CN113356944B - 一种适于航空发动机的双层壁堵盖式轴承腔收油引气结构 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种适于航空发动机的双层壁堵盖式轴承腔收油引气结构，包括：低压轴；高压轴；安装有喷嘴的机匣；支撑于高压轴与低压轴之间的前轴承、支撑于低压轴与机匣之间的后轴承；以及设置于低压轴内侧的收油环，收油环包覆喷嘴的出口及至少部分的低压轴，且收油环上具有甩油孔，使自喷嘴喷出的滑油能够自甩油孔及低压轴上的通油孔流通至前轴承及后轴承；设置在收油环内侧的引气环，引气环用于将封严引气引入至引气腔内，从而能够自低压轴上的引气孔流通至低压轴上的封严篦齿处，实现对封严篦齿另一侧的滑油进行封严；设置于引气孔前端的堵盖，堵盖用于使堵盖后端的引气腔形成封闭结构，堵盖与引气环固定连接。

Description

一种适于航空发动机的双层壁堵盖式轴承腔收油引气结构

技术领域

本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种适于航空发动机的双层壁堵盖式轴承腔收油引气结构。

背景技术

随着航空发动机的转速越来越高，航空发动机的轴承工作环境随着高温、高转速工况便越来越严苛，因此需要收油结构向轴承提供冷却滑油，从而带走因轴承高速旋转摩擦而产生的热量，并尽可能降低滑油腔的温度，将轴承腔与外部高温环境隔离，改善轴承工作环境；同时为了防止轴承腔内滑油泄漏，应尽量减小引气流路的压力损失，通过引气结构将封严气直接引入封严腔，以保证一定的封严压差，避免滑油泄漏。

如图1所示为典型的后轴承腔收油引气结构10，图中虚线所示为滑油流路、实线所示为引气流路，滑油经喷嘴11喷出而流入滑油腔A内，在离心力作用下，经收油环14、低压涡轮轴13进入轴承腔，润滑高速运转的轴承12。航空发动机内的高压引气经收油环14进入至封严引气腔B内，封严引气经低压涡轮轴13上的引气孔进入到篦齿131的封严一端，与另一端含有滑油的轴承腔形成封严压差从而防止滑油泄漏。

然而该轴承腔收油引气结构在发动机个别工作状态点，由于封严引气压力较低，导致该状态下篦齿封严压差较低，封严压差不足导致滑油会泄漏至封严引气腔B内，致使滑油接触高温低压涡轮轴而产生滑油结焦。此外，低压涡轮轴13内侧的封严引气腔B与高温腔相通，封严引气会受高温腔影响而升温，而封严引气腔B与滑油腔A之间仅有一层收油环14间隔，高温封严气会将热量传递至滑油腔A内，致使滑油温度升高，影响轴承冷却效果。

发明内容

本申请的目的是提供了一种适于航空发动机的双层壁堵盖式轴承腔收油引气结构，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。

首先，本申请提供了一种适于航空发动机的双层壁堵盖式轴承腔收油引气结构，包括：

低压轴；

高压轴；

安装有喷嘴的机匣；

支撑于高压轴与低压轴之间的前轴承、支撑于低压轴与机匣之间的后轴承；以及

设置于低压轴内侧的收油环，所述收油环包覆所述喷嘴的出口及至少部分的低压轴，且所述收油环上具有甩油孔，使自所述喷嘴喷出的滑油能够自所述甩油孔及低压轴上的通油孔流通至前轴承及后轴承；

设置在收油环内侧的引气环，所述引气环用于将封严引气引入至引气腔内，从而能够自低压轴上的引气孔流通至低压轴上的封严篦齿处，实现对封严篦齿另一侧的滑油进行封严；

设置于所述引气孔前端的堵盖，所述堵盖用于使堵盖后端的引气腔形成封闭结构，所述堵盖与引气环固定连接。

在本申请优选实施例中，所述堵盖的中部具有向后方延伸的轴向凸起，所述轴向凸起形成封严引气进入引气孔的引导结构。

在本申请优选实施例中，所述引气环对应于所述引气孔的位置设有多个周向分布的通孔。

在本申请优选实施例中，所述通孔的轴线与所述引气孔的轴线共线，且所述通孔的直径不小于所述引气孔的直径。

在本申请优选实施例中，所述引气环沿着封严引气的流动方向呈扩散状，且所述引气环与收油环之间形成有封闭的隔绝腔。

在本申请优选实施例中，所述引气环通过花键及至少两个装配面与收油环25相配合，从而形成轴向、径向及角向定位。

在本申请优选实施例中，所述收油环面向低压轴的一侧设有密封圈安装槽，所述密封圈安装槽内用于安装密封圈，从而使流向前轴承和后轴承的滑油通道形成独立且密封的流通通道。

在本申请优选实施例中，所述收油环面向低压轴的前端设有涨圈安装槽，所述涨圈安装槽内安装涨圈，用于支撑所述收油环且防止引气进入滑油腔内。

在本申请优选实施例中，在所述收油环与机匣配合的末端设有密封装置。

另外，本申请还提供了一种航空发动机，其特征在于，所述航空发动机包括如上任一所述的适于航空发动机的双层壁堵盖式轴承腔收油引气结构。

本申请所提供的双层壁堵盖式轴承腔收油引气结构在能够为轴承腔提供低温润滑油，带走摩擦热量以及金属屑末的前提下，还能提供高压封严引气，保证了航空发动机的轴承稳定运转工作，提高了发动机的安全性与可靠性。

附图说明

为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。

图1为现有技术中双层壁结构下的轴承腔收油引气结构示意图。

图2为本申请中适用于双层壁结构的轴承腔收油引气结构示意图。

现有技术中的附图标记：

10-收油引气结构

11-喷嘴

12-轴承

13-低压轴，131-低压轴封严篦齿

14-收油环

本申请中的附图标记：

20-收油引气结构

21-机匣，211-喷嘴

22-低压轴，221-低压轴封严篦齿，222-引气孔

23-轴承，23a-前轴承，23b-后轴承

24-高压轴

25-收油环，251-隔绝腔

26-引气环

27-堵盖，271-轴向凸起

281-涨圈，282-第一密封圈，283-第二密封圈，284-第三密封圈，

29-密封装置，291-压紧螺母。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

为了克服现有技术中的轴承腔引气结构的缺陷，本申请提供了一种双层壁堵盖式轴承腔收油引气结构，以克服发动机在某个状态点下的封严引气压差不足从而导致滑油结焦等问题。

如图2所示，本申请提供的适于航空发动机的双层壁堵盖式轴承腔收油引气结构主要包括机匣21、低压轴22、高压轴24、轴承23、收油环25、引气环26及堵盖27等。其中，机匣21上安装有喷嘴211，且机匣21与喷嘴211间形成有滑油腔A，滑油可以沿着喷嘴211流通。前轴承23a负责支撑高压轴24与低压轴22，后轴承23b负责支撑低压轴22与机匣21。收油环25设置在低压轴22靠近发动机轴线的内侧，且收油环25一部分包覆喷嘴211的出口，另一部分覆盖在低压轴22上，两者时间形成滑油通道，同时收油环25上设有甩油孔，当滑油自喷嘴211内喷出时，低温滑油经离心力作用，其能够沿着收油环25上的甩油孔及低压轴22上的通油孔流通至前轴承23a及后轴承23b，实现对轴承23的润滑。引气环26设置在收油环25靠近发动机轴线的内侧，引气环26可以将右侧的封严引气引入至引气腔B内，封严引气进而能够沿着低压轴22上的引气孔222流通至低压轴22上的封严篦齿221处，实现封严引气对封严篦齿221另一侧的滑油进行封严。

由于轴承23处于高温、高转速压工况，需要低温滑油带走摩擦产生的热量以及金属屑，同时，需要高压封严引气确保滑油不会从轴承腔内泄漏，堵盖27将引气腔B与低压涡轮轴内高温腔隔绝，防止封严引气升温。

在本申请一优选实施例中，堵盖27具有向后方延伸的轴线凸起271，该轴线凸起271与沿着封严引气的流动方向呈扩散状的引气环26配合，可以形成封严引气的引流结构，将其平滑的引入至引气孔222内。

堵盖27将引气腔B与低压涡轮轴内侧的高温腔隔绝，防止封严引气升温。如果滑油泄漏，堵盖27还可以有效防止滑油污染低压轴22。

在本申请的上述实施例中，堵盖27与引气环26可以通过多个半圆头铆钉铆接实现固定。

在本申请中，引气环26对于引气孔222的位置在周向上设置多个通气孔，高温高压的封严引气可以通过引气环26周向上设置的多个通气孔直接的引入到篦齿封严腔内，从而减少了引气流路上的压力损失，确保滑油不会从轴承腔内泄漏。需要说明的是，为了提高封严引气对篦齿的封严效果，该通气孔的轴线可设置成与引气孔222的轴线共线，同时该通气孔的直径应不小于引气孔222的直径。

在本申请的进一步实施例中，引气环26与收油环25之间形成有密闭的隔绝腔251，隔绝腔251基本覆盖了喷嘴211出口位置及滑油流路，其可以有效的隔离高温引气腔B与低温滑油腔A之间的换热。

在上述实施例的优选实施例中，引气环26通过花键及不少于两个装配面与收油环25相配合，从而保证引气环26之间的轴向、径向及角向定位。

在本申请的优选实施例中，收油环25与低压轴22接触的末端/后端部位设有密封装置29，密封装置29通过压紧螺母291固定在上低压轴22上。在本申请一些实施例中，密封装置29可以是具有密封效果的填充物，例如橡胶或石墨环等。

进一步的，在收油环25面向低压轴22的一侧设有第一至第三密封圈槽，其内分别安装于有第一密封圈282、第二密封圈283和第三密封圈284，第一密封圈282和第三密封圈284用于实现收油环25与低压轴22间的滑油通道向外泄露滑油，而第二密封圈283可以实现将通往前轴承23a和通往后轴承23b的滑油通道分割成独立且密封性良好的两个通道。在本申请一些实施例中，上述第一密封圈282、第二密封圈283和第三密封圈284采用了圆截面橡胶密封圈。

进一步的，在收油环25与低压轴22接触的前端部位设有涨圈槽，其内安装有涨圈281，通过固定在收油环25上的涨圈281可以保证高温引气不从引气腔B进入滑油腔A内，并起到支撑作用。

最后，本申请中还提供了一种航空发动机，所述航空发动机包括如上的航空发动机的双层壁堵盖式轴承腔收油引气结构。

与现有技术相比，本申请的收油引气结构主要具有如下效果：

1)通过增加堵盖结构，将封严引气直接引入到篦齿封严腔，相对于轴心引入的方式，可减少引气流路的压力损失，有利于提高封严压差；同时，堵盖可将封严引气腔与低压涡轮轴内的高温腔隔绝，从而可有效防止引气升温，并防止滑油泄漏至高温低压涡轮轴，避免滑油结焦；

2)此外，通过收油环和引气环构成的双层壁结构，在高温引气腔B与低温滑油腔A之间增加封闭腔体，减少热传导，有利于降低滑油腔的工作温度，改善轴承工作环境。

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

Claims (10)

1.一种适于航空发动机的双层壁堵盖式轴承腔收油引气结构，其特征在于，包括：

低压轴(22)；

高压轴(24)；

安装有喷嘴(211)的机匣(21)；

支撑于高压轴(24)与低压轴(22)之间的前轴承(23a)、支撑于低压轴(22)与机匣(21)之间的后轴承(23b)；以及

设置于低压轴(22)内侧的收油环(25)，所述收油环(25)包覆所述喷嘴(211)的出口及至少部分的低压轴(22)，且所述收油环(25)上具有甩油孔，使自所述喷嘴(211)喷出的滑油能够自所述甩油孔及低压轴(22)上的通油孔流通至前轴承(23a)及后轴承(23b)；

设置在收油环(25)内侧的引气环(26)，所述引气环(26)用于将封严引气引入至引气腔内，从而能够使封严引气自低压轴(22)上的引气孔(222)流通至低压轴(22)上的封严篦齿(221)处，实现对封严篦齿(221)另一侧的滑油进行封严；

设置于所述引气孔(222)前端的堵盖(27)，所述堵盖(27)用于使堵盖(27)后端的引气腔形成封闭结构，所述堵盖(27)与引气环(26)固定连接。

2.如权利要求1所述的适于航空发动机的双层壁堵盖式轴承腔收油引气结构，其特征在于，所述堵盖(27)的中部具有向后方延伸的轴向凸起(271)，所述轴向凸起(271)形成封严引气进入引气孔(222)的引导结构。

3.如权利要求1所述的适于航空发动机的双层壁堵盖式轴承腔收油引气结构，其特征在于，所述引气环(26)对应于所述引气孔(222)的位置设有多个周向分布的通孔。

4.如权利要求3所述的适于航空发动机的双层壁堵盖式轴承腔收油引气结构，其特征在于，所述通孔的轴线与所述引气孔(222)的轴线共线，且所述通孔的直径不小于所述引气孔(222)的直径。

5.如权利要求3所述的适于航空发动机的双层壁堵盖式轴承腔收油引气结构，其特征在于，所述引气环(26)沿着封严引气的流动方向呈扩散状，且所述引气环(26)与收油环(25)之间形成有封闭的隔绝腔(251)。

6.如权利要求3至5任一所述的适于航空发动机的双层壁堵盖式轴承腔收油引气结构，其特征在于，所述引气环(26)通过花键及至少两个装配面与收油环(25)相配合，从而形成轴向、径向及角向定位。

7.如权利要求1所述的适于航空发动机的双层壁堵盖式轴承腔收油引气结构，其特征在于，所述收油环(25)面向低压轴(22)的一侧设有密封圈安装槽，所述密封圈安装槽内用于安装密封圈，从而使流向前轴承(23a)和后轴承(23b)的滑油通道形成独立且密封的流通通道。

8.如权利要求7所述的适于航空发动机的双层壁堵盖式轴承腔收油引气结构，其特征在于，所述收油环(25)面向低压轴(22)的前端设有涨圈安装槽，所述涨圈安装槽内安装涨圈(281)，用于支撑所述收油环(25)且防止引气进入滑油腔内。

9.如权利要求7或8所述的适于航空发动机的双层壁堵盖式轴承腔收油引气结构，其特征在于，在所述收油环(25)与机匣(21)配合的末端设有密封装置(29)。

10.一种航空发动机，其特征在于，所述航空发动机包括如权利要求1-9任一所述的适于航空发动机的双层壁堵盖式轴承腔收油引气结构。

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