CN206889111U - 一种带渐缩引气孔的航空发动机篦齿封严结构 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及一种带渐缩引气孔的航空发动机篦齿封严结构，该带渐缩引气孔的航空发动机篦齿封严结构包括设有多个篦齿的转轴、篦齿衬套环，篦齿衬套环沿内壁周向设置环形槽，该环形槽包括进气侧壁、出气侧壁和环形底壁，该进气侧壁呈倾斜设置，以使进气侧壁与篦齿衬套环内壁的连接处呈喇叭形扩散，对沿篦齿衬套环内壁流动的泄露气流进行导向；环形底壁上沿篦齿衬套环径向设置多个用于引入气流的渐缩引气孔，该渐缩引气孔呈锥形设置，其出气端的直径小于进气端直径设置，以对引入环形槽内的气流进行增压；装配时环形槽的进气侧壁和出气侧壁置于同一齿腔内，泄漏气流流动至环形槽时，由进气侧壁进入环形槽。

Description

一种带渐缩引气孔的航空发动机篦齿封严结构

技术领域

本实用新型涉及航空发动机技术领域，特别是一种带渐缩引气孔的航空发动机篦齿封严结构。

背景技术

从航空燃气涡轮发动机诞生到如今飞速地发展，气体的封严一直是重要的问题之一。篦齿封严是现役航空发动机最广泛使用的气体封严结构，主要用于压气机级间、涡轮级间、叶片顶部和轴承腔内滑油密封系统的油气隔离。低油耗、高推重比、高可靠性和耐久性是航空发动机的发展方向，但是发动机压比和内部温度的升高使得内流系统泄露增大，所以篦齿封严系统直接影响到航空发动机的耗油率、可靠性和耐久性。

国内外研究表明封严技术的改善将大大提高发动机的效率，篦齿结构密封效果主要取决于封严间隙和齿数的大小。当齿数大于6时，对泄露量影响越来越小。篦齿封严结构在发动机运转过程中，由于转子件与静子件不可避免地磨损，导致封严间隙增大，衬套一般的都涂有刮磨层。

现有的篦齿结构如图1所示，主要包括转轴1、篦齿2、篦齿衬套环3、相邻篦齿之间的齿腔4，主要参数有篦齿2顶端与篦齿衬套环3内壁之间的封严间隙C、篦齿2的齿尖宽度t、齿腔4沿轴向的齿距W、篦齿2的齿高H、篦齿2的前倾角α和后倾角β，优化齿形参数、衬套齿间槽、蜂窝衬套结构都可以提高封严效果。但在齿数和封严间隙固定的情况下，单纯改变篦齿其余结构参数不易对封严效果产生显著的提高。

实用新型内容

本实用新型要解决的技术问题是提供一种结构简单、可以使流体在齿腔内充分地扩散的带渐缩引气孔的航空发动机篦齿封严结构。

为解决上述技术问题，本实用新型提供的带渐缩引气孔的航空发动机篦齿封严结构，包括：设有多个篦齿的转轴、篦齿衬套环，所述篦齿衬套环与所述转轴的篦齿处间隙配合，相邻的两篦齿之间形成齿腔，以使泄漏气流在转轴与篦齿衬套环之间流动至篦齿处时，改变流动方向，在齿腔内形成涡流，以减少泄漏；所述篦齿衬套环沿内壁周向设置环形槽，该环形槽包括进气侧壁、出气侧壁和环形底壁，该进气侧壁呈倾斜设置，以使进气侧壁与篦齿衬套环内壁的连接处呈喇叭形扩散，对沿篦齿衬套环内壁流动的泄露气流进行导向；所述环形底壁上沿篦齿衬套环径向设置多个用于引入气流的渐缩引气孔，该渐缩引气孔呈锥形设置，其出气端的直径小于进气端直径设置，以对引入环形槽内的气流进行增压；装配时环形槽的进气侧壁和出气侧壁置于同一齿腔内，泄漏气流流动至环形槽时，由进气侧壁进入环形槽。

进一步，所述篦齿包括置于两端的多个端部篦齿和置于中间的2个中央篦齿，相邻两端部篦齿之间、相邻端部篦齿和中央篦齿之间的齿距相同，以形成同样大小的涡流齿腔；两中央篦齿之间的齿距大于相邻端部篦齿之间的齿距设置，以使两中央篦齿之间形成中央引气齿腔，所述环形槽的进气侧壁和出气侧壁置于两中央篦齿之间，以使由渐缩引气孔引入的气流进入篦齿中部的中央引气齿腔，使得中央引气齿腔的前后两端均存在多个涡流齿腔，以增强涡流效果，减少泄漏。

进一步，所述进气侧壁与气流方向呈75°夹角设置，可有效的降低从上一级篦齿齿尖处射流的透气效应，从而达到减小篦齿结构泄漏量的效果；所述出气侧壁与所述进气侧壁平行设置，以使气流流通至出气侧壁时，由出气侧壁对气流进行阻挡，减少泄漏。

进一步，所述渐缩引气孔为6个，均匀分布在所述环形槽上，以使环形槽内引入的气流可充满环形槽。

进一步，所述篦齿衬套环的外壁沿周向设置环形凸台，所述渐缩引气孔沿所述环形凸台贯穿设置。

进一步，所述中央引气齿腔沿轴向的宽度为涡流齿腔轴向宽度的2.15倍，所述环形槽沿轴向的宽度为涡流齿腔轴向宽度的0.75倍，所述环形槽沿径向的深度为其沿轴向宽度的2/3。

实用新型的技术效果：（1）本实用新型的带渐缩引气孔的航空发动机篦齿封严结构，相对于现有技术，篦齿的设置可以减少气流的泄漏，其原理为转轴在上下游压差作用下，具有较大的轴向速度，同时篦齿随转轴转动时篦齿齿尖和齿腔处会存在旋转方向上的周向流动，当气流通过齿尖间隙时速度能迅速转为压力，而扩散到齿腔时压力有转为速度能，气流在齿腔中形成涡旋后一部分能量耗散为热能；（2）由渐缩引气孔引入高压气流进一步阻碍了篦齿气流向低压区流动，并扰乱了中央引气齿腔内气流的周向运动，增大了周向流动阻尼，进一步减小篦齿结构的泄漏量；（3）渐缩引气孔呈锥形设置，可以对引入环形槽内的气流进行增压；（4）进气侧壁倾斜设置，可有效的降低从上一级篦齿齿尖处射流的透气效应，从而达到减小篦齿结构泄漏量的效果。

附图说明

下面结合说明书附图对本实用新型作进一步详细说明：

图1是现有技术的篦齿和转轴的结构示意图；

图2是本实用新型的带渐缩引气孔的航空发动机篦齿封严结构的结构示意图；

图3是本实用新型的篦齿衬套环沿轴向的剖视图；

图4是本实用新型的篦齿衬套环沿环形凸台径向的剖视图。

图中：转轴1，篦齿2，端部篦齿21，中央篦齿22，篦齿衬套环3，刮磨层31，齿腔4，涡流齿腔41，中央引气齿腔42，环形槽5，进气侧壁51，出气侧壁52，渐缩引气孔6，环形凸台7，安装孔71。

具体实施方式

实施例1 如图2至图4所示，本实施例的带渐缩引气孔的航空发动机篦齿封严结构，包括转轴1和篦齿衬套环3，该转轴1上设有6节篦齿2，按气流流通方向其中第1、2、5、6节篦齿为端部篦齿21，第3、4节篦齿为中央篦齿22；所述篦齿衬套环3的内壁与篦齿2齿尖之间的封严间隙C不超过0.5mm，第1节篦齿和第2节篦齿之间、第2节篦齿和第3节篦齿之间、第4节篦齿和第5节篦齿之间、第5节篦齿和第6节篦齿之间的齿距W相同，以形成同样大小的涡流齿腔41；第3节篦齿和第4节篦齿之间的齿距为第5节篦齿和第6节篦齿之间齿距的2.15倍，以使两中央篦齿22之间形成较宽的中央引气齿腔42。

篦齿衬套环3的内壁涂覆有刮磨层31，以延长使用寿命；且篦齿衬套环3沿内壁周向设置环形槽5，该环形槽5包括进气侧壁51、出气侧壁52和环形底壁，该进气侧壁51呈倾斜设置，进气侧壁51与气流方向呈75°夹角设置，以使进气侧壁51与篦齿衬套环3内壁的连接处呈喇叭形扩散，对沿篦齿衬套环3内壁流动的泄露气流进行导向；出气侧壁52与所述进气侧壁51平行设置，以使气流流通至出气侧壁52时，由出气侧壁52对气流进行阻挡，形成扰流，减少泄漏。

篦齿衬套环3的外壁沿周向固定设置环形凸台7，环形凸台7与篦齿衬套环3内壁的环形槽5设置在同一圆周上；环形槽5的环形底壁上沿篦齿衬套环3径向设置6个用于引入气流的渐缩引气孔6，6个渐缩引气孔6均匀分布，各渐缩引气孔6呈锥形且沿环形凸台7的径向贯穿设置，其出气端的直径小于进气端直径设置，例如渐缩引气孔6的直径由4mm向3mm逐渐缩小，以对引入环形槽5内的气流进行增压。环形凸台7上对称设置两个安装孔71，用于固定篦齿衬套环3。

装配时，篦齿衬套环3套在转轴1上后用两个螺栓通过环形凸台7上的安装孔71进行固定，篦齿衬套环3的环形槽5置于转轴1的第3、4节篦齿之间，即环形槽5的进气侧壁51和出气侧壁52置于两中央篦齿22之间，以使由渐缩引气孔6引入的气流进入位于篦齿分布区中部的中央引气齿腔42；环形槽5沿轴向的宽度可以设置为涡流齿腔41轴向宽度的0.75倍，环形槽5沿径向的深度为其沿轴向宽度的2/3，合理的尺寸设置可提高封严效果。该带渐缩引气孔的航空发动机篦齿封严结构可用于航空发动机压气机级间、涡轮级间等位置的密封。

使用时，气流在转轴1和篦齿衬套环3之间由第1节篦齿向第6节篦齿方向流通，气流在篦齿上下游压差作用下，具有较大的轴向速度，同时篦齿2随转轴1转动时篦齿齿尖和齿腔处会存在旋转方向上的周向流动，当气流通过齿尖间隙时速度能迅速转为压力，而扩散到齿腔时压力又转为速度能，气流在齿腔中形成涡旋后一部分能量耗散为热能，降低了压力，进而减少泄漏；气流沿篦齿衬套环3内壁移动至环形槽5时，由于扩宽了第3、4节篦齿间的齿距，一方面齿距增大可以加大齿腔涡流能量耗散；另一方面，环形槽5的进气侧壁呈75°设置，对沿篦齿衬套环3内壁流动的泄露气流进行扩散导向，有效的降低从上一级篦齿齿尖处射流的透气效应，阻碍了气流轴向上的规则运动，降低篦齿结构泄漏量，提高封严效果；在环形槽5的径向上，渐缩引气孔6引入高压气流，渐缩引气孔的进气端可与篦齿衬套环3的进气侧相连通，由于气流流经篦齿区域进入中央引气齿腔42后气压已经下降，因此此时由渐缩引气孔6引入的气体压力高于此时中央引气齿腔42内的气压，引入高压气流进一步阻碍了篦齿衬套环3内气流向低压区流动，并扰乱了中央引气齿腔42中气流的轴向和周向运动，进一步减小篦齿结构泄漏量，提高封严效果。

显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明本实用新型所作的举例，而并非是对本实用新型的实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而这些属于本实用新型的精神所引申出的显而易见的变化或变动仍处于本实用新型的保护范围之中。

Claims (5)

1.一种带渐缩引气孔的航空发动机篦齿封严结构，其特征在于，包括：设有多个篦齿的转轴、篦齿衬套环，所述篦齿衬套环与所述转轴的篦齿处间隙配合，相邻的两篦齿之间形成齿腔；所述篦齿衬套环沿内壁周向设置环形槽，该环形槽包括进气侧壁、出气侧壁和环形底壁，该进气侧壁呈倾斜设置，以使进气侧壁与篦齿衬套环内壁的连接处呈喇叭形扩散；所述环形底壁上沿篦齿衬套环径向设置多个用于引入气流的渐缩引气孔，该渐缩引气孔呈锥形设置，其出气端的直径小于进气端直径设置；装配时环形槽的进气侧壁和出气侧壁置于同一齿腔内，泄漏气流流动至环形槽时，由进气侧壁进入环形槽。

2.根据权利要求1所述的带渐缩引气孔的航空发动机篦齿封严结构，其特征在于，所述篦齿包括置于两端的多个端部篦齿和置于中间的2个中央篦齿，相邻两端部篦齿之间、相邻端部篦齿和中央篦齿之间的齿距相同，以形成同样大小的涡流齿腔；两中央篦齿之间的齿距大于相邻端部篦齿之间的齿距设置，以使两中央篦齿之间形成中央引气齿腔，所述环形槽的进气侧壁和出气侧壁置于两中央篦齿之间。

3.根据权利要求2所述的带渐缩引气孔的航空发动机篦齿封严结构，其特征在于，所述进气侧壁与气流方向呈75°夹角设置；所述出气侧壁与所述进气侧壁平行设置。

4.根据权利要求3所述的带渐缩引气孔的航空发动机篦齿封严结构，其特征在于，所述渐缩引气孔为6个。

5.根据权利要求4所述的带渐缩引气孔的航空发动机篦齿封严结构，其特征在于，所述篦齿衬套环的外壁沿周向设置环形凸台，所述渐缩引气孔沿所述环形凸台贯穿设置。