一种航空发动机涡轮盘腔集气导流结构的制作方法

1.本公开涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种航空发动机涡轮盘腔集气导流结构。


背景技术：

2.航空发动机涡轮导向器一般是由一定数目的多联叶片或单个叶片沿周向配合而成的环形结构，构成涡轮导向器的周向相邻叶片下缘板配合面之间会存在缝隙，对于小型低成本航空发动机来说，在涡轮导向器叶片(简称涡轮导叶)下缘板配合面之间设置专门的密封结构会使得涡轮导向器的结构设计过于复杂，而且考虑制造成本，小型低成本航空发动机涡轮导叶下缘板缝隙处不会设计专门的密封结构。
3.但是，对于高压涡轮来说，涡轮导向器主流道的燃气会经过涡轮导叶下缘板缝隙侵入高压涡轮盘前腔。在某型发动机研制中，燃气经过高压涡轮导叶下缘板缝隙侵入高压涡轮盘腔后，侵入盘腔的燃气与供入盘腔的冷却空气未充分掺混直接通过涡轮盘缘转静子间隙进入涡轮主流道，引起了高压涡轮动叶局部异常高温。


技术实现要素：

4.有鉴于此，本公开实施例提供一种航空发动机涡轮盘腔集气导流结构，可完全收集由分块式涡轮导叶下缘板无密封装置以及密封效果不好所泄漏的高温燃气，通过引导所收集高温燃气与低温冷却空气在涡轮盘腔低半径区域的充分掺混，可有效降低通过分块结构涡轮导向器周向相邻叶片下缘板配合面缝隙泄漏进入盘腔的高温燃气对涡轮盘腔温度，以及盘腔气体进入涡轮流道后对涡轮动叶温度的影响。此外，采用所提出的涡轮盘腔集气导流盒结构后，可以不再设置涡轮导叶下缘板密封装置，可简化涡轮导叶的结构设计，降低制造成本。
5.为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：
6.一种航空发动机涡轮盘腔集气导流结构，包括，由高压涡轮导叶下缘板、高压涡轮整体叶盘前侧盘面和燃烧室火焰筒内支撑环构成的半封闭的涡轮盘腔，还包括集气导流盒，所述集气导流盒整体为环状结构，包括环形侧壁，该环形侧壁的两侧边缘分别延伸形成后端连接边和前端连接边，所述集气导流盒的后端连接边与所述高压涡轮导叶下缘板固定连接，所述集气导流盒的前端连接边与所述燃烧室火焰筒内支撑环固定连接，使所述集气导流盒、所述燃烧室火焰筒内支撑环和所述高压涡轮导叶下缘板之间形成环形集气腔。
7.进一步地，所述集气导流盒的环形侧壁上开设多个导流孔。
8.进一步地，所述导流孔为圆形孔。
9.进一步地，所述导流孔为方形孔。
10.进一步地，还包括低温冷却气流道，所述低温冷却气流道的出气口设置在所述涡轮盘腔的底部，使低温冷却气由所述涡轮盘腔的底部沿轴向进入所述涡轮盘腔的内部。
11.进一步地，所述燃烧室火焰筒内支撑环上开设多个引气孔。
12.进一步地，所述集气导流盒的后端连接边为截面呈u型的环形槽，该环形槽与所述高压涡轮导叶下缘板内侧凸缘卡接。
13.进一步地，所述集气导流盒的前端连接边与所述燃烧室火焰筒内支撑环的安装边适配，所述前端连接边上开设多个安装孔，通过螺栓将所述集气导流盒的前端连接边与所述燃烧室火焰筒内支撑环固定连接。
14.本发明通过在高压涡轮整体叶盘前侧的盘腔中设置一个连接高压涡轮导叶下缘板的集气导流盒，在集气导流盒的底部设计导流孔，由集气导流盒收集由高压涡轮导向器中周向相邻的多联或单个叶片下缘板之间配合缝隙泄漏进入高压涡轮盘腔的高温燃气，通过集气导流盒底部导流孔来引导收集的高温燃气与温度较低的冷却空气在高压涡轮盘腔低半径区域充分掺混，掺混降温的气体再从高压涡轮盘缘转静子间隙排入涡轮流道，可降低高温盘腔气体没经过充分降温直接进入涡轮流道后对叶片温度场的影响。采用所提出的涡轮盘腔集气导流盒结构后，可以不再设置涡轮导叶下缘板密封装置，可简化涡轮导叶的结构设计与制造。本发明在某小型航空发动上进行了验证，验证结果证实了本发明技术方案的有效性。
附图说明
15.为了更清楚地说明本公开实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
16.图1为高压涡轮导向器中叶片下缘板结构的立体图；
17.图2为本发明航空发动机涡轮盘腔集气导流结构示意图；
18.图3为本发明一种实施例中集气导流盒结构示意图；
19.图4为本发明一种实施例中集气导流盒另一结构示意图；
20.图5为本发明另一种实施例中集气导流盒结构示意图；
21.图6为本发明另一种实施例中集气导流盒另一结构示意图。
具体实施方式
22.下面结合附图对本公开实施例进行详细描述。
23.以下通过特定的具体实例说明本公开的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本公开的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本公开一部分实施例，而不是全部的实施例。本公开还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本公开的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本公开中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本公开保护的范围。
24.要说明的是，下文描述在所附权利要求书的范围内的实施例的各种方面。应显而易见，本文中所描述的方面可体现于广泛多种形式中，且本文中所描述的任何特定结构及/或功能仅为说明性的。基于本公开，所属领域的技术人员应了解，本文中所描述的一个方面可与任何其它方面独立地实施，且可以各种方式组合这些方面中的两者或两者以上。举例
来说，可使用本文中所阐述的任何数目个方面来实施设备及/或实践方法。另外，可使用除了本文中所阐述的方面中的一或多者之外的其它结构及/或功能性实施此设备及/或实践此方法。
25.还需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本公开的基本构想，图式中仅显示与本公开中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。
26.另外，在以下描述中，提供具体细节是为了便于透彻理解实例。然而，所属领域的技术人员将理解，可在没有这些特定细节的情况下实践所述方面。
27.本发明提供了一种涡轮盘腔集气导流结构，包括：涡轮盘腔和集气导流盒，所述涡轮盘腔是由非整环的分块式高压涡轮导叶下缘板、高压涡轮整体叶盘前侧盘面、燃烧室火焰筒内支撑环构成的半封闭大空腔，所述分块式高压涡轮导叶下缘板周向相接缝隙位置无密封装置，在所述涡轮盘腔的顶部安装集气导流盒，一股冷却空气由所述涡轮盘腔的底部沿轴向进入盘腔，然后从涡轮盘腔顶部转静子间隙排入涡轮燃气流道；所述集气导流盒为底部带若干个导流孔的整环结构，在所述集气导流盒的后端设计u型槽，所述u型槽用于将集气导流盒的后端安装在高压涡轮导叶下缘板内侧凸缘上，所述集气导流盒的前端固定在所述涡轮盘腔前侧的燃烧室火焰筒内支撑环上，所述集气导流盒、燃烧室火焰筒内支撑环和高压涡轮导叶下缘板形成了一个封闭的环形集气腔。
28.参考附图1-2，下面通过具体实施方式对本发明作进一步的详细说明。
29.图1显示了高压涡轮导向器中叶片下缘板结构，图2为本发明实施例提供的一种航空发动机涡轮盘腔集气导流结构示意图。如图2所示，本发明的航空发动机涡轮盘腔集气导流结构主要由涡轮盘腔和集气导流盒7组成，其中，由高压涡轮导叶1的高压涡轮导叶下缘板2、高压涡轮整体叶盘14的前侧盘面10、燃烧室火焰筒内支撑环3构成半封闭的涡轮盘腔8，高压涡轮整体叶盘14顶部设置所述高压涡轮导叶下缘板2所存在的缝隙16(见图1)位置不设置密封装置高压涡轮动叶15，在所述涡轮盘腔8的顶部安装集气导流盒7。所述集气导流盒7为底部带若干个导流孔9的整环结构，在所述集气导流盒7的后端设计u型槽11，所述u型槽11用于将集气导流盒7的后端安装在高压涡轮导叶下缘板内侧凸缘12上，所述集气导流盒7的前端连接边7-1固定在所述涡轮盘腔8前侧的燃烧室火焰筒内支撑环3上，所述集气导流盒7、燃烧室火焰筒内支撑环3和高压涡轮导叶下缘板2形成了一个封闭的环形腔。
30.上述导流孔可为圆形孔，也可为尺寸较大的方形孔，便于通过该方形孔进行操作和装配，如图3-6。
31.采用上述结构后，工作时，通过图1所示的高压涡轮导叶下缘板缝隙16泄漏的燃气a会被集气导流盒内部环形腔4收集，再由集气导流盒7底部的导流孔9导入涡轮盘腔8的底部区域，一股冷却空气b由所述涡轮盘腔8的底部沿轴向进入盘腔，冷却空气b与经过高压涡轮导叶下缘板缝隙16泄漏的燃气a在涡轮盘腔8的底部充分掺混，然后从涡轮盘腔顶部转静子间隙13排入涡轮燃气流道。
32.在一种优选实施方式中，在所述燃烧室火焰筒内支撑环3上开若干个引气孔6，燃烧室内环腔5的低温空气可通过引气孔6进入集气导流盒内部环形腔4，用于降低集气导流盒内部环形腔4的温度。
33.采用本发明所提出的涡轮盘腔集气导流盒结构后，可以不再设置涡轮导叶下缘板密封装置，可简化涡轮导叶的结构设计与制造，降低成本。
34.以上所述，仅为本公开的具体实施方式，但本公开的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本公开揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本公开的保护范围之内。因此，本公开的保护范围应以权利要求的保护范围为准。