涡轮盘轮缘封严结构、航空发动机涡轮及航空发动机的制作方法
【技术领域】
[0001]本实用新型涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种涡轮盘轮缘封严结构、设置该涡轮盘轮缘封严结构的航空发动机涡轮以及设置该航空发动机涡轮的航空发动机。
【背景技术】
[0002]现有技术中如图1所示大涵道比涡扇发动机中，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(简称主流)，气流依次经过增压级压气机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，从排气通道7处排出。图1还示意出了高压压气机3和高压涡轮5的连接轴8以及风扇、增压级压气机2和低压涡轮6的连接轴9。
[0003]如图2和图3所示，高温燃气使高压涡轮叶片11、12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。对于涡轮的盘腔13，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，之后经过封严结构10进入主流道。封严结构10起到涡轮盘轮缘封严的作用。
[0004]对于发动机高压涡轮的盘腔13，由于转静叶片干涉作用，在图2、3所示的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封严结构10处进入盘腔13内，主燃气的入侵将会恶化涡轮盘的冷却，对于发动机的安全及可靠运行都是很大的损坏。封严结构影响了冷却气体的封严效果及对最小封严冷气量的要求。封严结构设计通常为一组或多组齿状封严，齿状封严增加了流动阻力，减少了主燃气入侵，增加了封严性能，减少了最小封严冷气流量。
[0005 ]本申请人发现:现有技术至少存在以下技术问题:
[0006]由于转静叶片干涉造成的封严结构外主流道压力波动是影响燃气入侵的核心因素，主流燃气流经静叶造成周向压力分布不均匀，当主流压力大于盘腔内部测点(半径高/轮缘封严半径高= 0.96)的压力时容易造成燃气入侵，反之，盘腔内部压力大于主流压力的区域时燃气不入侵。数值模拟结果如图4可以看出，在主流道内，由于静叶尾缘的作用，在封严结构处压力分布沿周向呈现出周期性分布，存在高压流动区域和低压流动区域，呈现了在静叶尾缘处较高的特征。此处由于静叶尾缘处主流压力大于盘腔内部压力，所以是发生燃气入侵的主要区域，但现有技术静叶尾缘处封严结构存在封严间隙较大，导致封严效果较差的技术问题。
【实用新型内容】
[0007]本实用新型的至少一个目的是提出一种涡轮盘轮缘封严结构、设置该涡轮盘轮缘封严结构的航空发动机涡轮以及设置该航空发动机涡轮的航空发动机。解决了现有技术存在封严间隙较大，导致封严效果较差的技术问题。本实用新型提供的诸多技术方案中的优选技术方案所能产生的诸多技术效果(结构简单、便于加工)详见下文阐述。
[0008]为实现上述目的，本实用新型提供了以下技术方案:
[0009]本实用新型实施例提供的涡轮盘轮缘封严结构，包括至少一个涡轮静叶上设置的静叶轮缘封严结构以及固设在所述静叶轮缘封严结构的尾缘处的凸齿；
[0010]所述凸齿与所述静叶轮缘封严结构的尾缘两者固定连接或为一体式结构；
[0011]所述凸齿沿所述涡轮静叶所在的所述涡轮盘的轴向方向凸出所述静叶轮缘封严结构的尾缘。
[0012]作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后技术方案的优化，在所述涡轮盘的径向方向上所述凸齿为单层或多层结构。
[0013]作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后技术方案的优化，所述凸齿的材料与所述静叶轮缘封严结构的材料相同。
[0014]作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后技术方案的优化，所述凸齿在所述涡轮盘的周向方向上的尺寸与所述静叶叶片通道在所述涡轮盘的周向方向上的尺寸的比值为0.2?0.25。
[0015]作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后技术方案的优化，所述凸齿在所述涡轮盘的径向或轴向方向上的尺寸与所述静叶叶片通道在所述涡轮盘的周向方向上的尺寸的比值为0.02?0.05。
[0016]作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后技术方案的优化，所述凸齿为条形，在所述涡轮盘的径向方向上，所述凸齿的尺寸与所述静叶轮缘封严结构的尺寸相同。
[0017]作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后技术方案的优化，所述涡轮盘包括至少两个所述涡轮静叶，其中:
[0018]每个所述涡轮静叶上的静叶轮缘封严结构的尾缘处均固设有所述凸齿。
[0019]作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后技术方案的优化，所述涡轮盘轮缘封严结构还包括设置在涡轮动叶上的动叶轮缘封严结构，所述凸齿与所述静叶轮缘封严结构各自与所述动叶轮缘封严结构之间均存在间隙。
[0020]本实用新型实施例提供的航空发动机涡轮，包括涡轮盘，所述涡轮盘包括涡轮动叶、涡轮静叶以及本实用新型任一技术方案提供的涡轮盘轮缘封严结构。
[0021]本实用新型实施例提供的航空发动机，包括本实用新型任一技术方案提供的航空发动机涡轮。
[0022]基于上述技术方案，本实用新型实施例至少可以产生如下技术效果:
[0023]由于本实用新型提供的涡轮盘轮缘封严结构中凸齿固设在静叶轮缘封严结构的尾缘，且凸齿沿涡轮静叶所在的涡轮盘的轴向方向凸出静叶轮缘封严结构的尾缘，由此凸齿可以阻止主流压力在静叶尾缘处侵入盘腔内部，因为静叶尾缘处主流压力大于盘腔内部压力，静叶尾缘处是发生燃气入侵的主要区域，故而凸齿的设置可以有效地减小(静叶尾缘下游)易发生燃气入侵位置的封严间隙，阻挡静叶尾缘处燃气的入侵，减少主流道燃气进入盘腔的可能性，提高封严效果，所以解决了现有技术存在封严间隙较大，导致封严效果较差的技术问题。
【附图说明】
[0024]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:
[0025]图1为现有技术中大涵道比涡扇发动机的结构示意图；
[0026]图2为现有技术中高压涡轮局部结构的示意图；
[0027]图3为现有技术中高压涡轮一级导叶的示意图；
[0028]图4为现有技术中涡轮的静叶尾缘下游主流与盘腔压力差与主流最大压力差的比值随着涡轮周向角度的变化线(A线)的示意图；
[0029]图5为设置本实用新型实施例提供的涡轮盘轮缘封严结构的涡轮静叶的局部结构的不意图；
[0030]图6为图5所示涡轮静叶的局部结构的X向示意图；
[0031 ]图7为图5所示涡轮静叶的局部结构的剖视放大图；
[0032]图8为本实用新型实施例所提供的航空发动机涡轮的静叶尾缘下游主流与盘腔压力差与主流最大压力差的比值随着涡轮周向角度的变化线(B线)的示意图；
[0033]附图标记:1、风扇；2、增压级压气机;3、高压压气机;4、燃烧室;5、高压涡轮;6、低压涡轮;7、排气通道;8、连接轴;9、连接轴；10、封严结构；11、高压涡轮叶片；12、高压涡轮叶片；13、盘腔；14、涡轮静叶；141、静叶轮缘封严结构；142、凸齿；15、涡轮动叶；151、动叶轮缘封严结构。
【具体实施方式】
[0034]下面可以参照附图图1?图8以及文字内容理解本实用新型的内容以及本实用新型与现有技术之间的区别点。下文通过附图以及列举本实用新型的一些可选实施例的方式，对本实用新型的技术方案(包括优选技术方案)做进一步的详细描述。需要说明的是:本实施例中的任何技术特征、任何技术方案均是多种可选的技术特征或可选的技术方案中的一种或几种，为了描述简洁的需要本文件中无法穷举本实用新型的所有可替代的技术特征以及可替代的技术方案，也不便于每个技术特征的实施方式均强调其为可选的多种实施方式之一，所以本领域技术人员应该知晓:可以将本实用新型提供的任一技术手段进行替换或将本实用新型提供的任意两个或更多个技术手段或技术特征互相进行组合而得到新的技术方案。本实施例内的任何技术特征以及任何技术方案均不限制本实用新型的保护范围，本实用新型的保护范围应该包括本领域技术人员不付出创造性劳动所能想到的任何替代技术方案以及本领域技术人员将本实用新型提供的任意两个或更多个技术手段或技术特征互相进行组合而得到的新的技术方案。
[0035]本实用新型实施例提供了一种封严间隙小，封严效果好、结构简单、便于加工的涡轮盘轮缘封严结构、设置该涡轮盘轮缘封严结构的航空发动机涡轮以及设置该航空发动机涡轮的航空发动机。
[0036]下面结合图1?图8对本实用新型提供的技术方案进行更为详细的阐述。
[0037]如图5?图8所示，本实用新型实施例所提供的涡轮盘轮缘封严结构包括至少一个涡轮静叶14上设置的静叶轮缘封严结构141以及固设在静叶轮缘封严结构141的尾缘处(尾缘处可以包括尾缘以及接近尾缘的区域)的凸齿142;
[0038]凸齿142与静叶轮缘封严结构141的尾缘两者固定连接或为一体式结构；
[0039]凸齿142沿涡轮静叶14所在的涡轮盘的轴向方向凸出静叶轮缘封严结构141的尾缘。
[0040]虽然静叶尾缘处主流压力大于如图7所示盘腔13内部压力，静叶尾缘处是发生燃气入侵的主要区域，但由于凸齿142可以阻止主流