[發明專利]一種航空發動機輪緣封嚴結構

在審

• 申請號: 202110307748.6
• 申請日: 2021-03-23
• 公開（公告）號: CN112922681A
• 公開（公告）日: 2021-06-08
• 發明（設計）人: 王家友;段玉發;范宇;鄧明春;周建軍
• 申請（專利權）人: 中國航發沈陽發動機研究所
• 主分類號: F01D11/00
• 分類號: F01D11/00;F01D25/00;F01D25/12
• 代理公司: 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙) 11526
• 代理人: 高原

本申請提供了一種航空發動機輪緣封嚴結構，包括：導向葉片；轉子葉片；以及安裝于導向葉片上的輪緣封嚴前結構和安裝于轉子葉片上的輪緣封嚴后結構，其中，所述輪緣封嚴前結構具有沿著主氣流流道方向延伸的第一后向凸起和第二后向凸起，所述第一后向凸起和第二后向凸起構成第一凹槽，在所述第一凹槽的上壁設有導流片，所述輪緣封嚴后結構具有相反于主氣流流道方向延伸的第一前向凸起，所述第一前向凸起至少部分的伸入所述第一凹槽中。本申請一方面可以在發動機運行過程中增加熱燃氣流向縫隙的流動阻力，從而提升封嚴效果，另一方面可以減少燃氣與冷氣的摻混損失，并使冷氣對渦輪做功，提升燃氣的做功效率，提高渦輪效率，降低發動機耗油率。

技術領域

本申請屬于航空發動機技術領域，特別涉及一種航空發動機輪緣封嚴結構。

背景技術

航空發動機工作過程中，渦輪主流道的高溫燃氣會從渦輪轉子和靜子之間的縫隙進入渦輪盤腔，這種現象被稱為燃氣入侵。燃氣入侵會使盤腔溫度升高，從而使渦輪盤溫度過熱和軸承腔溫度過高，進而給發動機帶來安全隱患，影響發動使用壽命。

為了防止燃氣入侵，通常向渦輪盤腔提供冷氣，并經渦輪轉子和靜子之間的縫隙排進主流道。在此基礎上，通常會在渦輪盤外徑設置輪緣封嚴結構，以增加入侵燃氣的流阻。這兩種措施通常是在航空發動機中同時配合使用。

然而，目前的渦輪輪緣封嚴結構仍存在封嚴阻力較小，導致封嚴冷氣流量較大，進而降低了渦輪效率。另外，用于防止燃氣入侵的冷氣直接徑向吹入渦輪主流道，與軸向來流的燃氣摻混，產生明顯的摻混損失，降低燃氣做功效率，降低渦輪效率。這都導致了發動機效率降低，耗油率增加。

發明內容

本申請的目的是提供了一種航空發動機輪緣封嚴結構，以解決或減輕背景技術中的至少一個問題。

一方面，本申請提供了一種航空發動機輪緣封嚴結構，包括：

導向葉片；

轉子葉片；以及

安裝于導向葉片上的輪緣封嚴前結構和安裝于轉子葉片上的輪緣封嚴后結構，其中，所述輪緣封嚴前結構具有沿著主氣流流道方向延伸的第一后向凸起和第二后向凸起，所述第一后向凸起和第二后向凸起構成第一凹槽，在所述第一凹槽的上壁設有導流片，所述輪緣封嚴后結構具有相反于主氣流流道方向延伸的第一前向凸起，所述第一前向凸起至少部分的伸入所述第一凹槽中。

進一步的，所述第一后向凸起相比于所述第二后向凸起而遠離航空發動機軸線。

進一步的，所述輪緣封嚴前結構還具有相比于第二后向凸起而靠航空近發動機軸線的第三后向凸起，所述第三后向凸起和第二后向凸起構成第二凹槽。

進一步的，所述第一凹槽和第二凹槽的形狀均為矩形。

進一步的，所述導流片以航空發動機的軸線均布。

進一步的，所述導流片與航空發動機軸向成預定角度。

進一步的，所述預定角度為15度～35度。

進一步的，所述第一前向凸起伸入所述第一凹槽中的距離不超過第一凹槽深度的1/2。

在另一方面，本申請還提供了一種航空發動機，所述航空發動機包括如上任一所述的航空發動機輪緣封嚴結構。

本申請提供的航空發動機輪緣封嚴結構通過在第一凹槽內設置導流片，一方面可以在發動機運行過程中增加熱燃氣流向縫隙的流動阻力，從而提升封嚴效果，另一方面可以改變冷氣進入渦輪主通道的方向和速度，減少燃氣與冷氣的摻混損失，并使冷氣對渦輪做功，提升燃氣的做功效率，提高渦輪效率，降低發動機耗油率。

附圖說明

為了更清楚地說明本申請提供的技術方案，下面將對附圖作簡單地介紹。顯而易見地，下面描述的附圖僅僅是本申請的一些實施例。