CN111373122A - 尤其用于飞行器涡轮的迷宫式密封件可磨耗结构 - Google Patents

Abstract

提供了一种可磨耗结构(36)，该可磨耗结构在涡轮机的轴向方向上的特定点处具有由迷宫式密封唇部(4，5)产生的具有较低的耐磨性的区域(44，45，46)，在该特定点处，唇部干涉可能导致转子例如在涡轮机临时停机后堵转。这些区域可以通过局部弱化区(38)或通过具有密度较小的结构的可磨耗材料来产生。该可磨耗结构例如应用于涡轮机涡轮。

Description

尤其用于飞行器涡轮的迷宫式密封件可磨耗结构

技术领域

本发明的主题是一种尤其用于飞行器涡轮的迷宫式密封件可磨耗结构。

背景技术

迷宫式密封件被布置在两个相对旋转的部件之间，其特征是面对的表面彼此分开一径向间隙并且容许面对的表面之间存在泄漏流，同时通过弯曲的形状以及因此施加在面对的表面上的高压降来限制泄漏流。在涡轮机中，在转子与定子之间使用迷宫式密封件是很常见的。

试图通过这种密封件来减小泄漏率以提高涡轮机的效率。在航空学中，通常采用密封构造，在该密封构造中，面对的部件中的一个设置有被称为可磨耗结构的结构，该可磨耗结构具有低的抗摩擦和磨损的特性，并且该可磨耗结构通常具有蜂窝结构。密封件的布置在另一部件上的其他部分包括刮片(即圆形或圆锥形的突出的脊)，该刮片的自由端部指向可磨耗结构。该构造能够减小迷宫式密封件的两个部分之间的间隙，因为当存在差热膨胀或机械膨胀(由于过热或离心力)时，以及在诸如过渡状态的情况下发生使刮片的脊与可磨耗结构临时发生接触时，刮片可进入可磨耗结构而不破坏密封件。文献FR-3028882-A的主题是迷宫式密封件的示例，在此提到该示例是因为该示例与本发明具有表面上的相似之处。该文献中的可磨耗结构被设计成通过避免从该可磨耗结构上撕下大的表面而具有更高的抗冲击性，并且该可磨耗结构通过由蜂窝状件组成的连接结构固定到该可磨耗结构的基底上，该蜂窝状件的室被可磨耗结构的在此为连续且均匀的层的部分占据。该文献详述了(第4页第4至8行)连接结构不应受到刮片的磨损。连接结构在更下游的区域处具有更密集的隔板和更小的隔室，以便将可磨耗结构更好地锚固到在发动机某次重新启动时该可磨耗结构会受到很大的力的位置，如下文阐述的那样；但是连接结构的这种布置与在本发明的一些实施例中发现的连接结构的布置相反，这使得连接结构在不同的发动机运行阶段期间避免可磨耗结构的刮片锁定情况(“转子锁定”情况)的效果较差。

非常常见类型的迷宫式密封件的示例在图1中示出，图1示出了涡轮机涡轮的一段。转子1在该位置处包括可移动叶片2的级，该可移动叶片在其位于径向外部的尖端端部处通过根部3连结在一起，该根部在此承载径向向外突出的两个圆锥形刮片4和5。涡轮机还包括定子6，该定子包括设置有两个圆形肋8和9的壳体7，这两个圆形肋径向向内突出并且承载密封环10(通常在周界上被分为成角度的扇段)的端部，密封环通过众所周知的钩形调节部11和12连接到肋8和9。密封环10包括承载钩的刚性基底13和可磨耗层14，该可磨耗层被焊接在基底13上并且指向刮片4和5。

围绕转子1的气体泄漏流由于其受到截面限制以绕过刮片4和5而使得该气体泄漏流的流量减小，刮片的自由端部紧邻可磨耗结构14。包括刮片4和5以及可磨耗结构14的迷宫式密封件的渗透性首先取决于可磨耗结构14与刮片4和5的尖端分开的间隙15和16。这些间隙15和16已经通过初始设置而被进行了冷调节，并且由于新鲜空气使得壳体7冷却，因此这些间隙在涡轮机的运行期间被调节，该新鲜空气在涡轮机的压缩机部分被抽出并通过布置有孔19和20的圆形斜面17和18在壳体7的外部面上被吹入。

在涡轮机的巡航速度下，迷宫式密封件的布置通常如图2所示，其中，在涡轮机的瞬时状态期间由于可磨耗结构14的局部磨损而挖出凹口22和23之后，刮片4和5的自由端部略微穿入可磨耗结构14的原始表面21内。这样大大减小了密封件中的间隙15和16，并且泄漏流的路径是弯曲的和不规则的，这确保了泄漏流的显著压降和涡轮机的可承受的效率损失。

然而，当发动机在飞行中关闭然后重新点火时，会出现一种微妙的情况。差热膨胀发生了改变，这样定子6比转子1冷却得更多。这导致定子6更大的收缩和转子1的轴向位移(在涡轮的情况下，转子向下游位移)，这导致刮片4和5更深地穿入到可磨耗层14中以形成新的凹口24和25，该新的凹口位于先前凹口的旁边，并且由于风转转子1保持旋转，该新的凹口更深。但是当发动机重新点火时，热量首先作用于转子1，这使刮片4和5膨胀，甚至将刮片更大程度地推入到新的凹口24和25中，并具有导致将转子1锁定的风险，该锁定由于对飞机的安全非常危险而被禁止。

参考图3来解决由于可磨耗结构14过硬而导致可能将转子1锁定的问题。可磨耗结构14的常规结构是由金属条按照基体中的通道折叠而成，然后若干这种金属条被组装并通过焊接点27被焊接以形成常规的六边形蜂窝结构。然而，当将条26焊接在基底13上时，已经观察到焊接材料由于条26的邻近的面之间的毛细作用而上升，可能直到可磨耗结构14的外层的用于面对刮片布置的自由端部，这在与条26接触的面之间提供了硬质部段28，该硬质部段增加了可磨耗结构14的耐磨性，并且当条26沿刮片4和5穿入可磨耗结构14的移动方向定向时更是如此。这些部分构成了可磨耗结构14的最耐磨并且最有可能导致将转子1锁定的部分。

因此已经做出努力以减少这种损坏的风险，并且已经提出了可磨耗结构的新的和改进的设计。

发明内容

根据本发明，推荐的可磨耗结构在设置有隔板(该隔板界定出隔室)的外层中包括至少三个区域，这三个区域沿轴线方向彼此相继地并置，并且这三个区域的耐磨性沿轴线方向具有渐进的值。

在巡航速度的条件下，最耐磨的区域(通常对应于围绕轴线的环形带)将被布置在密封件的另一部分的刮片的前方，而耐磨性较小的区域将被设置在在可以预测转子的锁定的事件期间刮片可能到达的位置，即在上述示例中，耐磨性较小的区域被设置在新的凹口24和25的位置处。

与FR-3028882-A不同，本发明的这种结构至少在可磨耗结构的外层上，也就是说，该可磨耗结构包括指向刮片的自由表面，或更一般地包括能够磨损的结构；自由表面可以根据具体情况位于可磨耗结构的内部径向位置或外部径向位置。

并且由于存在三个或多个区域，这三个或多个区域沿着轴线具有渐进的耐磨性，也就是说，沿着轴线的中间区域具有中间值，因此在或明显或不明显的瞬时状态下，根据或大或小的轴向和径向膨胀，提供了适合于不同的发动机运行阶段的耐磨性。

前述说明确实可以推广到发动机在飞行中停机的不同持续时间，该停机的不同持续时间产生不同情况下的不同差异膨胀，然而轴向方向上的膨胀值与径向方向上的值是相关联的。这样，可磨耗结构的耐磨性以及密封件对泄漏率的渗透性只能被降低到必要的程度，因此，与均质的但存在转子锁定风险的可磨耗结构相比，损失的渗透性很小。

现在在此为本发明的优选实施例的一些特征，以及这些优选实施例的相应优点的说明。每个区域的隔板首先可以有利地连结如下连结部，该连结部仅将隔室中的三个隔室彼此连接，并且因此是隔板中的三个隔板的交叉点或者可以是隔板的延伸的三个部分。因此，这通过大量的隔板的相互连结避免了硬质点的形成，该硬质点对应于可磨耗结构的较大局部刚度以及增加的转子锁定的风险。

为了简化装置的设计和制造，建议隔室的横截面为具有相同面积的多边形，这特别有助于可磨耗结构的刚度均质性。

这样，不同区域的多边形或更一般地不同区域的隔室可以具有相同的形状，但是具有不同的耐磨性或不同的尺寸，并且其横截面具有不同的面积。在此，也有助于可磨耗结构的设计和制造。根据本发明将理解的是，除了本领域中的常规的六边形蜂窝状隔室之外，还能够选择矩形隔室、正方形隔室或非正方形隔室，这也简化了制造，同时使得可磨耗结构的不同区域之间易于连结。

矩形隔室特别适合于本发明的优选实施例，根据该优选实施例，隔板全部被定向成与垂直于轴线的角度方向成非零角度，以确保刮片沿隔板的整个长度没有位移，从而减少了相应的转子锁定风险。这样，隔室的隔板可以相对于轴线方向以介于30°至60°之间的角度定向。

然而，这种布置不是必须的，并且矩形隔室可以由沿轴线方向定向的隔板和沿垂直于轴线的角度方向定向的隔板组成。

其他一些布置能够提高可磨耗结构的内聚力。因此，隔板中的一些隔板可以是延伸穿过隔室中的多个隔室的主直线形隔板，而隔板中的其他隔板是仅在两个连续的主隔板之间延伸的细分隔板。通过允许隔室在连续的带之间的交错布置(这满足上述标准，即，隔板之间的连结部全部有利地仅由隔室中的三个隔室包围)，这种特定布置特别适合于下面描述的实施例。

隔板中的一些隔板也可以是主直线形隔板，该主直线形隔板延伸穿过多个区域，从而提高组件的内聚力。

隔板通常可具有介于0.1mm至0.3mm之间的厚度。

有利的制造方法是增材制造技术，因此在可磨耗结构的将被分别制造然后必须组装的部分之间没有进行焊接或类似的加固，原因是增材制造可以与之不同地提供单件式可磨耗结构。因此，这也避免了可磨耗结构的任何局部硬质点以及相应的锁定风险的增加。

本发明的另一方面是一种包括迷宫式密封件的涡轮机涡轮，该密封件包括根据上文所述的可磨耗结构，该可磨耗结构是环形的并且优选地是分段的，这些区域由该可磨耗结构的环形带形成。

这样，该迷宫式密封件可包括刮片，该刮片仅面对迷宫式密封件可磨耗结构的所述环形带中的一些环形带，这些环形带在巡航速度下更耐磨，而所述环形带中的耐磨性较差的其他环形带位于上述一些环形带的下游。

附图说明

现在将通过以说明性和非限制性的方式附加的以下附图来更详细地描述本发明：

-已经描述的图1示出了已知的迷宫式密封件的横截面；

-已经描述的图2示出了可磨耗结构的正常磨损模式；

-已经描述的图3示出了常规的可磨耗结构；

-图4示出了本发明的第一实施例；

-图5和图6示出了本发明的第二实施例；

-图7示出了本发明的第三实施例；

-图8示出了本发明的实施例关于迷宫式密封件的实施方式。

具体实施方式

本发明的第一实施例呈现在图4中。如上所述，可磨耗结构(从此以后标记为29)由蜂窝结构组成，但是该蜂窝结构在此由直线形隔板30形成，该直线形隔板相交并界定出矩形隔室(在此为正方形隔室)。隔板30有利地全部相对于涡轮机的轴线X倾斜地定向，并且更有利地相对于该轴线成30°至60°、特别是成45°。换句话说，隔板30均不指向涡轮机的垂直于轴线X的角度方向T，该角度方向是刮片4和5穿入到可磨耗结构29的方向。可以在隔板30中区分出长度很大的主隔板31和细分隔板32，该细分隔板与主隔板平行并且在主隔板之间延伸，但仅在减小的长度上延伸，因此仅沿着这些主隔板31的一部分延伸。结果，这些隔室具有可变的面积：可以识别沿轴线X彼此相继的小隔室的带33、中等隔室(比小隔室大四倍)的带34和大隔室(比小隔室大16倍)的带35。可磨耗结构29具有通过增材技术制成的单件式结构，并且隔板30的厚度在此是均匀的，对于典型的可磨耗构建材料，该厚度为0.1mm至0.3mm(优选为薄的厚度)。

小隔室的带33将根据刮片在发动机的巡航速度下的轴向位置被设置在刮片4和5的前方，如图8所示；而大隔室的带35将被设置在假定在发动机重新点火速度下刮片4和5到达的位置的前方。中等隔室的带34将位于中间。

因此，可磨耗结构29的耐磨性将通常由小隔室的带33确定，而大隔室的带35将提供低得多的耐磨性，并且在可能引起转子锁定的情况下，即在新的凹口24和25的位置处，刮片4和5将到达大隔室的带。结果，由于可磨耗结构29的局部较低的耐磨性，转子1在重新启动期间的锁定风险将会降低。使用增材技术来制造单件式结构并形成(在此厚度均匀的)隔板30的网状物能够更好地控制耐磨性并避免由于可磨耗结构的隔板之间的焊点上升而导致的硬质部段，缺少沿涡轮机2的角度方向(该角度方向垂直于涡轮机的轴线)定向的隔板具有相同的效果。

并且，中等隔室的带34将具有中等的中度耐磨性，并且在发动机停止较短时间的情况下，刮片4和5将到达该中等隔室的带，在发动机停止结束时，热膨胀以及转子在重新启动时锁定的风险将不那么大。因此，完全相关的是，该可磨耗结构的局部耐磨性低于小隔室的带33的局部耐磨性，但高于大隔室的带35的局部耐磨性，使得该可磨耗结构的整体渗透性不会降低太多。

本发明的第二实施例借助于图5和图6来描述。可磨耗结构具有总体的参考编号60并包括三个连续的带61、62和63，与前面的带一样，这三个连续的带分别由小隔室、中等隔室和大隔室组成。根据被认为本发明所关注的实施例，这些隔室(全部被标记为66)也是矩形的。与先前的设计相比，有两个明显的不同。首先是界定出隔室66的隔板的定向，在此，隔板全部沿机器的轴线X的方向或沿机器的角度方向T布置。如在先前的实施例中那样，放弃了有助于避免刮片在可磨耗结构60上可能产生过度摩擦和相应的锁定风险的隔板的定向。

在此通过原始布置降低了这种风险：带61、62和63中的每一个带的隔板包括彼此平行并且在此全部沿角度方向T定向的主隔板64，该主隔板沿多个隔室延伸并且可选地在可磨耗结构60的整个宽度上、即在可磨耗结构的周界上或者在可磨耗结构的周界的一部分上延伸，这取决于可磨耗结构是被制造成环还是多个环形段，每个环形段在圆的扇形段上延伸；隔板还包括细分隔板65，该细分隔板在主隔板64之间延伸，更具体地仅在两个相邻的主隔板64之间延伸；并且每个主隔板64的两侧的细分隔板65彼此不相对，这使得隔室66相对于在主隔板64的另一侧的隔室66被布置成以一角度偏移或以交错的方式布置；并且对于带61、62和63中的每一个带，构成可磨耗结构60的隔板64和65的网状物包括隔板64和65之间的连结点67，该连结点全部仅由三个隔室66围绕并且位于隔板64和65的仅三个部分的交叉处，其中，两个部分属于主隔板64中的一个，而最后一个部分属于细分隔板65。因此，连结部67具有中等的刚性，如果刮片4和5在连结部上摩擦，则该连结部减小了转子锁定的风险。此外，主隔板64由于其大的延伸而有助于可磨耗结构60的内聚。主隔板64和隔板65分别沿轴向方向X和角度方向T的反向布置也是可行的。

本发明的另一实施例在图7中示出。标记为36的可磨耗结构还包括隔板47，该隔板在此也相交形成隔室37。该可磨耗结构进一步包括沿轴线方向X并置的在此数量为四个的带43、44、45、46。然而在此，隔板39之间的间隔从一个带到另一个带是相同的，使得隔室37全部具有相同的尺寸和相同的面积。可磨耗结构的带43、44、45和46之间的耐磨性的变化是通过脆化区域38获得的，该变化可以包括例如隔板47的厚度减小，耐磨材料减少等。这种脆化部38可以在增材制造中通过三维印刷容易地获得，其中，该过程完全由程序来控制。脆化区域38在主带43中不存在，并且在带44、45和46中越来越多或稠密。效果与之前相同：可磨耗结构36的耐磨性从带43到相对的带46越来越低。

形成脆化区域38的其他方式包括形成穿过隔板47的凹口或穿孔。

这些实施例的不同特征通常可以彼此组合。

本发明的重要方面是，可磨耗结构29或36的不同的带最初在各自的刮片的前方具有相同的高度，这在图7和图8中用水平线39、40和41示出。换句话说，可磨耗结构29或36的能够将转子锁定的区域最初并没有被切削，其效果是降低了对刮片4和5的干涉风险，但代价是在涡轮机的正常服务期间会降低性能。

以一般的方式，已描述的结构在可磨耗结构的外层中延伸就足够了，该外层受到面对刮片的自由表面的限制：带有附图标记55的这种外层在图7中示出，并且结构异质性集中在该外层中；在不脱离本发明范围的情况下，该可磨耗结构还可以包括在外层55下方的其他层56，该其他层用另一种结构构造并且可选地是均质的。

Claims (13)

1.一种迷宫式密封件可磨耗结构(29，36)，所述迷宫式密封件可磨耗结构被围绕轴线(X)布置，其特征在于，所述迷宫式密封件可磨耗结构在外层(55)中包括至少三个区域(33，34，35；43，44，45，46；61，62，63)，所述外层设置有界定出隔室的隔板(31，32；47；64，65)，所述至少三个区域沿所述轴线(X)的方向彼此相继地并置并且所述至少三个区域的耐磨性沿所述轴线的方向具有渐进的值。

2.根据权利要求1所述的迷宫式密封件可磨耗结构，其特征在于，每个区域的隔板都连结到仅将三个隔室连接在一起的连结部。

3.根据权利要求1或2所述的迷宫式密封件可磨耗结构，其特征在于，所述区域中的每个区域的隔室的横截面为具有相同面积的多边形。

4.根据权利要求3所述的迷宫式密封件可磨耗结构，其特征在于，各个区域的隔室的横截面具有不同的面积。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的迷宫式密封件可磨耗结构，其特征在于，所述隔室是矩形的。

6.根据权利要求3所述的迷宫式密封件可磨耗结构，其特征在于，区域的至少一个隔室具有局部脆化部(38)，使得所述至少一个隔室的耐磨性低于该区域的其他隔室的耐磨性。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的迷宫式密封件可磨耗结构，其特征在于，所述隔室的隔板被定向成相对于所述轴线(X)的方向成介于30°至60°之间的角度。

8.根据权利要求1至7中任一项所述的迷宫式密封件可磨耗结构，其特征在于，所述隔板中的一些隔板是延伸穿过多个隔室的主直线形隔板，而所述隔板中的其他隔板是仅在两个连续的主隔板之间延伸的细分隔板。

9.根据权利要求1至8中任一项所述的迷宫式密封件可磨耗结构，其特征在于，所述隔板中的一些隔板是延伸穿过所述区域中的多个区域的主直线形隔板。

10.根据权利要求1至9中任一项所述的迷宫式密封件可磨耗结构，其特征在于，所述隔板的厚度介于0.1mm至0.3mm之间。

11.根据前述权利要求中任一项所述的迷宫式密封件可磨耗结构，其特征在于，所述迷宫式密封件可磨耗结构通过增材制造技术制造并且具有形成为单体件的结构。

12.一种包括迷宫式密封件的涡轮机涡轮，其特征在于，所述涡轮机涡轮包括根据前述权利要求中任一项所述的迷宫式密封件可磨耗结构，所述迷宫式密封件可磨耗结构是环形的并且优选地是分段的，所述区域由迷宫式密封件的可磨耗结构的环形带形成。

13.根据权利要求12所述的涡轮机涡轮，其特征在于，所述迷宫式密封件包括刮片，所述刮片仅面对所述迷宫式密封件可磨耗结构的所述环形带中的在巡航速度下更耐磨的一些环形带，而所述环形带中的耐磨性较差的其他环形带位于所述一些环形带的下游。

Images