。
[0013]根据本发明的轮缘密封结构的一个实施例，进一步的，所述第一挡块和所述第二挡块沿高压涡轮的轴向的长度都大于所述冷却气体流道的宽度的一半。根据本发明的轮缘密封结构的一个实施例，进一步的，所述外密封罩19和内密封罩20的厚度都为2 - 3mm。
[0014]一种航空发动机高压涡轮，包括如上所述的航空发动机高压涡轮的轮缘密封结构。
[0015]一种航空发动机，包括如上所述的航空发动机高压涡轮。
[0016]本发明的航空发动机高压涡轮的轮缘密封结构、高压涡轮和发动机，采用设置挡块的双密封罩结构，并对挡块进行圆弧过渡处理，外密封罩使得主流道压力波动对封严效果造成的影响减少，减少高压涡轮盘对最小冷却封严流量的需求，有利于发动机效率提高。通过对外密封罩及内密封罩结构的优化设计，减少了在封严处冷却气体从盘腔进入主流道的阻力，增大了主燃气进入盘腔的阻力，减少了发生燃气入侵的可能性，提高了封严性能。
【专利附图】
【附图说明】
[0017]为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0018]图1为现有技术中的涡扇发动机的结构示意图；
[0019]图2为现有技术中的高压涡轮轮缘的结构示意图；
[0020]图3为根据本发明的航空发动机高压涡轮的轮缘密封结构的一个实施例的结构示意图；
[0021]图4为根据本发明的航空发动机高压涡轮的轮缘密封结构的一个实施例的气体流动示意图。
【具体实施方式】
[0022]下面参照附图对本发明进行更全面的描述，其中说明本发明的示例性实施例。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合图和实施例对本发明的技术方案进行多方面的描述。
[0023]为避免主燃气入侵到涡轮盘腔中，在轮缘处采用密封罩结构来达到封严作用。轮缘密封结构很大程度的影响冷却气体的封严效果及对最小封严冷气量的要求。轮缘密封设计通常为一组或多组齿状密封罩，齿状密封罩增加了流动阻力，减少主燃气入侵。考虑轮缘封严的目的，一方面是增加封严性能，另一方面是减少燃气入侵的可能性。
[0024]图3为根据本发明的航空发动机高压涡轮的轮缘密封结构的一个实施例的结构示意图。如图3所示，航空发动机高压涡轮的轮缘密封结构为在高压涡轮的轮缘设置外密封罩19和内密封罩20。
[0025]外密封罩19和内密封罩20相对设置,外密封罩19和内密封罩20之间形成冷却气体流道，冷却气体流道使高压涡轮盘腔16，17与主流道相通。
[0026]在冷却气体流道内、并在外密封罩19的侧壁上设置第一挡块，也可称为第一档齿；在冷却气体流道内、并在内密封罩20的侧壁上设置第二挡块，也可称为第二档齿。本发明的“第一”和“第二”仅仅为表述区分清楚，并没有其它特殊的含义。
[0027]第一挡块相对于第二挡块更靠近主流道。第一挡块上表面(这里的上表面为从图3的方向表述)的根部为圆弧过渡，并且，第一挡块的端部向主流道的方向翘起一个弧度，形成向主流道弯曲的尖部。
[0028]本发明中的“上表面”和“下表面”为从图3或图4的方向表述位置关系，即“上表面”为第一挡块或第二挡块更靠近主流道的表面，并没有特殊的含义。
[0029]根据本发明的一个实施例，第一挡块下表面的根部也为圆弧过渡。第一挡块的上表面从根部到尖部为弧面平滑过渡。
[0030]在主流道中的气体经过外密封罩19时，减少向封严结构流动的趋势；当冷气通过外密封罩时，使得阻力减少，利于冷却气体向主流道流动。
[0031]根据本发明的一个实施例，第二挡块上表面的根部为圆弧过渡，并且，第二挡块的端部向主流道的方向翘起一个弧度，形成向主流道弯曲的尖部。第二挡块下表面的根部也为圆弧过渡。
[0032]根据本发明的一个实施例，第一挡块的上下表面、从根部到尖部都为弧面平滑过渡。第二挡块的上下表面、从根部到尖部都为弧面平滑过渡。第二挡块上侧的根部弧度到尖部弧度的直径为从大到小过渡。
[0033]使冷却气体经过内密封罩20时，不受到其他影响，而对于从主流道进入的燃气，尖部的转弯结构能够起到阻挡作用，在封严处减少主流道气体进入盘腔的可能性。
[0034]为了提高发动机高压涡轮盘轮缘处的密封罩结构的封严特性，减少出现燃气入侵的可能性，减少最小封严流量，提高发动机工作的安全性和可靠性。
[0035]本发明采用双密封罩结构，使得主流道压力波动对封严效果造成的影响减少，对密封罩结构进行优化处理，减少在封严处冷却气体流入主流道的阻力，增加燃气进入盘腔的阻力，使发生燃气入侵的可能性降低，提高封严性能。外密封罩能够削弱主流的周向不对称性对封严效果的影响，减少为防止燃气入侵到盘腔所需的最小冷气流量。
[0036]外密封罩19上下表面均为圆弧过渡成的光滑曲面，且尖部向主流道方向翘起，阻止主流道气体向涡轮盘腔内流动。
[0037]内密封罩20加工成如图3所示，根部上下表面均为圆弧过渡成的光滑表面，尖部的弧度从较大圆弧转变为较小圆弧，形成一个转弯结构。
[0038]根据本发明的一个实施例，夕卜密封罩19和内密封罩20的厚度都为2 — 3mm。
[0039]根据本发明的一个实施例，第一挡块和第二挡块沿高压涡轮的轴向的长度都大于冷却气体流道的轴向宽度的一半。也可以根据需要进行设计。根据本发明的一个实施例，外密封罩19可以设置多个第一挡块，内密封罩20可以设置多个第二挡块，并且第一和第二挡块的形状如上。
[0040]对高压涡轮盘轮缘密封结构的优化设计，减少主流道压力波动对封严效果造成的影响，同时使经过封严结构流入主流道时阻力减少，而主流燃气经过封严结构进入盘腔的阻力增大，有助于减少最小封严流量，减少燃气入侵的可能性。从而增强了发动机工作的安全性和可靠性。
[0041]图4为根据本发明的航空发动机高压涡轮的轮缘密封结构的一个实施例的气体流动示意图。如图4所示，将盘腔带有的外密封罩19 (轴向方向来区分根部和尖部位置)在根部进行圆弧过渡处理，并使得尖部向靠近主流道方向翘起一个弧度，整个弧面平滑过渡。
[0042]通过这种结构，如图4所示，使气流按c方向流过高压涡轮叶片11、12时，经过外密封罩19时，产生返回到主流道的流动趋势d-d，减少向密封结构流动的趋势；当冷气通过外密封罩时，如e-e，使得阻力减少，在封严处利于冷却气体向主流道流动。
[0043]涡轮转子带有的内密封罩20，对其根部进行圆弧过渡处理，对内密封罩的尖部进行转弯结构处理，圆弧由一个大圆过渡到一个小圆。如图4所示，使冷却气体经过内密封罩时，不受到其他影响，如e-e ;而对于从主流进入封严结构的燃气，如f-f，尖部的转弯结构能够起到阻挡作用，在封严处减少主流道气体进入盘腔的可能性。
[0044]根据本发明的一个实施例，一种航空发动机高压涡轮包括如上的航空发动机高压涡轮的轮缘密封结构。一种航空发动机，包括如上的航空发动机高压涡轮。
[0045]本发明的航空发动机高压涡轮的轮缘密封结构、高压涡轮和发动机的有益效果如下:
[0046]对于发动机高压涡轮盘轮缘处的密封罩密封结构，外密封罩使得主流道压力波动对封严效果造成的影响减少，减少高压涡轮盘对最小冷却封严流量的需求，有利于发动机效率提高。
[0047]通过对外密封罩及内密封罩结构的优化设计，减少了在封严处冷却气体从盘腔进入主流道的阻力，增大了主燃气进入盘腔的阻力，减少了发生燃气入侵的可能性，提高了封严性能。
[0048]本发明的描述是为了示例和描述起见而给出的，而并不是无遗漏的或者将本发明限于所公开的形式。很多修改和变化对于本领域的普通技术人员而言是显然的。选择和描述实施例是为了更好说明本发明的原理和实际应用，并且使本领域的普通技术人员能够理解本发明从而设计适于特定用途的带有各种修改的各种实施例。
【权利要求】
1.一种航空发动机高压涡轮的轮缘密封结构，其特征在于: 在高压涡轮的轮缘设置外密封罩(19)和内密封罩(20)； 所述外密封罩(19)和内密封罩(20)相对设置,外密封罩(19)和内密封罩(20)之间形成冷却气体流道，所述冷却气体流道使所述高压涡轮盘腔(16，17)与主流道相通； 在所述冷却气体流道内、并在所述外密封罩(19)的侧壁上设置第一挡块；在所述冷却气体流道内、并在所述内密封罩(20)的侧壁上设置第二挡块；其中，所述第一挡块比所述第二挡块更靠近所述主流道； 所述第一挡块上表面的根部为圆弧过渡，并且，所述第一挡块的端部向所述主流道的方向翘起一个弧度，形成向所述主流道弯曲的尖部。
2.如权利要求1所述的轮缘密封结构，其特征在于: 所述第一挡块下表面的根部也为圆弧过渡。
3.如权利要求2所述的轮缘密封结构，其特征在于: 所述第一挡块的上下表面从根部到尖部都为弧面平滑过渡。
4.如权利要求3所述的轮缘密封结构，其特征在于: 所述第二挡块上表面的根部为圆弧过渡，并且，所述第二挡块的端部向所述主流道的方向翘起一个弧度，形成向所 述主流道弯曲的尖部。
5.如权利要求4所述的轮缘密封结构，其特征在于: 所述第二挡块的下表面的根部也为圆弧过渡。
6.如权利要求5所述的轮缘密封结构，其特征在于: 所述第二挡块的上下表面、从根部到尖部都为弧面平滑过渡； 其中，所述第二挡块的上表面根部弧度到尖部弧度的直径为从大到小过渡。
7.如权利要求6所述的轮缘密封结构，其特征在于: 所述第一挡块和所述第二挡块沿高压涡轮的轴向的长度都大于所述冷却气体流道沿高压涡轮的轴向的宽度的一半。
8.如权利要求1所述的轮缘密封结构，其特征在于: 所述外密封罩(19)和内密封罩(20)的厚度都为2 - 3mm。
9.一种航空发动机高压涡轮，其特征在于: 包括如权利要求1至8任意一项所述的航空发动机高压涡轮的轮缘密封结构。
10.一种航空发动机，其特征在于: 包括如权利要求9所述的航空发动机高压涡轮。
【文档编号】F01D5/02GK103899364SQ201210573194
【公开日】2014年7月2日 申请日期:2012年12月26日 优先权日:2012年12月26日
【发明者】张颖, 张 荣, 田淑青 申请人:中航商用航空发动机有限责任公司