涡轮叶尖泄漏流控制组件及航空发动机的制作方法

本实用新型涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种涡轮叶尖泄漏流控制组件及航空发动机。

背景技术：

自二十世纪中叶以来，航空燃气涡轮发动机作为航空飞行器最主要的推进动力系统，被誉为“飞机的心脏”。航空燃气轮机性能的提升是航空飞行器发展的前提和基础，对航空工业乃至国家的科技水平有非常重要的影响。随着航空技术的飞速发展，航空飞行器对航空燃气轮机提出了更高的要求。

燃气涡轮是将高温高压燃气中的能量转变成机械能的旋转机械，是航空燃气轮机中最为关键的部件，其性能对航空燃气轮机的性能有直接影响。涡轮机械内部的真实流动非常复杂，在空间上表现为流动的三维型，在时间上表现为流动的非定常性，加上流体粘性和可压缩性的影响，叶片通道内存在诸如马蹄涡、通道涡、角涡和间隙涡等复杂涡系，还存在激波和附面层的相互干扰以及动、静叶相互干涉等各种复杂流动现象。

在涡轮机械中，能量损失是影响涡轮效率的众多因素之一，与叶片有关的能量损失包括叶型损失、端部二次流损失以及泄漏损失。研究发现在整个叶栅间隙流动顶部区域，二次流损失只占10％，壁面附面层损失占3％，最主要的损失是由间隙引起的，达到了87％，因此在目前叶型性能提高有限的情况下，减小泄漏流和二次流等损失是提高涡轮性能重要突破方向。

然而，涡轮叶片的工作环境恶劣，高温、高压、高转速使涡轮设计在材料和结构上面临着巨大的挑战，其承受非常大的热载荷与机械载荷，且温度和转速的变化范围大，导致叶片的伸长量范围也大，为避免旋转动叶片与外部机匣发生碰撞以及适应叶片因离心力引起的伸长和部件的膨胀量，通常在动叶顶部与机匣之间留有一个保守的间隙设计值，因此，在工作过程中叶顶间隙变化的相对区间范围较大。

叶顶间隙的存在必然导致流体泄漏，动叶叶顶的间隙流动是引起动叶内部流动损失增大的重要因素之一，对一个现代高压涡轮而言，间隙流动导致的损失高达气动总损失的30％。轴流涡轮无冠叶片叶尖与机匣之间的间隙通常为1％～2％的叶高量级。叶顶间隙导致的泄漏流对涡轮性能具有非常重要的影响。研究表明，一台先进的双级涡轮发动机，其径向间隙若增加1mm，涡轮效率将降低约2.5％，并且会直接导致发动机的耗油率增加约2.6％。

在转子叶片的叶顶区域存在周向和轴向主导的压差，周向压差引起压力面的高压燃气通过叶顶间隙流向吸力面，形成叶顶间隙泄漏流，泄漏流严重偏离通道主流速度的大小和方向，这会产生以下不利影响：第一，泄漏流减小了主流流量，泄漏流基本不做有用功，因此会减小燃气对叶片的做功；第二，泄漏流与主流掺混形成泄漏涡，泄漏涡产生耗散，并且影响叶栅的出口气流角；第三，泄漏流和泄漏涡会阻塞主流通道，这些都会增大涡轮的气动损失；第四，泄漏流和泄漏涡还会增大涡轮叶尖附近的传热冷却的难度，并较大程度地影响下游流场的非定常性。

如图1所示，转子组件100包括转子叶片101、缘板102和机匣103。如图2所示，转子叶片101的顶部为平顶叶尖，泄漏流在周向压差的驱动下，从压力侧经机匣103和叶顶105形成的叶顶间隙泄漏至吸力侧，泄漏流在压力侧叶顶间隙进口处由于流动突变产生流动分离形成分离涡B，这种流动分离在一定程度上可减小叶顶间隙的泄漏面积，从而减小泄漏流量；然后，在吸力侧叶顶间隙出口处由于流动突变产生流动分离形成泄漏涡C，泄漏涡C与主流掺混产生泄漏损失。

为减少泄漏损失，现有技术中存在一种双肋叶尖叶片，如图3所示，转子叶片101的根部设有缘板102和榫头104，转子叶片101的顶部开设有凹槽106。对于这种双肋叶片，如图4所示，泄漏流在周向压差的驱动下，从压力侧经机匣103和双肋叶尖顶面形成的叶顶间隙泄漏至吸力侧，泄漏流在压力侧肋条间隙中由于流动突变产生第一次流动分离，在压力侧肋条顶面形成分离涡B，同时在压力侧肋条的侧面形成压力面涡，并在吸力侧肋条间隙由于流动突变产生第二次流动分离，在吸力侧肋条顶面形成分离涡B，同时在吸力侧肋条的侧面形成吸力面涡，这种流动分离在一定程度上可减小叶顶间隙的泄漏面积，从而减小泄漏流量；然后，在吸力侧肋叶顶间隙出口处由于流动突变产生流动分离形成泄漏涡C，泄漏涡C与主流掺混产生泄漏损失。

可见，无论是平顶叶尖叶片，还是双肋叶尖叶片，仍存在较大的泄漏损失。

需要说明的是，公开于本实用新型背景技术部分的信息仅仅旨在增加对本实用新型的总体背景的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域技术人员所公知的现有技术。

技术实现要素：

本实用新型的目的是提出一种涡轮叶尖泄漏流控制组件及航空发动机，以尽可能地减少叶顶泄漏流量，降低泄漏损失。

为实现上述目的，本实用新型提供了一种涡轮叶尖泄漏流控制组件，包括机匣和设置在机匣内的转子叶片，机匣的内侧面与转子叶片的顶面之间具有间隙，机匣的内侧面设有沟槽，沟槽包括阻挡面，阻挡面用于对从转子叶片的压力侧流入间隙的至少部分气流进行阻挡。

进一步地，阻挡面位于沟槽的靠近转子叶片的吸力侧的一侧，且阻挡面为倾斜面，以使得阻挡面与机匣的内侧面之间的夹角为锐角。

进一步地，沟槽沿着从转子叶片的前缘向转子叶片的尾缘的方向延伸，以使气流沿着沟槽从前缘流向尾缘。

进一步地，沟槽还包括导流面，导流面用于将气流引导至沟槽内。

进一步地，导流面与机匣的内侧面之间平滑过渡。

进一步地，导流面的横截面为曲线。

进一步地，沟槽的横截面面积沿着从转子叶片的前缘向转子叶片的尾缘的方向逐渐增大。

进一步地，沟槽设置在靠近转子叶片的压力面的位置；和/或，沟槽设置在靠近转子叶片的吸力面的位置。

进一步地，沟槽包括多个，多个沟槽沿机匣的周向布置。

进一步地，多个沟槽沿机匣的周向均匀布置。

进一步地，相邻两个沟槽之间的距离为转子叶片的叶尖叶型最大厚度的0.9～1.1倍。

进一步地，相邻两个沟槽之间的距离为转子叶片的叶尖叶型尾缘厚度的0.7～1.3倍。

进一步地，转子叶片的顶部设有自转子叶片的顶部向转子叶片的根部延伸的凹槽。

进一步地，沟槽包括多个，多个沟槽沿机匣的周向均匀布置，凹槽的靠近转子叶片的压力面的壁面与转子叶片的压力面之间的距离为第一厚度，凹槽的靠近转子叶片的吸力面的壁面与转子叶片的吸力面之间的距离为第二厚度，相邻两个沟槽之间的距离为第一厚度或第二厚度的0.7～1.3倍。

为实现上述目的，本实用新型还提供了一种航空发动机，包括上述的涡轮叶尖泄漏流控制组件。

基于上述技术方案，本实用新型的涡轮叶尖泄漏流控制组件在机匣的内侧面设置沟槽，沟槽包括阻挡面，通过该阻挡面可以对从转子叶片的压力侧流入间隙的至少部分气流进行阻挡，以阻挡至少部分气流从转子叶片的叶顶的压力侧流向吸力侧，减少叶顶泄漏流量，避免由于泄漏流而造成主流流量的减少，使更多的燃气能做有用功，改善叶尖换热特性，减少泄漏损失，提高涡轮的气动性能。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本实用新型的进一步理解，构成本申请的一部分，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。在附图中：

图1为现有技术中转子组件的结构示意图。

图2为现有技术中一种转子叶片的叶顶部分的泄漏机理图。

图3为现有技术中另一种转子叶片的结构示意图。

图4为图3中转子叶片的叶顶部分的泄漏机理图。

图5为本实用新型涡轮叶尖泄漏流控制组件一个实施例的结构示意图。

图6为本实用新型涡轮叶尖泄漏流控制组件一个实施例沿周向的截面图。

图中：

100、转子组件；101、转子叶片；102、缘板；103、机匣；104、榫头；105、叶顶；106、凹槽；

A、轴向；B、分离涡；C、泄漏涡；D、压力面涡；E、吸力面涡；

1、转子叶片；2、缘板；3、榫头；4、机匣；

11、压力面；12、吸力面；13、前缘；14、尾缘；15、叶尖；16、叶根；17、凹槽；18、冷却通道；19、压力侧肋；20、吸力侧肋；

41、沟槽；411、阻挡面；412、导流面；

L、泄漏流；P、分离涡；M、分离涡；N、泄漏涡。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对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实用新型的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型的实施例，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，都属于本实用新型保护的范围。

在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“横向”、“纵向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型保护范围的限制。

如图5和图6所示，在本实用新型所提供的涡轮叶尖泄漏流控制组件的一个示意性实施例中，该控制组件包括机匣4和设置在机匣4内的转子叶片1，机匣4的内侧面与转子叶片1的顶面之间具有间隙，机匣4的内侧面设有沟槽41，沟槽41包括阻挡面411，阻挡面411用于对从转子叶片1的压力侧流入间隙的至少部分气流进行阻挡，以阻挡至少部分的气流从转子叶片1的压力面11侧通过间隙流向转子叶片1的吸力面12侧。

在上述实施例中，在机匣4的内侧面设置沟槽41，沟槽41包括阻挡面411，通过该阻挡面411可以对从转子叶片1的压力侧流入间隙的至少部分气流进行阻挡，以阻挡至少部分气流从转子叶片1的叶顶的压力侧流向吸力侧，减少叶顶泄漏流量，避免由于泄漏流而造成主流流量的减少，使更多的燃气能做有用功，改善叶尖换热特性，减少泄漏损失，提高涡轮的气动性能。

进一步地，阻挡面411位于沟槽41的靠近吸力面12的一侧，且阻挡面411为偏向吸力面12的倾斜面，以使得阻挡面411与机匣4的内侧面之间的夹角θ为锐角。优选地，30°≤θ＜90°。当然，在其他实施例中，阻挡面411与机匣4的内侧面之间的夹角θ也可以为直角。

如图6所示，由于开设了沟槽41，在机匣4上形成了斜齿结构，该斜齿结构的左侧面即为阻挡面411，这种斜齿结构可以有效地对气流进行阻挡，防止气流从压力面11侧泄漏至吸力面12侧，减少泄漏流量。

斜齿结构除了对从压力侧流入叶尖间隙的间隙流产生阻挡，还可以增大压力侧泄漏流在斜齿结构处的流动转角，并在斜齿结构处的机匣内侧面附近发生流动分离，产生分离涡P，以此来减小叶顶间隙的泄漏面积，从而减小了泄漏流量和泄漏损失。

阻挡面411的横截面可以为直线，也可以为曲线。

沟槽41可以沿着从转子叶片1的前缘13向转子叶片1的尾缘14的方向延伸，以使部分叶顶间隙流沿着沟槽41从前缘13流向尾缘14。具体地，沟槽41的走势可以与转子叶片1的叶尖叶型的压力侧型线、吸力侧型线或者中弧线(即转子叶片1的叶尖叶型的所有内切小圆圆心的连线)的走势一致。气流在遇到沟槽41后，至少部分地被阻挡面411阻挡，然后再顺着沟槽41从前缘13流向尾缘14，至少部分流经斜齿结构，在斜齿结构处的机匣内侧面附近发生流动分离，产生分离涡P，以尽可能地减小泄漏面积，减少泄漏流量，降低泄漏损失。

进一步地，沟槽41还包括导流面412，导流面412用于将气流引导至沟槽41内。如图6所示，导流面412位于沟槽41的靠近压力面11的一侧，导流面412的设置，可以更有效地将气流引导至沟槽41内，并沿沟槽41从前缘13流向尾缘14，从而避免了其越过叶尖而泄漏的可能。

优选地，导流面412与机匣4的内侧面之间平滑过渡。这样设置可以使气流的流动更加顺畅，减少流动损失。

另外优选地，导流面412的横截面为曲线，即导流面412为曲面，这样设置也可以使气流的流动更加顺畅，减少流动损失。

沟槽41的横截面面积可以设置为沿着从转子叶片1的前缘13向转子叶片1的尾缘14的方向逐渐增大。这样可以使流至沟槽41内的气流能够更加容易地从前缘13流向尾缘14。

关于沟槽41的设置位置，由于泄漏流L在流经间隙时在叶尖上靠近压力面11和靠近吸力面12的位置会产生分离涡M，并在吸力面12后形成泄漏涡N，优选地，沟槽41设置在靠近压力面11和/或吸力面12的位置，以在靠近压力面11和/或吸力面12的位置与机匣4的内侧面之间的间隙中形成更多的分离涡P和分离涡M，且分离涡P和分离涡M沿径向排列，因此可以进一步减小泄漏面积，进而降低泄漏流量和泄露损失。

在本实用新型涡轮叶尖泄漏流控制组件的一个实施例中，沟槽41包括多个，多个沟槽41沿机匣4的周向布置。

优选地，多个沟槽41沿机匣4的周向均匀布置。这样可以使旋转的转子叶片1以一定频率周期性地扫过沟槽41，使得斜齿结构处的机匣内侧面上的流动分离以一定的频率保持在分离涡M的径向外侧，从而减小泄漏面积，进而降低泄漏流量和泄露损失。

进一步地，相邻两个沟槽41之间的距离为转子叶片1的叶尖叶型最大厚度的0.9～1.1倍。该设置可以使沟槽41尽可能地位于靠近压力面11或吸力面12的位置，更高频率地使分离涡P保持在分离涡M的径向外侧，起到更好地阻挡和减小泄漏面积的作用。

或者，相邻两个沟槽41之间的距离为转子叶片1的叶尖叶型尾缘厚度的0.7～1.3倍。该设置可以使沟槽41尽可能地位于靠近压力面11或吸力面12的位置，更高频率地使分离涡P保持在分离涡M的径向外侧，起到更好地阻挡和减小泄漏面积的作用。

其中，叶尖叶型的厚度以叶尖叶型的内切小圆的直径为基准，最大厚度指的是叶尖叶型的内切小圆中直径最大的圆的直径，而尾缘厚度则指的是尾缘部分的内切小圆中直径最小的圆的直径。

作为本实用新型涡轮叶尖泄漏流控制组件实施例的进一步改进，转子叶片1的顶部设有自转子叶片1的顶部向转子叶片1的根部延伸的凹槽17，该凹槽17可以在一定程度上起到减少泄漏流及泄漏损失的作用，而且可以通过该凹槽17向转子叶片1的顶部输送冷却气流，以对转子叶片1顶部进行冷却。

进一步地，对于设有凹槽17的涡轮叶尖泄漏流控制组件来说，沟槽41包括多个，多个沟槽41沿机匣4的周向均匀布置，凹槽17的靠近转子叶片1的压力面11的壁面与转子叶片1的压力面11之间的距离为第一厚度，凹槽17的靠近转子叶片1的吸力面12的壁面与转子叶片1的吸力面12之间的距离为第二厚度，相邻两个沟槽41之间的距离为第一厚度或第二厚度的0.7～1.3倍。该设置可以使沟槽41尽可能地位于靠近压力面11或吸力面12的位置，更高频率地使分离涡P保持在分离涡M的径向外侧，起到更好地阻挡和减小泄漏面积作用。

基于上述的涡轮叶尖泄漏流控制组件，本实用新型还提出一种航空发动机，该航空发动机包括上述的涡轮叶尖泄漏流控制组件。上述各个实施例中涡轮叶尖泄漏流控制组件所具有的积极技术效果同样适用于航空发动机，这里不再赘述。

上述各个实施例中的涡轮叶尖泄漏流控制组件可以应用于各类航空发动机或燃气涡轮发动机中，以实现减少叶顶泄漏流量及泄漏损失的作用。

下面结合附图5和6对本实用新型涡轮叶尖泄漏流控制组件及航空发动机的一个实施例的工作过程进行说明：

如图5所示，涡轮叶尖泄漏流控制组件包括机匣4和若干个转子叶片1，静止的机匣4包围在转子叶片1的外围，静止的机匣4与转子叶片1之间由于相对运动所以存在间隙。转子叶片1的下方设有缘板2和榫头3。转子叶片1具有中凹的压力面11和中凸的吸力面12，压力面11和吸力面12延展在转子叶片1的前缘13与尾缘14之间以及叶根16与叶尖15之间，压力面又称为叶盆，吸力面又称为叶背。转子叶片1的叶型轮廓与海豚、新月等相似，从前缘13其厚度逐渐增大至最大厚度，而后逐渐减小至尾缘14。不同设计截面的叶型按照一定的线型规律积叠即可形成叶片，叶片表面是具有三维特性的空间曲面，压力面11和吸力面12使得其表面流过的流体产生不同的速度和压力分布，叶片表面的压差驱动转子叶片1，转子叶片1带动涡轮转子组件，这就实现了从内能到动能的转化。

如图6所示，转子叶片1的顶部设有凹槽17，形成压力侧肋19和吸力侧肋20，凹槽17的下方连接有冷却通道18，可以通过该冷却通道18向叶尖15输送冷却气体，以对叶尖15部分进行冷却。

机匣4上设置有若干沟槽41，叶尖的部分泄漏流L从沟槽41的导流面412流入，一方面，沟槽41的阻挡面411对泄漏流L有一定的阻挡作用，被阻挡的泄漏流L沿沟槽41流向尾缘14；另一方面，沟槽41的阻挡面411和斜齿结构处的机匣内侧面间的几何突变较大，沟槽内的泄漏流沿阻挡面411流至斜齿结构处的机匣内侧面的流动转角较大，在斜齿结构处的机匣内侧面产生流动分离，减小了泄漏面积，从而减小泄漏流量和泄漏损失。

通过对本实用新型涡轮叶尖泄漏流控制组件及航空发动机的多个实施例的说明，可以看到本实用新型涡轮叶尖泄漏流控制组件及航空发动机实施例至少具有以下一种或多种优点：

1、通过设置具有阻挡面的沟槽，阻挡面可以阻挡至少部分的叶顶间隙流从压力侧流向吸力侧，由阻挡面产生的斜齿结构特征可增大压力侧泄漏流在斜齿结构处的流动转角，并在斜齿结构处的机匣内侧面附近发生流动分离，进而减少叶顶泄漏流量，使更多的燃气能够做有用功，改善叶尖换热特性，降低泄漏损失，从而提高涡轮的气动性能；

2、沟槽还设有导流面，可以将气流更好地引导至沟槽内；

3、沟槽的设置，可以引导至少部分叶顶间隙流沿沟槽从前缘流至尾缘，减少叶顶间隙流的泄漏。

最后应当说明的是：以上实施例仅用以说明本实用新型的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本实用新型进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本实用新型的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本实用新型技术方案的精神，其均应涵盖在本实用新型请求保护的技术方案范围当中。