CN107084845A - 一种航空发动机高增压比风扇试验件的轴承腔封严系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种航空发动机高增压比风扇试验件的轴承腔封严系统，包括中介机匣(1)、轴承机匣(2)、转动轴(3)，中介机匣(1)通过轴承机匣(2)与转动轴(3)配合安装，在中介机匣(1)与轴承机匣(2)之间设置两条供气通道，第一供气通道(11)一端用于从第一外部气源引气另一端穿出轴承机匣(2)与前封严腔(7)相通，第二供气通道(12)一端用于从第二外部气源引气另一端穿出轴承机匣(2)与后封严腔(8)相通，在中介机匣(1)上还设置有排气通道(10)以及控制排气通道(10)开口大小的节流装置，同时在转动轴(3)上设置封严装置，以实现轴承腔(4)的封严。本发明所提供的封严系统，保证试验件在高压比情况下不漏油。

Description

一种航空发动机高增压比风扇试验件的轴承腔封严系统

技术领域

本发明属于航空发动机领域，特别涉及航空发动机高增压比风扇试验件领域，具体涉及一种航空发动机高增压比风扇试验件的轴承腔封严系统。

背景技术

航空发动机是一种复杂而又精密的机械产品，具有推力大、温度高、可靠性强等特点。航空发动机的轴承需要被不断的喷以滑油进行润滑和冷却，而这些滑油必需被限制在一个相对封闭的腔内，以防其溢出影响整台发动机的安全运行。这通常是需要一个精心设计的轴承腔封严系统来实现。但现代航空发动机的推重比越来越高，对风扇的增压比等性能参数提出了更高的要求。而增压比的不断升高使得后支点轴承腔的封严越来越难以实现，传统的封严系统已有些力不从心，试验过程中发生漏油的情况屡见不鲜，漏油会造成滑油消耗量大，经济成本提高，而且威胁试验安全。

风扇试验件是航空发动机的一种部件级性能试验件，其增压比、转速及工况需要尽可能模拟航空发动机的实际工况，因此，其工作环境也是十分恶劣，对轴承腔封严系统同样提出了苛刻的要求。

如图1所示，传统轴承腔封严方案为：通过试验台架的地面气源，引一股高压气作为封严用气，穿过风扇试验件的中介机匣到达轴承机匣后，分为两个支路，分别向前后两个方向流动，到达前后封严腔，从而实现轴承腔的封严，防止其内部的滑油泄漏。但现有封严方式在实施时，试验台上发现有滑油漏出，说明轴承腔封严系统已失效。这是由于随着风扇压比的提高，原始设计的封严系统没有正常运行，封严气出现了倒灌，其空气系统实际流路已与初始设计的方案背道而驰，因此，漏油也就随之发生了。而且，发生漏油故障后，试验人员试图通过调节试验台上地面气源的供气压力来解决问题，但发现于事无补。说明原有轴承腔封严系统的可调节性差。出现故障后，没有现场的解决措施，而只能下台分解，重新设计。这会导致试验周期大大加长，无论是经济成本还是时间成本都会显著增加。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航空发动机高增压比风扇试验件的轴承腔封严系统，克服或减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

本发明的目的通过如下技术方案实现：一种航空发动机高增压比风扇试验件的轴承腔封严系统，包括中介机匣、轴承机匣、转动轴，中介机匣通过轴承机匣与转动轴配合安装，转动轴与轴承机匣内侧之间形成轴承腔，转动轴与轴承机匣外侧之间形成高压盘腔和盲腔，转动轴与轴承机匣两配合处分别设置有前封严腔与后封严腔，在中介机匣中设置有用于从外部气源引气的供气通道，并且该供气通道连通到轴承机匣，在中介机匣上还设置有引导气流排出的排气通道，所述供气通道由第一供气通道和第二供气通道两通道构成，所述第一供气通道一端用于从第一外部气源引气另一端穿出轴承机匣与前封严腔相通，所述第二供气通道一端用于从第二外部气源引气另一端穿出轴承机匣与后封严腔相通；中介机匣上还设置有控制排气通道开口大小的节流装置，以及设置在转动轴上的封严装置，以实现轴承腔的封严。

优选地是，所述封严装置为封严环，该封严环设置于所述高压盘腔一侧，该封严环一端与所述转动轴配合设置，其中，封严环该端顶部涂有涂层，转动轴相对该涂层处设置一层篦齿，涂层与篦齿配合构成篦齿封严结构，该封严环另一端则与所述中介机匣固连，所述封严环、所述中介机匣、所述轴承机匣以及所述转动轴四者之间共同组成卸荷腔，在中介机匣中设置有与所述卸荷腔相通的卸荷通道，该卸荷通道用于释放高增压比带来的所述高压盘腔的压力以及来自所述第一供气通道的气流。

优选地是，所述中介机匣上设置有用于控制所述卸荷通道开口大小的卸荷节流装置。

优选地是，所述卸荷节流装置为孔板。

优选地是，所述封严装置为双层篦齿结构，该双层篦齿结构设置在前封严腔处，且位于所述轴承机匣内侧一侧。

优选地是，所述节流装置为排气节流孔板。

本发明所提供的一种航空发动机高增压比风扇试验件的轴承腔封严系统的有益效果在于，第一：保证在设计状态下，航空发动机风扇试验件的轴承腔封严系统能够适应高增压比的要求，不发生漏油现象，以达到令人满意的工作状况；第二：一旦试验时出现了偏离设计预期的故障现象，能够通过调节本系统的相关控制参数，使其恢复至正常状态，从而保证其在较大范围内都能可靠良好的运行。

附图说明

图1为现有航空发动机高增压比风扇试验件的轴承腔的封严方式示意图；

图2为本发明第一种实施例的高压盘腔供气截面示意图；

图3为本发明第一种实施例的盲腔供气截面示意图；

图4为本发明第一种实施例的高压盘腔供气的气路流动示意图；

图5为本发明第一种实施例的盲腔供气的气路流动示意图；

图6为本发明第二种实施例高压盘腔供气截面示意图；

图7为图6中I处的局部放大图；

图8为本发明第二种实施例盲腔供气截面示意图；

图9为本发明第二种实施例的高压盘腔供气的气路流动示意图；

图10为本发明第二种实施例的盲腔供气的气路流动示意图。

附图标记：

1-中介机匣、2-轴承机匣、3-转动轴、4-轴承腔、5-高压盘腔、6-盲腔、7-前封严腔、8-后封严腔、9-供气通道、10-排气通道、11-第一供气通道、12-第二供气通道、13-双层篦齿结构、14-封严环、15-卸荷腔、16-卸荷通道、20-孔板、22-排气节流孔板、24-通气通道。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。

下面结合附图对本发明的航空发动机高增压比风扇试验件的轴承腔封严系统做进一步详细说明。

如图1所示，现有技术的问题根源，即故障机理，经过分析有两个。一是，高压盘腔5的压力过高，盲腔6压力过低(接近大气压)，这导致封严系统处在一个压力不均衡的情况下工作，容易导致油从低压侧漏出。二是，同一股封严气同时保障前封严腔7和后封严腔8的压力，导致两个封严腔的压力只能根据结构件的流阻情况进行被动的分配，进而导致后封严腔8无法封住滑油，造成滑油泄漏。

第一个问题的解决，通过设置封严装置解决，封严装置的技术方案可采用两种，加卸荷腔15或者双层篦齿结构13节流。加卸荷腔15是通过增加一个带封严结构的封严环14，将高压盘腔5与前封严腔7隔开，将高压气引至卸荷腔15后通过中介机匣1排出大气。这样无论风扇压比多高，其都不会对封严流路产生影响，而且外部气源压力不用太高，对试验台的要求较小。双层篦齿结构13节流则不一样，它少了一个零件(封严环14)，但多了一层篦齿封严结构，但该种方案加工工艺复杂，对试验台的要求较高，需足够高的台上供气压力。比如，如果高压盘腔5压力3个大气压，那么气源压力必需高于这个压力，而卸荷腔方案则不必，它的气源压力可以维持在较小的水平，比如1.3个大气压。

第二个问题的解决，通过改进供气通道9解决。将前封严腔7和后封严腔8的气源分开，分别引一股外部气独立封严，即一股封严气变成两股封严气，这样两个封严腔的压力就分别可调了。但是这仅是从气源的角度调节，依然存在不能调到满意状态的可能。需要封严气出口的压力可调，即增加一组不同尺寸的节流装置，放在排气通道10出口的位置，该节流装置堵住的面积大些则相应封严腔的压力就会提高。这样前后两封严腔的气源压力可调、出口压力可调，就能够保障台上可以随心所欲的调节。出现封不住的情况，可以不分解就解决该问题，不致大幅影响工作进度。

下面通过两个实施例说明。

一、第一种实施例，如图2至图5所示：

1、结构说明

如图2和图3所示，本实施例的航空发动机高增压比风扇试验件的轴承腔封严系统，包括中介机匣1、轴承机匣2、转动轴3，中介机匣1通过轴承机匣2与转动轴3配合安装，转动轴3与轴承机匣2内侧之间形成轴承腔4，转动轴3与轴承机匣2外侧之间形成高压盘腔5和盲腔6，转动轴3与轴承机匣2两配合处分别设置有前封严腔7与后封严腔8，在中介机匣1中设置有用于从外部气源引气的供气通道9，并且该供气通道9连通到轴承机匣2，供气通道9具体由第一供气通道11和第二供气通道12两通道构成，第一供气通道11一端用于从第一外部气源引气，另一端穿出轴承机匣2与前封严腔7相通，第二供气通道12一端用于从第二外部气源引气，另一端穿出轴承机匣2与后封严腔8相通。在中介机匣1上设置有引导气流引出的排气通道10，同时中介机匣1上设置有控制该排气通道10开口大小的节流装置，从而控制气路的流量，该节流装置优先选择排气节流孔板22。在转动轴3上还设置有封严装置，在保证前封严腔7和后封严腔8背压均衡的基础上，可实现轴承腔4有效的封严。该封严装置具体选择封严环14，将该封严环14设置于高压盘腔5一侧，封严环14一端与转动轴3配合设置，其中，封严环14该端顶部涂有涂层，转动轴3相对该涂层处设置一层篦齿，涂层与篦齿配合构成篦齿封严结构，封严环14另一端则与中介机匣1焊接固连，封严环14、中介机匣1、轴承机匣2以及转动轴3四者之间共同组成卸荷腔15，在中介机匣1中设置有与卸荷腔15相通的卸荷通道16，该卸荷通道16用于释放高增压比带来的高压盘腔5的压力以及来自第一供气通道11的气流，在中介机匣1上还设置有控制该卸荷通道16开口大小的卸荷节流装置，进而控制气路的流量，该卸荷节流装置优先选择孔板20。

2、原理说明

本实施例针对现有封严系统进行了详细分析，认为造成封严不利的主要原因是高压盘腔5和盲腔6封严背压不一致，因此，本实施例在高压区(即高压盘腔5)设置了一个专用的封严环14，并配以卸荷腔15的设计，人为营造一个低压区，从而与后封严腔8的背压基本均衡，达到封严的最佳状态。

本实施例将现有封严系统中的一路供气通道9改为两路，即前封严腔7和后封严腔8独立供气。使用过程中，通过辅以必要的测试手段，如果现场发现封严压差不能符合设计要求时，则可通过独立调节前后供气压力，实现在台上就可以现场调节，便捷有效的排除故障。

本实施例在卸荷腔15增设了一处不同面积的孔板20以及在后封严腔8的通大气出口处也增设了一处不同面积的排气节流孔板22，如果试验过程中发现后封严压差过低，则可通过调小两孔板流通面积来提高后封严腔8的压力，从而达到令人满意的封严效果。

3、动作关系说明

本实施例的封严气路流动方向如图4和图5所示，从第一外部气源引入的气流(即A气路)，经第一供气通道11引导至前封严腔7，再途经卸荷腔15并通过与卸荷腔15相通的卸荷通道16排出；从第二外部气源引入的气流(即B气路)，经第二供气通道12引导至后封严腔8，再途经盲腔6并通过中介机匣1上的排气通道10排出。

试验现场需要监测前后封严腔与轴承腔4的封严压差。以后封严腔8与轴承腔4的封严压差为例，如果压差过小，则可通过调大外接第二外部气源的压力和调小排气通道10顶部的排气节流孔板22面积来恢复至正常状态；如果压差过大，则可通过调小外接第二外部气源的压力和调大排气通道10顶部的排气节流孔板22面积来恢复至正常状态。

二、第二种实施例，如图6至图10所示：

1、结构说明

如图6和图8所示，本实施例的航空发动机高增压比风扇试验件的轴承腔封严系统，包括中介机匣1、轴承机匣2、转动轴3，中介机匣1通过轴承机匣2与转动轴3配合安装，转动轴3与轴承机匣2内侧之间形成轴承腔4，转动轴3与轴承机匣2外侧之间形成高压盘腔5和盲腔6，转动轴3与轴承机匣2两配合处分别设置有前封严腔7与后封严腔8，在中介机匣1中设置有用于从外部气源引气的供气通道9，并且该供气通道9连通到轴承机匣2，供气通道9具体由第一供气通道11和第二供气通道12两通道构成，第一供气通道11一端用于从第一外部气源引气，另一端穿出轴承机匣2与前封严腔7相通，第二供气通道12一端用于从第二外部气源引气，另一端穿出轴承机匣2与后封严腔8相通。在中介机匣1上设置有引导气流引出的排气通道10，同时中介机匣1上设置有控制该排气通道10开口大小的节流装置，从而控制气路的流量，该节流装置优先选择排气节流孔板22。在转动轴3上还设置有封严装置，在保证前封严腔7和后封严腔8背压均衡的基础上，可实现轴承腔4有效的封严。如图7所示，该封严装置具体选择为双层篦齿结构13，并将其设置在前封严腔7到轴承腔4的通道上。前封严腔7位于轴承机匣2与转动轴3之间，在轴承机匣2顶部沿平行转动轴3方向设置两圈环形凸缘A，该两环形凸缘A位于轴承机匣2内侧一侧且保持一定间距，其中靠近转动轴3一侧的环形凸缘A与轴承机匣2顶部端面齐平设置；在转动轴3设置一圈横截面为L形的环形凸缘B，其中环形凸缘B一端垂直转动轴3设置，而环形凸缘B另一端则弯入两环形凸缘A之间，使得轴承腔4与前封严腔7之间形成一S形间隙通道。在轴承机匣2顶部端面以及与该端面相连的一环形凸缘A上涂有涂层，转动轴3相对该涂层处设置一层篦齿，涂层与该层篦齿配合构成第一层篦齿结构；在另一环形凸缘A靠近转动轴3一侧也涂有涂层，环形凸缘B弯折部分相对该涂层处也设置一层篦齿，涂层与该层篦齿配合构成第二层篦齿结构。

2、原理说明

本实施例针对传统封严系统进行了详细分析，认为造成封严不利的主要原因是轴承腔4前封严压差过大，封严气出现倒灌，轴承腔4压力随之增加，出现漏油故障。因此，本实施例在前封严腔7到轴承腔4的通道设置了双层篦齿封严结构，通过增加流阻降低压力，进而减小轴承腔4前封严压差，达到封严的最佳状态。

本实施例将现有封严系统中的一路供气通道9改为两路，即前封严腔7和后封严腔8独立供气。使用过程中，通过辅以必要的测试手段，如果现场发现封严压差不能符合设计要求时，则可通过独立调节前后供气压力，实现在台上就可以现场调节，便捷有效的排除故障。

本实施例在后封严腔8的通大气出口处增设了一处不同面积的排气节流孔板22。如果试验过程中发现后封严压差过低，则可通过调小排气节流孔板22流通面积来提高后封严腔的压力，从而达到令人满意的封严效果。

3、动作关系说明

本实施例的封严气路流动方向如图9和图10所示，从第一外部气源引入的气流(即C气路)，经第一供气通道11引导至前封严腔7，再途经高压盘腔5并通过与大气相通的位于中介机匣1上的通气通道24排出；从第二外部气源引入的气流(即D气路)，经第二供气通道12引导至后封严腔8，再途经盲腔6并通过中介机匣1上的排气通道10排出。

试验现场需要监测前后封严腔与轴承腔4的封严压差。以后封严腔8与轴承腔4的封严压差为例，如果压差过小，则可通过调大外接第二外部气源的压力和调小排气通道10顶部的排气节流孔板22面积来恢复至正常状态；如果压差过大，则可通过调小外接第二外部气源的压力和调大排气通道10顶部的排气节流孔板22面积来恢复至正常状态。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明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发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (6)

1.一种航空发动机高增压比风扇试验件的轴承腔封严系统，包括中介机匣(1)、轴承机匣(2)、转动轴(3)，中介机匣(1)通过轴承机匣(2)与转动轴(3)配合安装，转动轴(3)与轴承机匣(2)内侧之间形成轴承腔(4)，转动轴(3)与轴承机匣(2)外侧之间形成高压盘腔(5)和盲腔(6)，转动轴(3)与轴承机匣(2)两配合处分别设置有前封严腔(7)与后封严腔(8)，在中介机匣(1)中设置有用于从外部气源引气的供气通道(9)，并且该供气通道(9)连通到轴承机匣(2)，在中介机匣(1)上还设置有引导气流排出的排气通道(10)，其特征在于，所述供气通道(9)由第一供气通道(11)和第二供气通道(12)两通道构成，所述第一供气通道(11)一端用于从第一外部气源引气另一端穿出轴承机匣(2)与前封严腔(7)相通，所述第二供气通道(12)一端用于从第二外部气源引气另一端穿出轴承机匣(2)与后封严腔(8)相通；中介机匣(1)上还设置有控制排气通道(10)开口大小的节流装置，以及设置在转动轴(3)上的封严装置，以实现轴承腔(4)的封严。

2.根据权利要求1所述的航空发动机高增压比风扇试验件的轴承腔封严系统，其特征在于，所述封严装置为封严环(14)，该封严环(14)设置于所述高压盘腔(5)一侧，该封严环(14)一端与所述转动轴(3)配合设置，其中，封严环(14)该端顶部涂有涂层，转动轴(3)相对该涂层处设置一层篦齿，涂层与篦齿配合构成篦齿封严结构，该封严环(14)另一端则与所述中介机匣(1)固连，所述封严环(14)、所述中介机匣(1)、所述轴承机匣(2)以及所述转动轴(3)四者之间共同组成卸荷腔(15)，在中介机匣(1)中设置有与所述卸荷腔(15)相通的卸荷通道(16)，该卸荷通道(16)用于释放高增压比带来的所述高压盘腔(5)的压力以及来自所述第一供气通道(11)的气流。

3.根据权利要求2所述的航空发动机高增压比风扇试验件的轴承腔封严系统，其特征在于，所述中介机匣(1)上设置有用于控制所述卸荷通道(16)开口大小的卸荷节流装置。

4.根据权利要求3所述的航空发动机高增压比风扇试验件的轴承腔封严系统，其特征在于，所述卸荷节流装置为孔板(20)。

5.根据权利要求1所述的航空发动机高增压比风扇试验件的轴承腔封严系统，其特征在于，所述封严装置为双层篦齿结构(13)，该双层篦齿结构(13)设置在前封严腔(7)处，且位于所述轴承机匣(2)内侧一侧。

6.根据权利要求1所述的航空发动机高增压比风扇试验件的轴承腔封严系统，其特征在于，所述节流装置为排气节流孔板(22)。