CN105041479A - 一种带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构，包括流体进口、流体出口、封严衬套、转轴以及分布在转轴上的若干级篦齿，在相邻两级篦齿之间形成篦齿齿腔，在篦齿齿腔底部开设齿腔径向射流孔，齿腔径向射流孔周向均匀布置在齿间腔体底部，从转轴内引入气流，形成径向射流，促进齿腔大涡结构破碎，强化齿腔流体动能耗散，同时对齿尖射流形成挤压，减小齿尖射流流通面积，控制泄漏量。本发明采用齿腔射流，可以有效强化篦齿内部气流耗散，降低流体的总体泄漏流量。本发明结构简单，易于实现，具有很好的工程应用价值。

Description

一种带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构

技术领域

本发明属于发动机领域，具体涉及一种带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构。

背景技术

随着航空事业的发展，对飞机的机动性、可靠性和经济性的要求越来越高，因此迫切需要改进航空发动机的各个部件，以保证发动机高性能的要求。低油耗、高推比、高可靠性和耐久性是现代航空燃气涡轮发动机的发展趋势，但是发动机内部的温度和压比逐渐升高，使得内流系统的泄漏日趋严重，而封严的性能直接影响到航空发动机燃油消耗率、飞行成本、推重比等工作性能。为了减少泄漏损失，提高发动机的整体性能，在许多部位改进原有的封严装置显得尤为重要。国内外研究表明未来航空发动机性能的提高一半将取决于封严技术的改善和泄漏量的降低。因此，人们对高性能密封结构的要求越来越迫切，改进和发展新的封严装置对减少耗油率、提高发动机效率具有重要的实用价值和意义。

篦齿封严是航空发动机长期以来广泛应用的一种封严结构，主要应用于轴承腔、压气机级间、涡轮的级间、燃气隔离和冷却流路等部位。图1和图2分别给出了压气机级间和涡轮级间的篦齿封严结构图。由图2可见，在涡轮各级间，燃气的压力和温度沿轴向从左到右是逐渐减小的，每级转子叶片或静子叶片之间都有压力差，而涡轮转子件和静子件之间难以避免地存在间隙，那么必然会发生高压燃气未参与做功而泄漏到低压区。因此，从提高发动机性能的角度出发，有必要在这些位置布置封严装置，一是减少因高压流体泄漏带走的能量损失，从而提高发动机效率；二是减小因高温燃气直接进入低压涡轮带来的危害，提高低压涡轮的可靠性和耐久性。

可以看出，篦齿封严是现役航空发动机中广泛使用的一种有效的、长寿命的封严结构，它是利用通道的突扩和突缩增加流阻以限制流体泄漏的非接触式动封严，流体经过齿间间隙时，上游流体的压力能通过节流作用转化为速度能，然后在齿腔内速度能通过湍流旋涡耗散为热能。其密封效果主要取决于其密封间隙的大小和齿数的多少，具有耐高温、没有摩擦损耗和适用于高转速状况等优点。

篦齿封严结构的主要几何参数包括7个结构参数，即齿间间隙宽度c，齿间距B，齿高H，齿宽(齿尖宽度)t，齿数N，前倾角α，后倾角β，如图3所示。

篦齿封严结构在运行过程中，由于转子件与静子件之间存在磨损，导致齿间间隙宽度变大，减少篦齿封严结构的泄漏量的关键在于使流体在齿腔内的能量充分耗散。设计合理的篦齿封严结构，就是使得流体介质产生漩涡、射流等有效的流动特征，从而使得流体的能量在流动过程中得到充分的耗散，以实现密封两侧的较大压差，进而实现封严的效果，这就意味着对篦齿封严结构的设计提出了更高的要求，其原理如图2所示。

流体从进口处的高压区域向出口处的低压区域方向流动，流体撞向第一节篦齿后会迅速收缩并且增速，其压力能部分转换为流体的动能，以最大速度通过齿尖，然后一部分贴壁射流进入下一节齿尖间隙，另一部分则进入齿腔后产生涡流。流体在齿腔里会受到强烈的摩擦作用，膨胀减速，最终流体的动能会转化为热能在齿腔里面耗散，总能量损失增加(图4)。

当气流通过封严流通间隙，进入篦齿齿腔，流体经过齿间间隙时，上游流体的压力能通过节流作用转化为速度能，气流在齿腔内形成涡旋，速度能通过湍流旋涡耗散为热能。从上述分析可以看出，气流在篦齿齿腔内的能量耗散对篦齿泄漏量影响较大，在腔体内部引入高速射流，能强化篦齿齿腔内的流动掺混，增强动能耗散，则可以有效降低篦齿泄漏量。

提高航空发动机性能的主要途径之一是封严技术的改善和泄漏量的降低。随着航空发动机性能指标的不断提升，对密封性能的要求也日益苛刻。研究表明：国内外现役发动机机中空气密封设备主要采用篦齿封严结构，其密封性能的改进主要集中在篦齿自身主要齿形参数的优化设计。

通过对图2所示几何参数的优化设计，增加篦齿沿程气流动能耗散，降低流速，起到降低泄漏量的目的。近年来，研究主要集中在针对几何参数的优化设计上，大幅提升了篦齿结构的密封特性。由于篦齿封严尺寸较小，其最小尺寸小于1mm，加工难度较大；另外，较小的几何参数使得几何尺寸变化的空间有限，对泄漏量的进一步减小带来较大困难。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航空发动机篦齿封严密封结构，采用齿腔射流，能够有效强化篦齿内部气流耗散，降低流体的总体泄漏流量。

为解决上述技术问题,本发明提供的技术方案是：

一种带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构，包括流体进口、流体出口、封严衬套、转轴以及分布在转轴上的若干级篦齿，在相邻两级篦齿之间形成篦齿齿腔，在篦齿的顶端与封严衬套的顶壁之间形成齿间间隙；流体从流体进口进入，经过篦齿时，一部分流体贴壁射流进入下一级篦齿的齿间间隙从而形成齿尖射流，另一部分流体则进入两级篦齿间的篦齿齿腔后产生涡流；在篦齿齿腔的底部壁面开设齿腔径向射流孔，通过齿腔径向射流孔从转轴内向篦齿齿腔内引入径向射流，形成齿腔射流，所述的齿腔射流与篦齿齿腔内部原有的涡流形成强烈掺混。

所述的齿腔射流将篦齿齿腔内的流动分为左右两股，使腔体流动的大尺度涡结构破碎成一系列的小涡结构，在篦齿的壁面附近形成多个小尺度贴壁旋涡结构，削弱流动边界层，增强流动动能耗散；同时，使原有齿腔内涡流的大涡向上抬升，对齿间间隙内的齿尖射流形成径向挤压，使得齿尖射流流通面积减小，泄漏量降低。

从流体进口到流体出口依次为：第一级篦齿、第一级篦齿齿腔、第二级篦齿、第二级篦齿齿腔、第三级篦齿、第三级篦齿齿腔和第四级篦齿；所述的第一级篦齿齿腔、第二级篦齿齿腔和第三级篦齿齿腔的底部壁面分别开设第一级齿腔径向射流孔、第二级齿腔径向射流孔和第三级齿腔径向射流孔。

所述的齿腔径向射流孔为等截面圆孔。

所述的齿腔径向射流孔与篦齿齿腔的底部壁面的夹角φ＝90°。

所述的齿腔径向射流孔的中心线与转轴中心线相交且互相垂直。

所述的齿腔径向射流孔为沿着转轴的周向等间隔分布，周向间隔角度θ＝30°。

所述的齿腔径向射流孔的孔直径为篦齿齿腔底壁宽度的1/6至1/4。

本发明的原理在于强化流体在篦齿封严腔体内部中的流动耗散，在相邻两级篦齿之间的腔体底部壁面开设射流孔，引入径向射流，与腔体内部流动形成强烈掺混，将腔内流动分为左右两股(图5中圆形框2所示)，使腔体流动的大尺度涡结构破碎成一系列的小涡结构，在篦齿壁面附近形成多个小尺度贴壁旋涡结构，削弱流动边界层，增强流动动能耗散；同时，使原有齿腔大涡向上抬升(图5中圆形框1所示)，对齿尖射流形成径向挤压，使得齿尖射流流通面积减小，泄漏量降低。

其中，射流孔的布置形式对强化腔内掺混具有较大影响。射流孔轴向位置的变化将会使得射流射入位置发生变化，由于篦齿封严齿尖腔内的压力呈现沿中心基本对称分布，将射流孔布置在腔体中间，能够将腔内流动较为对称的分为两部分，使得这两部分气流均得到有效掺混，避免了两部分气流非对称造成的非对称涡结构；

在射流流量相同的条件下，射流孔直径大小也会对射流掺混产生较大影响，直径增大则射流速度降低，动量减小，与腔内流体的掺混较弱。直径太小则会导致射流速度过大，射流湿边周长较小，与气流的掺混减弱。

孔布置角度变化也会对涡结构产生影响，垂直腔体底部壁面布置的孔能够最大限度地使得射流垂直壁面射入，使得篦齿腔体内部流动关于射流对称，即涡系分布基本对称，不会导致压力过大或过小区域，而压力的均匀分布使得流动速度较小，如果射流斜向射入，则会导致局部混合强度不均，压力梯度较大，使得流动速度增大，泄漏量增大。

采用不同射流孔孔型对掺混也具有较大影响。采用圆形射流孔，其射流核心区较长，衰减较慢，与腔内流体之间的能量、动量耗散也较强，有利于强化腔内流体的掺混；而采用异型孔则会强化射流的掺混，使其核心区缩短，削弱其与腔内流体的掺混。

本发明结构特点在于，不改变篦齿的几何参数，在相邻篦齿之间的齿腔底部开设垂直篦齿腔体底面的射流孔，从转轴内引入高压气流，从射流孔射出，形成径向射流，强化腔体内部大尺度涡结构的破碎，增强流体动能耗散，同时对齿尖射流形成挤压，降低流体泄漏量。该结构适用于不同齿形的篦齿封严结构。

附图说明

图1：压气机级间的篦齿封严结构图。

图2：涡轮级间的篦齿封严结构图。

图3：篦齿封严结构的主要几何参数示意图。

图4：篦齿密封原理示意图。

图5：引入腔体射流的篦齿密封原理示意图。

图6：带有径向射流孔的封严篦齿示意图。

图7：本发明带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构的轴向剖面图图。

图8：齿腔径向射流孔截面剖视图。

图中：第一级篦齿1，第一级齿腔径向射流孔2，第一级篦齿齿腔3，第二级篦齿4，第二级齿腔径向射流孔5，第二级篦齿齿腔6，第三级篦齿7，第三级齿腔径向射流孔8，第三级篦齿齿腔9，第四级篦齿10，封严衬套11、转轴12，流体进口13，流体出口14。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明作进一步说明。

一种带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构，包括流体进口13、流体出口14、封严衬套11、转轴12以及分布在转轴上的若干级篦齿，在相邻两级篦齿之间形成篦齿齿腔，在篦齿的顶端与封严衬套的顶壁之间形成齿间间隙，封严衬套通过篦齿结构安装在转轴上；流体从流体进口进入，经过篦齿时，一部分流体贴壁射流进入下一级篦齿的齿间间隙从而形成齿尖射流，另一部分流体则进入两级篦齿间的篦齿齿腔后产生涡流；在篦齿齿腔的底部壁面开设齿腔径向射流孔，通过齿腔径向射流孔从转轴内向篦齿齿腔内引入径向射流，形成齿腔射流，所述的齿腔射流与篦齿齿腔内部原有的涡流形成强烈掺混。

所述的齿腔射流将篦齿齿腔内的流动分为左右两股，使腔体流动的大尺度涡结构破碎成一系列的小涡结构，在篦齿的壁面附近形成多个小尺度贴壁旋涡结构，削弱流动边界层，增强流动动能耗散；同时，使原有齿腔内涡流的大涡向上抬升，对齿间间隙内的齿尖射流形成径向挤压，使得齿尖射流流通面积减小，泄漏量降低。

所述的带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构，包括第一级篦齿1，第一级齿腔径向射流孔2，第一级篦齿齿腔3，第二级篦齿4，第二级齿腔径向射流孔5，第二级篦齿齿腔6，第三级篦齿7，第三级齿腔径向射流孔8，第三级篦齿齿腔9，第四级篦齿10。

所述的带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构，从流体进口到流体出口依次为：第一级篦齿1、第一级篦齿齿腔3、第二级篦齿4、第二级篦齿齿腔6、第三级篦齿7、第三级篦齿齿腔9和第四级篦齿10；所述的第一级篦齿齿腔3、第二级篦齿齿腔6和第三级篦齿齿腔9的底部壁面分别开设第一级齿腔径向射流孔2、第二级齿腔径向射流孔5和第三级齿腔径向射流孔8。

所述的齿腔径向射流孔为等截面圆孔。

所述的齿腔径向射流孔与篦齿齿腔的底部壁面的夹角φ＝90°。

所述的齿腔径向射流孔的中心轴线与转轴中心线相交且互相垂直。

所述的齿腔径向射流孔为沿着转轴的周向等间隔分布，周向间隔角度θ＝30°。

所述的齿腔径向射流孔的孔直径为篦齿齿腔底壁宽度的1/6至1/4。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何形式上的限制，任何熟悉本专业的技术人员，在不脱离本发明技术方案范围内，依据本发明的技术实质，对以上实施例所作的任何简单的修改、等同替换与改进等，均仍属于本发明技术方案的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构，其特征在于：包括流体进口、流体出口、封严衬套、转轴以及分布在转轴上的若干级篦齿，在相邻两级篦齿之间形成篦齿齿腔，在篦齿的顶端与封严衬套的顶壁之间形成齿间间隙；流体从流体进口进入，经过篦齿时，一部分流体贴壁射流进入下一级篦齿的齿间间隙从而形成齿尖射流，另一部分流体则进入两级篦齿间的篦齿齿腔后产生涡流；在篦齿齿腔的底部壁面开设齿腔径向射流孔，通过齿腔径向射流孔从转轴内向篦齿齿腔内引入径向射流，形成齿腔射流，所述的齿腔射流与篦齿齿腔内部原有的涡流形成强烈掺混。

2.如权利要求1所述的带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构，其特征在于：所述的齿腔射流将篦齿齿腔内的流动分为左右两股，使腔体流动的大尺度涡结构破碎成一系列的小涡结构，在篦齿的壁面附近形成多个小尺度贴壁旋涡结构，削弱流动边界层，增强流动动能耗散；同时，使原有齿腔内涡流的大涡向上抬升，对齿间间隙内的齿尖射流形成径向挤压，使得齿尖射流流通面积减小，泄漏量降低。

3.如权利要求1所述的带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构，其特征在于：从流体进口到流体出口依次为：第一级篦齿、第一级篦齿齿腔、第二级篦齿、第二级篦齿齿腔、第三级篦齿、第三级篦齿齿腔和第四级篦齿；所述的第一级篦齿齿腔、第二级篦齿齿腔和第三级篦齿齿腔的底部壁面分别开设第一级齿腔径向射流孔、第二级齿腔径向射流孔和第三级齿腔径向射流孔。

4.如权利要求1所述的带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构，其特征在于：所述的齿腔径向射流孔为等截面圆孔。

5.如权利要求1所述的带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构，其特征在于：所述的齿腔径向射流孔与篦齿齿腔的底部壁面的夹角φ＝90°。

6.如权利要求1所述的带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构，其特征在于：所述的齿腔径向射流孔的中心轴线与转轴中心线相交且互相垂直。

7.如权利要求1所述的带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构，其特征在于：所述的齿腔径向射流孔为沿着转轴的周向等间隔分布，周向间隔角度θ＝30°。

8.如权利要求1所述的带有齿腔射流的航空发动机篦齿封严密封结构，其特征在于：所述的齿腔径向射流孔的孔直径为篦齿齿腔底壁宽度的1/6至1/4。