航空发动机的预旋封严系统的制作方法

本实用新型涉及航空涡扇发动机的预旋封严系统。

背景技术：

为了提高民用航空涡扇发动机气冷叶片的效率，可以采用降低冷气温度的方法。目前，针对高压涡轮动叶的冷却，在空气系统的设计中，普遍采用预旋系统来降低气流相对总温，具体原理：空气系统二次气流经过预旋喷嘴，在喷嘴的扩张及预旋角度下，气流加速并且向周向偏转，产生较大的周向速度，可以降低气流的相对总温；然后气流经过预旋腔，封严盘接收孔、涡轮盘腔后进入高压涡轮动叶。传统的预旋系统采用流通面积小、高度小的叶片式预旋喷嘴，导致加工难度也较大；另外，传统预旋系统的预旋效果会受到预旋喷嘴下封严气流掺混的影响。由于下封严气流温度偏高，且周向速度低，所以封严气流与预旋气流掺混后，会带来掺混气流的温增，降低预旋气流本身的周向速度，最终导致实际动叶感受的气流相对总温偏高。

所以，目前传统预旋系统主要问题：不能采取有效的措施减少下封严泄漏流量，降低封严泄漏流与预旋气流掺混对预旋温降的影响。

技术实现要素：

本实用新型的目的在于提供一种预旋封严系统，其可减少封严泄漏量，降低封严泄漏流与预旋气流掺混对预旋温降的影响

根据本实用新型泥管的航空发动机的预旋封严系统用于对高压涡轮进行封严、冷却，其包括预旋喷嘴环形通道、叶孔式预旋喷嘴、预旋腔、卸荷腔、中间腔、下封严篦齿、上封严篦齿，所述叶孔式预旋喷嘴具有空心通道，所述下封严篦齿包括前齿组和后齿组；其中，通过燃烧室内环的第一气流，经过所述预旋喷嘴环形通道后，再经过所述叶孔式预旋喷嘴喷出，到达所述预旋腔；同时从压气机末级泄漏过来的第二气流，通过所述卸荷腔，再通过所述下封严篦齿的前齿组到达中间腔，在所述中间腔，分成两股，其中所述第二气流的一股气流定义为第一封严分流，另一股气流定义为第一冷却分流，所述第一封严分流通过所述叶孔式预旋喷嘴的空心通道进入所述上封严篦齿的上游侧；所述第一冷却分流，通过所述下封严篦齿的后齿组到达所述预旋腔，与所述第一气流掺混，并再分成两股气流，其中一股气流定义为第二冷气分流，另外一股气流定义为第二封严分流，所述第二冷却分流被引导到高压涡轮一级动叶，对动叶进行冷却后，排入主流道，所述第二封严气流进入所述上封严篦齿的上游，与所述第一封严分流掺混，形成封严气流，通过所述上封严篦齿，进行高压涡轮一级盘前轮缘封严，最终也排入主流道。

在一实施例中，所述叶孔式预旋喷嘴沿高压涡轮的轴向设置，且径向设置空心通道。

在一实施例中，所述第二冷却分流经过一个接收孔，再经高压涡轮一级盘和高压涡轮前封严盘形成的涡轮盘腔，经增压轮形成的通道，经锁片形成的通道，进入榫槽腔，最后进入高压涡轮一级动叶。

在一实施例中，所述下封严齿的所述前齿组是沿气流流动方向的前方的多个齿，所述后齿组是在前齿组后侧的多个齿。

在一实施例中，所述下封严齿的所述前齿组是沿气流流动方向的上游侧的多组齿，所述后齿组是在前齿组下游侧的多组齿。

在一实施例中，所述叶孔式预旋喷嘴的预旋角度在7°-20°之间。

通过设置空心的叶孔式预旋喷嘴，可以让来自高压压气机末级泄漏的气流在流经预旋喷嘴下篦齿的时候，一部分进入叶孔式预旋喷嘴空心腔，减少了压气机末级泄漏气流在预旋腔的掺混量，从而能有效控制压气机末级泄漏气流对预旋喷嘴出口气流的掺混影响，提高了预旋效率，降低了相对总温；另外，空心的叶孔式预旋喷嘴，不仅可以对发动机减重有所贡献，而且，叶高有所增加，减少了喷嘴加工制造的难度。

附图说明

本实用新型的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：

图1为根据本实用新型的航空发动机的高压涡轮的封严冷却的示意图。

图2为图1中预旋封严系统的局部放大图。

图3为图1中叶孔式预旋喷嘴的周向截面的局部示意图。

图4为图2中叶孔式预旋喷嘴的轴向截面的局部示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例和附图对本实用新型作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本实用新型，但是本实用新型显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本实用新型内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本实用新型的保护范围。

图1示出了航空涡扇发动机燃烧室部件1，高压涡轮一级导叶2，高压涡轮一级动叶3，燃烧室内环通道4，燃烧室内机匣下卸荷腔5，高压涡轮前封严盘6，高压涡轮前封严盘6的下封严篦齿7，高压涡轮前封严盘6的上封严篦齿8，高压涡轮前封严盘6上的增压轮9，高压涡轮一级盘14和封严盘6的锁片10，高压涡轮一级动叶榫头11，高压涡轮一级动叶榫头11和高压涡轮一级盘14形成的榫槽腔12，高压涡轮一级盘前轮缘封严13，叶孔式预旋喷嘴15。

图2示出了下封严篦齿7前后两个齿的中间腔16，预旋腔17，也叫预旋掺混腔，接收孔18，上封严篦齿8对应的封严环及蜂窝19，环形进气通道外环静子件20，环形进气通道内环静子件21。

如图1和图2所示，根据本实用新型的航空发动机的预旋封严系统，用于对高压涡轮进行封严、冷却，包括预旋喷嘴环形通道、叶孔式预旋喷嘴15、预旋腔17、卸荷腔5、中间腔16、下封严篦齿7、上封严篦齿8，预旋喷嘴环形通道由环形进气通道外环静子件20、环形进气通道内环静子件21围成。如图3所示，叶孔式预旋喷嘴15具有空心通道21，以及在两叶片之间形成的气流通道23。下封严蓖齿7的前齿组为沿气流方向前面两个齿，后齿组为后面两个齿。预旋喷嘴环形通道在高压涡轮的轴向设置。

该预旋封严系统的气路设置为通过燃烧室内环4的第一气流A，经过预旋喷嘴环形通道后，再经过叶孔式预旋喷嘴15，到达预旋腔17；从压气机末级泄漏过来的第二气流B，通过卸荷腔5，再通过下封严篦齿7的前齿组到达中间腔16；压气机末级泄漏过来的第二气流B到达中间腔16后，分成两股，其中一股为第一封严分流Ba通过叶孔式预旋喷嘴空心通道21进入上封严篦齿8的上游；另外一股为第一冷却分流Bb通过下封严篦齿7的后齿组到达预旋腔17，与燃烧室内环第一气流A掺混；第一气流A与第一冷却分流Bb在预旋腔17掺混后，再分成两股，其中一股气为第二冷却分流Ca流经过接收孔18，经高压涡轮一级盘14和高压涡轮前封严盘6形成的涡轮盘腔，经增压轮9形成的通道，经锁片10形成的通道，进入榫槽腔12，最后进入高压涡轮一级动叶3，对动叶进行冷却，排入主流道；另外一股气流为第二封严分流Cb沿径向进入上封严篦齿8的上游，与从叶孔式预旋喷嘴空心腔21过来的第一封严分流Ba掺混，形成气流D，通过上封严篦齿8，进行高压涡轮一级盘前轮缘封严，最终也排入主流道。

叶孔式预旋喷嘴15的周向截面以及轴向放大示意图分别参看图3、图4。在保证叶片式预旋喷嘴和叶孔式预旋喷嘴在相同的流通面积条件下，由于叶孔式预旋喷嘴在整环周向可流通的角度比叶片式的小，所以叶孔式喷嘴比叶片式的高，减少了由于叶高过小造成加工难度的问题。图3中，叶孔式预旋喷嘴空心腔21可以接收部分来自高压压气机末级泄漏的第一封严分流Ba，而从燃烧室内环的第一气流A从叶孔喷嘴15的通道23进入预旋腔17。中间腔16由下封严篦齿7对应的蜂窝封严环22和齿之间的空间围成。

通过应用空心的叶孔式预旋喷嘴，实现减少封严泄漏量的掺混，并降低加工喷嘴难度。其中叶孔式预旋喷嘴需要设置空心腔21，腔的形状、大小并不受限制。预旋喷嘴下封严篦齿7可以设计多个齿，或者多组齿；如果是一组齿，多个齿的形式，在前几个齿和后几个齿中间设置腔16，使得腔16和预旋喷嘴空心腔21联通；如果是多组齿的形式，可以在前几组齿和后几组齿中间设置腔16，使得腔16和预旋喷嘴空心腔21联通。

流经下封严篦齿7的压气机末级气流在腔16时产生分流，一部分气流通过预旋喷嘴空心腔21进入上封严篦齿8的上游；另外一部分气流则进入预旋腔与预旋喷嘴出口气流掺混。由于压气机末级气流一部分进入上封严篦齿8的上游，所以减少了在预旋腔与预旋喷嘴出口气掺混的气流。

进入预旋腔17的掺混气流，一部分通过接收孔18、涡轮盘腔、增压轮9、锁片10进入高压涡轮一级动叶榫槽腔12；另外一部分也进入预旋喷嘴上封严篦齿8上游。

进入高压涡轮一级动叶榫槽腔的流路可以不设置增压轮，优选的需要设置增压轮。进入预旋喷嘴上封严篦齿8上游的气流，通过篦齿8后，进行高压涡轮一级盘前封严。流经下封严篦齿7的压气机末级气流在腔16时产生分流，一部分气流通过预旋喷嘴空心腔21进入上封严篦齿8后，也可以补充高压涡轮一级盘前轮缘封严用气。

另外，叶孔式预旋喷嘴15通道23的流通面积以及叶高可以根据设计进行调整；叶孔式预旋喷嘴的预旋角度在7°-20°之间。

由于设置空心的叶孔式预旋喷嘴，可以让来自高压压气机末级泄漏的气流在流经预旋喷嘴下篦齿的时候，一部分进入叶孔式预旋喷嘴空心腔，减少了压气机末级泄漏气流在预旋腔的掺混量，从而能有效控制压气机末级泄漏气流对预旋喷嘴出口气流的掺混影响，提高了预旋效率，降低了相对总温；另外，空心的叶孔式预旋喷嘴，不仅可以对发动机减重有所贡献，而且，叶高有所增加，减少了喷嘴加工制造的难度。

本实用新型虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本实用新型，任何本领域技术人员在不脱离本实用新型的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。因此，凡是未脱离本实用新型技术方案的内容，依据本实用新型的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本实用新型权利要求所界定的保护范围之内。