涡轮以及航空发动机的制作方法

1.本发明涉及航空发动机领域，具体涉及一种涡轮以及航空发动机。


背景技术：

2.燃气涡轮发动机包括压气机、燃烧室和涡轮。压气机压缩气体，燃烧室燃烧提供能量，涡轮膨胀做功带动压气机。其中，涡轮有若干级，每一级都包括静子叶片和转子叶片。静子叶片固定在涡轮机匣上，涡轮转子叶片固定在涡轮盘上。涡轮叶片处在发动机主流道燃气环境中，耐温水平比较高，而除叶片以外的零组件，尤其是涡轮盘，耐温水平较低，需采用冷却空气冷却，并在涡轮叶片根部的轮缘处设计轮缘封严结构防止主流道的燃气进入内部引起涡轮盘等零部件超温。
3.发明人发现，现有技术中至少存在下述问题：相关技术中，采用向封严通道通入冷却气体的方法来实现冷却降温，但是这种封严结构在使用过程中存在主流燃气入侵导致的超温危险，冷却效果不好。


技术实现要素：

4.本发明提出一种涡轮以及航空发动机，用以改善涡轮的封严效果。
5.本发明实施例提供了一种涡轮，包括：
6.转子叶片，具有第一缘板；以及
7.静子叶片，具有第二缘板，所述第二缘板和所述第一缘板在所述涡轮的轴向方向搭接，且两者在所述涡轮的径向方向上存在间隙；
8.其中，所述第二缘板远离所述第一缘板的一侧设置有内凹部。
9.在一些实施例中，所述转子叶片和所述静子叶片一一对应地布置，每个所述静子叶片的第二缘板都设置有所述内凹部。
10.在一些实施例中，所述第二缘板设置有一个或者多个所述内凹部。
11.在一些实施例中，每个所述转子叶片设置有一个所述第一缘板，在所述涡轮的径向方向上，所述第一缘板位于所述第二缘板靠近所述涡轮的中轴线的一侧，所述内凹部设置于所述第二缘板朝向所述第一缘板的一侧。
12.在一些实施例中，每个所述转子叶片设置有两个所述第一缘板；在所述涡轮的径向方向上，所述第二缘板位于两个所述第一缘板之间。
13.在一些实施例中，所述第二缘板朝向所述涡轮的中轴线的一侧设置有所述内凹部。
14.在一些实施例中，所述第二缘板朝向所述涡轮的中轴线的一侧设置有所述内凹部，所述第二缘板背离所述涡轮的中轴线的一侧也设置有所述内凹部。
15.在一些实施例中，涡轮还包括：
16.集气腔，位于所述静子叶片朝向所述涡轮的中轴线的一侧，所述集气腔的壁体设置有气孔，所述气孔与所述间隙连通。
17.在一些实施例中，涡轮还包括：
18.篦齿密封组件，设置于所述集气腔远离所述静子叶片的一侧。
19.本发明实施例还提供一种航空发动机，包括本发明任一技术方案所提供的涡轮。
20.上述技术方案提供的涡轮，具有转子叶片和静子叶片，转子叶片的第一缘板和静子叶片的第二缘板形成用于封严的通道。第二缘板设置有内凹部，以增加通道处的冷气流通面积，改善因导叶前缘滞止等因素导致的轮缘封严出口气流周向不均匀性导致的燃气入侵现象。
附图说明
21.此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本技术的一部分，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：
22.图1为本发明实施例提供的涡轮局部结构示意图；
23.图2为本发明实施例提供的涡轮的封严处压力分布示意图；
24.图3为本发明实施例提供的涡轮第二缘板的结构示意图；
25.图4为图3的a-a剖视示意图。
具体实施方式
26.下面结合图1～图4对本发明提供的技术方案进行更为详细的阐述。
27.发明人研究发现，现有的轮缘封严技术中，因涡轮静子叶片前缘存在滞止效应等原因，轮缘封严出口主流周向压力分布不均匀，高压区域存在周期性分布，导致压力高的位置存在燃气入侵导致的超温风险。针对这种现象，发明人提出以下技术方案。
28.参见图1，本发明实施例提供一种涡轮，可以改善轮缘封严效果。轮缘封严是燃气涡轮发动机的涡轮叶片轮缘采用的密封结构，防止燃气入侵到涡轮内部结构引起超温。
29.该涡轮包括转子叶片1和静子叶片2。转子叶片1具有第一缘板11。静子叶片2具有第二缘板21，第二缘板21和第一缘板11在涡轮的轴向方向搭接，且两者在涡轮的径向方向上存在间隙。其中，第二缘板21远离第一缘板11的一侧设置有内凹部22。
30.参见图1，转子叶片1在自身轴向方向的两侧都设置有缘板，朝向静子叶片2的被称为第一缘板11。第一缘板11可以有一个、两个。在一些实施例中，每个转子叶片1设置有一个第一缘板11，在涡轮的径向方向上，第一缘板11位于第二缘板21靠近涡轮的中轴线的一侧，内凹部22设置于第二缘板21朝向第一缘板11的一侧。
31.参见图1，在另一些实施例中，每个转子叶片1设置有两个第一缘板11；在涡轮的径向方向上，第二缘板21位于两个第一缘板11之间。此种情况下，在一些实施例中，第二缘板21朝向涡轮的中轴线的一侧设置有内凹部22。或者，在又一些实施例中，第二缘板21朝向涡轮的中轴线的一侧设置有内凹部22，第二缘板21背离涡轮的中轴线的一侧也设置有内凹部22。第二缘板21的内凹部22比如为形状规则的凹槽，比如矩形、弧形等，如图3和图4所示。
32.同样，静子叶片2在自身轴向方向的两侧都设置有缘板，朝向转子叶片1的被称为第二缘板21。第二缘板21和第一缘板11在涡轮径向方向的间隙是需要封严的通道。通过在第二缘板21上设置内凹部22，可以改变该通道的流通面积，使得更多的冷气能够经由该通道流出，进而提高封严效果。
33.参见图1和图2，进一步地，因涡轮静子叶片2前缘存在滞止效应等原因，轮缘封严出口主流周向压力分布不均匀，高压区域a存在周期性分布，压力高的位置存在主流燃气s1入侵导致超温的风险。针对这种现象，在第二缘板21对应高压区域的地方设置内凹部22，可以针对性地增加高压区域的冷气流通面积，提高冷气流入量，改善封严效果，降低主流燃气入侵导致的超温风险，改善封严效果。主流燃气s1是指燃气涡轮发动机主流道内的气体。
34.参见图1，在一些实施例中，转子叶片1和静子叶片2一一对应地布置，每个静子叶片2的第二缘板21都设置有内凹部22。设于可以改善组转子叶片1和静子叶片2的封严效果，进而改善整个涡轮的封严效果。
35.参见图3和图4，在一些实施例中，第二缘板21设置有一个或者多个内凹部22。内凹部22的数量越多，内凹部22的气流流通面积越大，封严效果越好。
36.回到图1，在一些实施例中，涡轮还包括集气腔3，集气腔3位于静子叶片2朝向涡轮的中轴线的一侧，集气腔3的壁体设置有气孔，气孔与间隙连通。通过集气腔3和气孔，进一步提高了开槽气流的供气效果，提高了抵抗燃气入侵能力。气孔的设置位置和第二缘板21的内凹部22的位置，在涡轮周向方向上相对应；气孔的数量与第二缘板21的内凹部22的数量相对应，这样可以改善冷却气流的流动路径，提高封严效果。
37.冷却气体(也称为封严气体)s2的流动路径如下：集气腔3中的冷却气体s2经过气孔流出到转子叶片1和静子叶片2形成的盘腔中，盘腔中的冷却气体分为两路，第一路冷却气体s2进入第一缘板11和第二缘板21之间的通道，作为封严气体；第二路冷却气体往静子叶片2远离转子叶片1的一侧流去。
38.继续参见图1，在一些实施例中，涡轮还包括篦齿密封组件4，篦齿密封组件4设置于集气腔3远离静子叶片2的一侧。第二路冷却气体流经篦齿密封组件4，供给静子叶片2下游的轮缘封严使用。篦齿密封组件4的转子件41与转子叶片1固定在同一组件，篦齿的蜂窝42固定于集气腔3的壁面。
39.本发明实施例还提供一种航空发动机，包括本发明任一技术方案所提供的涡轮。
40.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗指所指的装置或元件必须具有特定的方位、为特定的方位构造和操作，因而不能理解为对本发明保护内容的限制。
41.最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，但这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。