[发明专利]涡轮盘冷却封严装置

说明书

技术领域

本发明涉及航空发动机涡轮盘领域，特别地，涉及一种涡轮盘冷却封严装置。

背景技术

涡轮盘是航空发动机的关键部件，其功能为承载叶片的离心力和传递扭矩。涡轮盘是航空发动机的热端部件，为保证其在高负荷下安全、可靠、长寿命的工作，需要对涡轮盘进行冷却。而涡轮盘冷却的冷气消耗量对发动机性能有负面影响，因此在实际的使用中需提高涡轮盘冷却效率。

某些航空发动机中，其转子和定子之间的环腔为狭长的环腔，现有技术通常采用气流预旋装置来提高涡轮盘冷却效率，而此装置需要在涡轮盘上增加结构复杂的其他部件，从而使得整个装置结构复杂，无法匹配转子和定子之间的狭长环腔。

发明内容

本发明目的在于提供一种涡轮盘冷却封严装置，以解决提高涡轮盘冷却效率，同时冷却封严装置要匹配转子和定子之间的狭长环腔的技术问题。

为实现上述目的，根据本发明提供了一种涡轮盘冷却封严装置，包括涡轮、设置于涡轮前端的鼓筒套和与鼓筒套连接的倒L形挡板及设置于涡轮后端的后挡板；涡轮与鼓筒套及倒L形挡板之间形成第一通道；第一通道的第一端与第一进气口连通，第一通道的第二端与燃气流道连通；涡轮与后挡板之间形成第二通道；第二通道的第一端与第二进气口连通，第二通道的第二端与主流道连通。

进一步地，涡轮包括涡轮盘，和设置于涡轮盘的多个叶片，鼓筒套朝向涡轮盘，每一个叶片设有缘板，倒L形挡板和后挡板均位于缘板的下方。

进一步地，缘板的一端设有凸缘，凸缘朝向倒L形挡板延伸，与倒L形挡板的径向间隙尺寸为S，S的取值范围为0.3mm~1mm。

进一步地，鼓筒套为回转件，沿轴向盖合于涡轮的前端，鼓筒套与涡轮盘径向之间的间隙尺寸为S1，S1/S的取值范围为2~5。

进一步地，第一通道的最大轴向尺寸为S2，S2/S的取值范围为1~3。

进一步地，凸缘与倒L形挡板的轴向间隙尺寸为S5，S5/S的取值范围为1~2。

进一步地，后挡板和涡轮盘之间的间隙尺寸为S3，S3/S的取值范围为2~6。

进一步地，缘板与后挡板之间的间隙尺寸为S4，S4/S的取值范围为1~2。

进一步地，每一个叶片还包括伸根，相邻两个叶片的伸根之间形成间隙，间隙与第一通道和第二通道均连通。

进一步地，伸根的中部的高度尺寸为S6，S6/S的取值范围为4~10。

本发明具有以下有益效果：本发明的涡轮盘冷却封严装置，其涡轮与鼓筒套和倒L形挡板之间形成狭长的第一通道，涡轮和后挡板之间形成狭长的第二通道，冷气通过狭长的第一通道后一部分流入燃气流道，另一部分通过伸根之间的间隙流入第二通道的出口，冷气通过狭长的第二通道后流入主流道中，狭长的第一、二通道增大了气流与涡轮盘盘面的相对运动，有利于增强冷却过程中的对流换热，提高了冷却的效果。尤其是，鸟嘴结构的凸缘还可控制第一通道出口处的临界封严流量，防止燃气倒灌；伸根还可减少叶身的热量向涡轮盘传递。

除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。

附图说明

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

图1是本发明优选实施例的涡轮盘冷却封严装置的装配示意图；

图2是本发明优选实施例的叶片组件的结构示意图；以及

图3是本发明优选实施例的冷气流经第一通道和第二通道时的过程示意图。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由权利要求限定和覆盖的多种不同方式实施。

参见图1，本发明提供一种涡轮盘冷却封严装置，其包括涡轮1、设置于涡轮1前端的鼓筒套2和与鼓筒套2连接的倒L形挡板3及设置于涡轮1后端的后挡板4。其中，涡轮1与鼓筒套2和倒L形挡板3之间形成狭长的第一通道，第一通道的第一端与第一进气口连通，第二端与燃气流道连通；涡轮1和后挡板4之间形成狭长的第二通道，第二通道的第一端与第二进气口连通，第二端与主流道连通。

鼓筒套2为回转件，沿轴向盖合于涡轮1的前端，倒L形挡板3设置于鼓筒套2的内侧壁，两者通过螺栓连接固定，结构简单，封严可靠。