CN106089323B - 一种采用弯曲迎风锐角型齿的航空发动机篦齿封严结构 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种弯曲迎风锐角型齿的航空发动机篦齿封严密封结构。本发明的航空发动机篦齿封严密封结构，包括旋转轴，旋转轴外部同轴套设有封严衬套，旋转轴上设置有多个封严篦齿，封严篦齿与封严衬套非接触式密封配合，其中：封严篦齿轮廓呈弧状，且其迎风面为凹面，背风面为凸面；封严篦齿的齿尖尖锐并朝向迎风面。采用上述结构的篦齿可以强化篦齿齿尖的大涡结构破碎，有效增强篦齿齿腔的动能耗散，降低气流的流动，降低流体的泄漏流量。本发明结构简单，易于实现，具有很好的工程应用价值。

Description

一种采用弯曲迎风锐角型齿的航空发动机篦齿封严结构

技术领域

本发明属于发动机封严结构的技术领域，具体涉及一种弯曲迎风锐角型齿的航空发动机篦齿封严结构。

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，有必要这些位置封严装置，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，流体经过节流间隙时，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，即节流间隙宽度c，齿间距B，齿高H，齿宽（齿尖宽度）t，齿数N，前倾角X，后倾角Y，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，导致节流间隙宽度变大，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4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，流体挤入齿尖间隙，原先的大尺度涡结构变为I区所示的形状，此时，涡结构发生变形，但是与主要大涡结构并未脱离，在变形过程中，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，流体经过节流间隙时，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，其密封性能的进一步改进主要集中在篦齿自身主要齿形参数的优化设计。

从国内外研究可以看出，目前篦齿封严泄漏量降低主要集中在结构参数的优化，即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齿尖、齿腔几何参数的优化设计上，大幅提升了篦齿结构的密封特性。对于传统的梯形篦齿而言，其几何参数的影响研究较为深入，通过几何尺寸的变化降低泄漏量的效果较小。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是针对上述现有技术的不足，提供一种封严篦齿轮廓呈弧状、齿尖为正对气流的航空发动机篦齿封严结构，采用上述结构的篦齿可以强化篦齿齿尖的大涡结构破碎，有效增强篦齿齿腔的动能耗散，降低气流的流动，降低流体的泄漏流量。本发明结构简单，易于实现，具有很好的工程应用价值。

为实现上述技术目的，本发明采取的技术方案为：

一种采用弯曲迎风锐角型齿的航空发动机篦齿封严结构，包括旋转轴，旋转轴外部同轴套设有封严衬套，旋转轴上设置有多个封严篦齿，封严篦齿与封严衬套非接触式密封配合，其中：封严篦齿轮廓呈弧状，且其迎风面为凹面，背风面为凸面；封严篦齿的齿尖尖锐并朝向迎风面。

为优化上述技术方案，采取的具体措施还包括：

上述的封严篦齿的数量为三个，分别为第一篦齿、第二篦齿和第三篦齿，各封严篦齿之间等间距轴向布设在旋转轴上，第一篦齿与第二篦齿之间形成有第一封严腔体，第二篦齿和第三篦齿之间形成有第二封严腔体，第三篦齿的背风面一侧空间为第三封严腔体。

上述的封严篦齿的前向宽度W大于B/2且小于3B/4，其中，W为封严篦齿迎风面的轴向长度，B为一封严篦齿的背风面与其后一封严篦齿的迎风面之间的轴向长度。

上述的封严篦齿的齿尖角度α小于10°。

上述的封严篦齿齿尖与齿尖射流流向的夹角β小于10°。

上述的封严篦齿的迎风面和背风面均为平滑曲面。

上述的封严篦齿从齿根到齿尖，篦齿截面面积逐渐减小，封严篦齿的齿尖宽度接近为0。

本发明结构优点在于，改变篦齿的传统几何外形，将篦齿齿尖设计为尖锐锐角结构，齿尖迎风布置，强化对齿尖附近射流的涡耗散；将篦齿齿形轮廓设计为迎风面为凹面，背风面为凸面的曲线形式，通过迎风面与背风面的曲线优化设计，有效控制流动的壁面分离位置与流线方向，强化腔内流体的掺混，降低流体泄漏量。强化单级篦齿的节流、耗散效果，通过较少级数的篦齿，实现相同的封严效果，降低封严结构复杂性。

附图说明

图1是背景技术中压气机级间封严示意图；

图2是背景技术中涡轮级间封严示意图；

图3是现有的航空发动机篦齿封严结构以及篦齿主要结构参数示意图；

图4是篦齿密封原理示意图；

图5是篦齿尖锐锐角强化射流大涡破碎原理示意图；

图6是本发明的航空发动机篦齿封严结构示意图；

图7是本发明的航空发动机篦齿封严结构轴向剖视图；

图8是本发明的航空发动机篦齿封严结构左视图；

图9是本发明的航空发动机篦齿封严结构主要结构参数示意图。

其中的附图标记为：第一篦齿1、第一封严腔体2、第二篦齿3、第二封严腔体4、第三篦齿5、第三封严腔体6、封严衬套7、旋转轴8、导向器叶片D1、涡轮叶片D2、极间篦齿图层封严D3、极间篦齿蜂窝组合D4、涡轮盘D5、涡轮轴D6、浮动环封严D7、刷式封严D8。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的实施例作进一步详细描述。

一种采用弯曲迎风锐角型齿的航空发动机篦齿封严结构，包括旋转轴8，旋转轴8外部同轴套设有封严衬套7，旋转轴8上设置有三个封严篦齿，分别为第一篦齿1、第二篦齿3和第三篦齿5，第一篦齿1与第二篦齿3之间形成有第一封严腔体2，第二篦齿3和第三篦齿5之间形成有第二封严腔体4，第三篦齿5的背风面一侧空间为第三封严腔体6。各封严篦齿之间等间距轴向布设在旋转轴8上，封严篦齿与封严衬套7非接触式密封配合，其中：封严篦齿轮廓呈弧状，且其迎风面为凹面，背风面为凸面；封严篦齿的齿尖尖锐并朝向迎风面。

封严篦齿的前向宽度W大于B/2且小于3B/4，其中，W为封严篦齿迎风面的轴向长度，B为一封严篦齿的背风面与其后一封严篦齿的迎风面之间的轴向长度。

封严篦齿的齿尖角度α小于10°。

封严篦齿齿尖与齿尖射流流向的夹角β小于10°。

封严篦齿的迎风面和背风面均为平滑曲面。

封严篦齿从齿根到齿尖，篦齿截面面积逐渐减小，封严篦齿的齿尖宽度接近为0。

本发明着眼于增加流体在齿尖间隙中的变形，强化涡结构破碎，以降低泄漏量。通过引入大涡破碎方法（large Eddy Break-Up），将篦齿齿尖设计为弯曲尖角形状，逆气流布置到流体中，借助流体动能，通过篦齿尖角切割作用使大涡结构破碎为系列小涡结构（如图5所示），使得传统的篦齿结构上篦齿齿间间隙处大尺度流动涡的变形演化为破碎，改变附面层的生成、发展形式，修正齿尖壁面边界层的内层与外层的传输特性；研究表明，流经小角度尖锐物体后，流动的脉动速度型发生变化，掺混增强，强化流体动能衰减，显著强化射流大涡结构的能量耗散，起到减少泄漏量的作用。另一方面，篦齿曲线轮廓形状使得篦齿迎风面凹腔内流体形成贴壁流动，而在篦齿背风面，较大的曲率诱导了流体的脱壁，而凸面上形成的反向涡旋将流体抬升脱离壁面，加速了流体脱壁过程，流体抬升（如C区所示），强化了背风面流体与迎风面流体在封严腔内D区的掺混。

在上述结构中，篦齿迎风面外形曲线形式会对迎风面腔内流体附壁流动产生较大影响，其曲率越大，对应区域的流体的周向速度越大，与腔内流体的掺混越强。

篦齿背风面外形曲线形式也对对应位置流体的流动具有较大影响。首先，适当的曲线形式能够促进壁面附近的反向涡旋形成，通过控制反向涡旋形成位置，与流体迎风面流动形成优化配合，强化流体掺混。

篦齿齿尖与齿尖射流流向的夹角β是影响大涡结构破碎的重要因素。齿尖附近，射流涡呈现长椭圆结构，齿尖与射流所夹角度较小时，齿尖能够有效切入射流内部，切割大涡结构，使其衰减为串状小涡结构，从而促进能量的耗散。

篦齿齿尖角度α与形状也是影响齿尖射流能量衰减速度的重要因素。篦齿齿尖破碎大涡结构的范围与齿尖角度相关，齿尖角度越小，其影响的涡系尺度越小，破碎涡范围越大，即能量耗散范围越大；贴附在篦齿齿尖上的流体在壁面摩擦作用下，能量迅速衰减，所以，较长的齿尖长度能够强化流体的掺混。

以上仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，应视为本发明的保护范围。

Claims (1)

1.一种采用弯曲迎风锐角型齿的航空发动机篦齿封严结构，包括旋转轴(8)，所述的旋转轴(8)外部同轴套设有封严衬套(7)，所述的旋转轴(8)上设置有多个封严篦齿，所述的封严篦齿与封严衬套(7)非接触式密封配合，其特征是：所述的封严篦齿轮廓呈弧状，且其迎风面为凹面，背风面为凸面；封严篦齿的齿尖尖锐并朝向迎风面；所述的封严篦齿的前向宽度W大于B/2且小于3B/4，其中，W为封严篦齿迎风面的轴向长度，B为一封严篦齿的背风面与其后一封严篦齿的迎风面之间的轴向长度，所述的封严篦齿的齿尖角度α小于10°，所述的封严篦齿齿尖与齿尖射流流向的夹角β小于10°，所述的封严篦齿的数量为三个，分别为第一篦齿(1)、第二篦齿(3)和第三篦齿(5)，各封严篦齿之间等间距轴向布设在旋转轴(8)上，所述的第一篦齿(1)与第二篦齿(3)之间形成有第一封严腔体(2)，所述的第二篦齿(3)和第三篦齿(5)之间形成有第二封严腔体(4)，所述的第三篦齿(5)的背风面一侧空间为第三封严腔体(6)，所述的封严篦齿的迎风面和背风面均为平滑曲面，所述的封严篦齿从齿根到齿尖，篦齿截面面积逐渐减小，封严篦齿的齿尖宽度接近为0；篦齿曲线轮廓形状使得篦齿迎风面凹腔内流体形成贴壁流动，而在篦齿背风面，较大的曲率诱导了流体的脱壁，而凸面上形成的反向涡旋将流体抬升脱离壁面，加速了流体脱壁过程。