一种降低台阶式斜篦齿背风面温度的几何结构

1.本发明属于航空发动机防泄漏领域，尤其涉及一种降低台阶式斜篦齿背风面温度的几何结构。


背景技术：

2.目前，篦齿是防止航空发动机压气机以及涡轮叶尖的气体泄漏的重要装置，因为叶片尖无法与外机匣接触，保有一定的间隙，所以会造成气体从间隙泄露出去，影响发动机的效率，篦齿可以有效降低这一泄漏；篦齿的各项几何结构、进口的压力以及温度均会影响篦齿封严的效率。
3.如图1中a所示，台阶式篦齿的几何结构，图中所示结构一共5个齿，4个阶梯，进口处还存在一较短进气通道，其中各几何结构参数t为齿顶宽、h为齿高、
ɑ
为前倾角、β为后倾角、e为阶梯的长度、b为齿间距、d为阶梯的高度以及c为齿顶隙，通过改变齿顶隙c而齿顶宽t不变，以达到改变c/t的目的。
4.图2为放大的最后一级齿局部总温图并标示了迹线，可以发现，在受到冲击的背风面存在一段背风壁面高温区，分析其成因有三个，一是因为旋转的摩擦效应，使得贴近壁面的温度上升，转速越大壁面温度越高；二是由于受到阶梯几何结构影响而垂直向下冲击到背风面的主流的影响；三是由于此处为两个大尺寸涡的相遇处，而大尺寸涡的方向相反，掺混效应更强，从而互相削减的动能，所转化成的热能相对于别的位置要多，故旋转壁面沿程向下经过此段时，会受到比别处更强的持续加热；局部的背风壁面高温区会导致其所在的位置产生热应力，会影响到相关部件的使用寿命，不利于整体结构的安全性和稳定性。
5.本发明的目的是为了解决背景技术中提及的问题，提供一种降低台阶式斜篦齿的背风面温度的几何结构。


技术实现要素：

6.为解决现有技术中的上述缺陷，实现上述技术目的，本发明公开一种降低台阶式斜篦齿背风面温度的几何结构，它是采取以下技术方案来实现的：一种降低台阶式斜篦齿背风面温度的几何结构，包括安装在篦齿圆盘上以台阶方式分布的斜篦齿、静子，静子内壁面呈台阶式级级向下，其特征在于：斜篦齿的背风面处周向开有多个高温引气通道，高温引气通道靠近轴线侧末端具有通道进口，高温引气通道远离轴线侧末端具有通道出口，高温气流从通道进口进入，从通道出口排出；通道出口处铰接一个拨片，拨片对通道出口进行开关。
7.作为本技术进一步改进，所述高温引气通道从通道进口到通道出口是渐缩通道。
8.作为本技术进一步改进，所述高温引气通道的收缩面积比为3:1。
9.作为本技术进一步改进，所述通道进口位于背风壁面高温区所在位置。
10.作为本技术进一步改进，所述拨片的开合活动角度为0-180o，拨片长度为0.3mm，拨片的末端为尖型结构。
11.作为本技术进一步改进，所述通道进口处进行圆角处理，圆角半径为0.1mm-0.2mm。
12.作为本技术进一步改进，所述篦齿圆盘斜篦齿的背风面处周向开有12个高温引气通道，每30度一个。
13.作为本技术进一步改进，高温引气通道向上到达齿顶隙，向主流下游方向弯曲，通道出口与齿背风面的角度小于等于90度。
14.作为本技术进一步改进，通道进口和通道出口均为圆形，采用直径0.05mm。
15.相对于传统的航空发动机防泄漏技术，本发明具有以下优点：1.高温引气通道可以使下方大尺寸涡的结构被破坏，多余的动能将不会通过摩擦和掺混转化成热能被消耗，反而会进入高温引气通道中，从而减弱了背风面的掺混强度，降低了温度。
16.2.在高温引气通道中的流体由于是亚声速流体，所以进入渐缩高温引气通道内将会加速，强化了通道出口处对拨片的冲击力，使得拨片的运动更为剧烈，更高的流速另一方面对主流的掺混力度也会加强，这样就降低了篦齿的泄漏量，对整个篦齿结构的工作性能也有帮助。
17.3.采用铰接拨片结构意义在于使拨片的振动效应振幅更大，并且使拨片更不易产生疲劳断裂，延长了使用寿命，对拨片本身的材料的限制也会少很多，使拨片的材料选取难度更低，范围更大。
18.4.对于拨片本身，主要是靠流体的冲击驱动其进行周期性开合运动，该运动有助于对主流形成扰乱，避免了上述背风壁面高温区成因中主流直接冲击到背风面带来的温升，以及促进主流与通道引流的掺混，进一步减少篦齿的泄漏量，提升篦齿的封严性能。
19.5.上述高温引气通道将在篦齿封严盘上进行平均分布，每隔一定相同的角度便安装一次该结构，使得整个篦齿圆盘具有轴对称性，有利于流态的周期稳定性。
附图说明
20.图1是台阶式斜篦齿几何结构及篦齿圆盘位置示意图。
21.图2是放大的最后一级齿局部总温迹线图。
22.图3是本发明新型结构的整体几何示意图。
23.图4是通道出口处拨片局部放大示意图。
24.图5是拨片随之进行周期性运动示意图。
25.图6是通道入口背风壁面高温区示意图。
26.图7是篦齿圆盘降温几何结构阵列安装示意图。
27.图8是降温几何结构阵列安装局部放大示意图。
28.图中标号名称：1、静子内壁面；2、斜篦齿；3、篦齿圆盘；4、齿顶隙；5、背风面；6、高温引气通道；7、背风壁面高温区；8、铰链；9、拨片；10、通道进口；11、高温引气来流方向；12、拨片运动轨迹；13、通道出口；14、尖角；15、圆角；16、篦齿圆盘降温结构阵列安装位置；17篦齿圆盘位置。
实施方式
29.下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。以下实施例或者附图用于说明本发明，但不用来限制本发明的范围。
30.如图4、5、6、8中的方形外框轮廓线不是示意结构，仅是示意局部放大的范围。
31.如图1、2、3所示，篦齿圆盘3位于航空发动机之中的安装位置17处如图1中b所示，篦齿圆盘3包括安装在篦齿圆盘3上以台阶方式分布的斜篦齿2、静子，静子内壁面1呈台阶式级级向下，如图1、2所示，背风面5处周向开有多个高温引气通道6，高温引气通道6靠近轴线侧末端具有通道进口10，高温引气通道6远离轴线侧末端具有通道出口13，高温气流从通道进口10进入，从通道出口13排出；通道出口13处铰接一个拨片9，拨片9对通道出口13进行开关。
32.如图3所示，高温引气通道6从通道进口10到通道出口13是渐缩通道。
33.如图3所示，高温引气通道6的收缩面积比为3:1。
34.如图3所示，通道进口10位于背风壁面高温区7所在位置。
35.如图4、5所示，拨片9的开合活动角度为0-180o，拨片9长度为0.3mm，拨片9的末端为尖角14结构。
36.如图6所示，通道进口10处应采用圆角15处理，圆角15半径为0.1mm-0.2mm。
37.如图3所示，篦齿圆盘3的斜篦齿2的背风面5处周向开有12个高温引气通道6，每30度一个。
38.如图4、5所示，高温引气通道6向上到达齿顶隙4，向通道出口13弯曲，通道出口13与背风面5的角度小于等于90度。高温引气来流方向11冲击到拨片9使其运动轨迹为拨片运动轨迹12。
39.如图3所示，通道进出口均为圆角15，采用直径0.05mm。
40.如图4、5所示，所述可活动的拨片9，采用铰接方式形成的铰链8使其与篦齿本身进行链接，使拨片9的开合活动角度达到180o，并且铰链8与拨片9的材料均能符合篦齿700k温度的工作条件，使得铰链8与拨片9在该温度下可以经受长期的冲击并且运动能达到预期的使用寿命，避免经常性的磨损与维护。
41.如图6所示，通道进口10处应采用适当半径的圆角15，减少在该处对通道来流的动能削弱以减低温升。
42.如图1所示，所述篦齿的静子内壁面1是台阶式级级向下，本图只选取了整个篦齿结构的一部分作为示意，篦齿圆盘3为一个圆柱形。
43.如图1、2、6所示，在其中一些实施例中，从背风壁面高温区7处制造出一段高温引气通道6向上至背风面5处，高温引气通道6采用渐缩式，到通道出口13处流通面积达到最小，此时的通道内流速达到最快，强化了出口处对拨片9的冲击力，使得拨片9的运动更为剧烈，更高的流速另一方面对主流的掺混力度也会加强，这样就降低了篦齿与静子内壁面1间的泄漏量，对整个篦齿结构的工作性能也有帮助。
44.如图3、4、5所示，在其中一些实施例中，背风壁面高温区7安装一个可以活动以达到开合目的拨片9，活动处采用一铰链8连接。
45.如图2、3、4、5所示，在其中一些实施例中，当通道内的流体冲击到拨片9时，拨片9顺应流态向外打开，流道内气流从通道出13流出冲击并与主流发生掺混，并破坏图2所示的
两个大尺寸涡的稳定结构，使其流动发生紊乱，通道流体因为下方的大尺寸涡的破坏随之入口不再有流体进入，此时主流的流线将向下偏转，从而更贴近拨片9处，并发生冲击现象，通道内发生回流，使拨片9再次闭合，由此所形成的一个周期，拨片9发生开合的运动同样促进了掺混作用，在拨片9闭合的状态下，背风面5处所形成的两个大尺寸涡将再次出现但是很快又会被破坏，这样就形成了一个规律的能够持续对背风面5的升温过程进行破坏的结构。
46.如图7、8所示，对于整体，篦齿圆盘3上篦齿圆盘降温结构采用等距分布的方式分布，每30度一个，每一级篦齿一共安装12个，使得整个篦齿圆盘3具有轴对称性，有利于流态的周期稳定性。
47.通道进出口均为圆角15，采用直径0.05mm，如图5铰链8可以180度自由活动但是实际活动范围可能小于90度，原因在于通道出口13与背风面5的角度小于等于90度，通道出口13处的射流角度与壁面的设计角度较小进而导致冲击拨片9的最大角度也较小，从而保证了拨片9开合运动的正常进行，如果通道出口13与背风面5的角度大于等于90度，则可能造成拨片9向上翻到180度之后无法闭合的情况，拨片9长度为0.3mm，且拨片9的末端为尖型结构以减少闭合时对来流的阻挡作用，便于后续的开启。
48.综上所述：本发明中的高温引气通道6有利于增强背风面5的主流与高温引气通道6射流的掺混强度，降低温度；高温引气通道6射流冲击所造成的所述拨片9的开合运动效果，有助于对主流形成扰乱，进一步减少篦齿的泄漏量，提升篦齿的封严性能；在具有轴对称性的篦齿圆盘上进行周向等距安装，有利于流态的周期稳定性，提升了整体结构安全性和稳定性，从而提高了发动机的效率。

技术特征：
1.一种降低台阶式斜篦齿背风面温度的几何结构，包括安装在篦齿圆盘上以台阶方式分布的斜篦齿、静子，静子内壁面呈台阶式级级向下，其特征在于：所述斜篦齿的背风面处周向开有多个高温引气通道，高温引气通道靠近轴线侧末端具有通道进口，高温引气通道远离轴线侧末端具有通道出口，高温气流从通道进口进入，从通道出口排出；通道出口处铰接一个拨片，拨片对通道出口进行开关。2.根据权利要求1所述的一种降低台阶式斜篦齿背风面温度的几何结构，其特征在于：所述高温引气通道从通道进口到通道出口是渐缩通道。3.根据权利要求2所述的一种降低台阶式斜篦齿背风面温度的几何结构，其特征在于：所述高温引气通道的收缩面积比为3:1。4.根据权利要求1所述的一种降低台阶式斜篦齿背风面温度的几何结构，其特征在于：所述通道进口位于背风壁面高温区所在位置。5.根据权利要求1所述的一种降低台阶式斜篦齿背风面温度的几何结构，其特征在于：所述拨片的开合活动角度为0-180
o
，拨片长度为0.3mm，拨片的末端为尖型结构。6.根据权利要求4所述的一种降低台阶式斜篦齿背风面温度的几何结构，其特征在于：所述通道进口处进行圆角处理，圆角半径为0.1mm-0.2mm。7.根据权利要求1所述的一种降低台阶式斜篦齿背风面温度的几何结构，其特征在于：所述篦齿圆盘斜篦齿的背风面处周向开有12个高温引气通道，每30度一个。8.根据权利要求7所述的一种降低台阶式斜篦齿背风面温度的几何结构，其特征在于：高温引气通道向上到达齿顶隙，向主流下游方向弯曲，通道出口与齿背风面的角度小于等于90度。9.根据权利要求1所述的一种降低台阶式斜篦齿背风面温度的几何结构，其特征在于：通道进口和通道出口截面均为圆形，采用直径0.05mm。

技术总结
本发明属于航空发动机防泄漏技术领域，尤其涉及一种降低台阶式斜篦齿背风面温度的几何结构，它包括静子内壁面、斜篦齿、篦齿圆盘、齿顶隙、背风面、高温引气通道、背风壁面高温区、铰链、拨片、通道进口，利用背风面的高温引气通道与可活动拨片以达到降低或避免高热气流对高温带附近的持续冲击与加热的目的，具有较强的降温效果。较强的降温效果。较强的降温效果。


技术研发人员：李驰 张骏 张勃
受保护的技术使用者：南京航空航天大学
技术研发日：2023.03.27
技术公布日：2023/6/27