[发明专利]一种航空发动机轮缘封严结构

说明书

本申请提供了一种航空发动机轮缘封严结构，包括：导向叶片；转子叶片；以及安装于导向叶片上的轮缘封严前结构和安装于转子叶片上的轮缘封严后结构，其中，所述轮缘封严前结构具有沿着主气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构成第一凹槽，在所述第一凹槽的上壁设有导流片，所述轮缘封严后结构具有相反于主气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。本申请一方面可以在发动机运行过程中增加热燃气流向缝隙的流动阻力，从而提升封严效果，另一方面可以减少燃气与冷气的掺混损失，并使冷气对涡轮做功，提升燃气的做功效率，提高涡轮效率，降低发动机耗油率。

技术领域

本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种航空发动机轮缘封严结构。

背景技术

航空发动机工作过程中，涡轮主流道的高温燃气会从涡轮转子和静子之间的缝隙进入涡轮盘腔，这种现象被称为燃气入侵。燃气入侵会使盘腔温度升高，从而使涡轮盘温度过热和轴承腔温度过高，进而给发动机带来安全隐患，影响发动使用寿命。

为了防止燃气入侵，通常向涡轮盘腔提供冷气，并经涡轮转子和静子之间的缝隙排进主流道。在此基础上，通常会在涡轮盘外径设置轮缘封严结构，以增加入侵燃气的流阻。这两种措施通常是在航空发动机中同时配合使用。

然而，目前的涡轮轮缘封严结构仍存在封严阻力较小，导致封严冷气流量较大，进而降低了涡轮效率。另外，用于防止燃气入侵的冷气直接径向吹入涡轮主流道，与轴向来流的燃气掺混，产生明显的掺混损失，降低燃气做功效率，降低涡轮效率。这都导致了发动机效率降低，耗油率增加。

发明内容

本申请的目的是提供了一种航空发动机轮缘封严结构，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。

一方面，本申请提供了一种航空发动机轮缘封严结构，包括：

导向叶片；

转子叶片；以及

安装于导向叶片上的轮缘封严前结构和安装于转子叶片上的轮缘封严后结构，其中，所述轮缘封严前结构具有沿着主气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构成第一凹槽，在所述第一凹槽的上壁设有导流片，所述轮缘封严后结构具有相反于主气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。

进一步的，所述第一后向凸起相比于所述第二后向凸起而远离航空发动机轴线。

进一步的，所述轮缘封严前结构还具有相比于第二后向凸起而靠航空近发动机轴线的第三后向凸起，所述第三后向凸起和第二后向凸起构成第二凹槽。

进一步的，所述第一凹槽和第二凹槽的形状均为矩形。

进一步的，所述导流片以航空发动机的轴线均布。

进一步的，所述导流片与航空发动机轴向成预定角度。

进一步的，所述预定角度为15度～35度。

进一步的，所述第一前向凸起伸入所述第一凹槽中的距离不超过第一凹槽深度的1/2。

在另一方面，本申请还提供了一种航空发动机，所述航空发动机包括如上任一所述的航空发动机轮缘封严结构。

本申请提供的航空发动机轮缘封严结构通过在第一凹槽内设置导流片，一方面可以在发动机运行过程中增加热燃气流向缝隙的流动阻力，从而提升封严效果，另一方面可以改变冷气进入涡轮主通道的方向和速度，减少燃气与冷气的掺混损失，并使冷气对涡轮做功，提升燃气的做功效率，提高涡轮效率，降低发动机耗油率。

附图说明

为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。