CN111764969B

CN111764969B - 一种航空发动机封严结构

Info

Publication number: CN111764969B
Application number: CN202010734253.7A
Authority: CN
Inventors: 王家友; 赵家军; 夏梦; 赵耘墨; 邓明春; 沈毅; 李俊山; 熊玉; 宋辰星
Original assignee: AECC Shenyang Engine Research Institute
Current assignee: AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority date: 2020-07-27
Filing date: 2020-07-27
Publication date: 2022-08-30
Anticipated expiration: 2040-07-27
Also published as: CN111764969A

Abstract

本申请属于航空发动机结构设计领域，特别涉及一种航空发动机封严结构，包括：篦齿衬套，同轴内嵌在高速轴的内环面上；篦齿，通过一可变形支撑件同轴设置在低速轴的外环面上，且设置位置与篦齿衬套相互适配，另外，可变形支撑件能够在低速轴转速逐渐增大过程中，带动篦齿沿径向逐渐远离低速轴的轴心。本申请的航空发动机封严结构，能够在发动机运行过程中防止篦齿间隙增大，保持篦齿封严效果；另外，弹性补偿功能够使篦齿在不同的发动机状态下都具有良好的封严效果，为空气***功能的实现提供保证，为发动机安全运行提供保障。

Description

一种航空发动机封严结构

技术领域

本申请属于航空发动机结构设计领域，特别涉及一种航空发动机封严结构。

背景技术

航空发动机中的转动部件和静止部件之间（转-静）、转动部件与转动部件之间（转-转）通常通过篦齿结构进行密封。其中，篦齿的封严效果对空气***转子轴向力调节，轮缘封严等功能的实现起着关键的作用。并且，封严间隙是影响篦齿封严特性的最关键的参数之一，封严间隙越大篦齿封严效果越差，反之则封严效果越好。

双转子航空发动机，高低压转子之间的密封多采用转-转形式的篦齿密封。在发动机高速运转的过程中，由于受离心力的作用，篦齿衬套会向高半径位置产生位移，导致篦齿封严间隙增大，削弱篦齿的封严效果，影响发动机空气***功能的实现，给发动机的安全运行带来隐患。

发明内容

为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种航空发动机封严结构。

本申请公开了一种航空发动机封严结构，包括：

篦齿衬套，所述篦齿衬套同轴内嵌在高速轴的内环面上；

篦齿，所述篦齿通过一可变形支撑件同轴设置在所述低速轴的外环面上，且设置位置与所述篦齿衬套相互适配，另外，所述可变形支撑件能够在所述低速轴转速逐渐增大过程中，带动所述篦齿沿径向逐渐远离所述低速轴的轴心。

据本申请的至少一个实施方式，所述可变形支撑件包括：

呈环状的第一支撑部，所述第一支撑部内环一端与所述低速轴同轴连接；

呈圆筒状的变形部，所述变形部的轴向一端与所述第一支撑部外环一端同轴连接；

呈圆筒状的第二支撑部，所述第二支撑部的轴向一端与所述变形部的轴向另一端同轴连接，在所述第二支撑部的外环面上设置有所述篦齿；其中

所述第一支撑部用于支撑所述变形部和第二支撑部，所述变形部用于在变形过程中带动所述第二支撑部及其上设置的篦齿运动。

据本申请的至少一个实施方式，在所述第一支撑部、变形部以及第二支撑部中：

所述第一支撑部先沿着所述高速轴的径向方向延伸一段距离后，与所述变形部的靠近所述第一支撑部的一端连接；

所述变形部的靠近所述第一支撑部的一端到所述低速轴的径向距离，小于其远离所述第一支撑部的一端到所述低速轴的径向距离；

所述第二支撑部与所述变形部的远离所述第一支撑部的一端连接后，是沿着所述高速轴的轴向方向，朝向所述变形部的靠近所述第一支撑部的一端延伸。

据本申请的至少一个实施方式，所述第一支撑部与所述变形部的连接处采用圆弧过渡连接。

据本申请的至少一个实施方式，所述变形部与所述第二支撑部的连接处采用圆弧过渡连接。

据本申请的至少一个实施方式，在所述高速轴的轴向方向上，所述第一支撑部的厚度一致。

据本申请的至少一个实施方式，从所述变形部的靠近所述第一支撑部的一端，到其远离所述第一支撑部的一端，厚度逐渐减小。

据本申请的至少一个实施方式，所述第一支撑部、变形部、第二支撑部以及篦齿为一体成型构件。

本申请至少存在以下有益技术效果：

本申请的航空发动机封严结构，能够在发动机运行过程中防止篦齿间隙增大，保持篦齿封严效果；另外，弹性补偿功能够使篦齿在不同的发动机状态下都具有良好的封严效果，为空气***功能的实现提供保证，为发动机安全运行提供保障。

附图说明

图1是本申请航空发动机封严结构的结构剖视图。

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。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申请一部分实施例，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，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

需要理解的是，在本申请的描述中可能涉及到的技术术语，例如“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。

下面结合附图1对本申请的航空发动机封严结构做进一步详细说明。

本申请公开了一种航空发动机封严结构，可以包括篦齿衬套1以及篦齿3）。

具体的，篦齿衬套1同轴内嵌在高速轴2的内环面上；篦齿3通过一可变形支撑件同轴设置在低速轴4的外环面上，且设置位置与篦齿衬套1相互适配，另外，可变形支撑件能够在低速轴4转速逐渐增大过程中，带动篦齿3沿径向逐渐远离低速轴4的轴心，实现弹性补偿；可以理解的是，当低速轴4转速逐渐减小，可变形支撑件能够带动篦齿3沿径向逐渐靠近低速轴4的轴心。

进一步需要解释的是，本申请航空发动机封严结构的弹性补偿原理如下：

当发动机高速运转时，篦齿衬套1半径位置高，转速快，向高半径位置偏移量大，导致篦齿间隙增大，而本申请具备弹性补偿功能的篦齿环（由篦齿3加可变形支撑件构成）受离心力的作用能够跟随篦齿衬套1向高半径位置移动，保持转-转式封严篦齿间隙（即保持篦齿间隙不变），保证篦齿封严效果。

综上，本申请的航空发动机封严结构，能够在发动机运行过程中防止篦齿间隙增大，保持篦齿封严效果；另外，弹性补偿功能够使篦齿在不同的发动机状态下都具有良好的封严效果，为空气***功能的实现提供保证，为发动机安全运行提供保障。

进一步，本申请的可变形支撑件可以根据需要设置成多种适合的形状结构；本实施例中，如图1所示，优选可变形支撑件的截面的上半部分呈近似“Z”字型或“2”字型，其中，可变形支撑件可以包括第一支撑部51、变形部52以及第二支撑部53。

具体的，第一支撑部51呈环状，其内环一端（即内环面所在端部）与低速轴4同轴连接；变形部52呈圆筒状，其轴向一端（图1中左端）与第一支撑部51外环一端（即外环面所在端部）同轴连接；第二支撑部53呈圆筒状，其轴向一端（图1中右端）与变形部52的轴向另一端（图1中右端）同轴连接，在第二支撑部53的外环面上设置有篦齿3。

其中，第一支撑部51主要起到支撑作用，用于支撑变形部52和第二支撑部53；变形部52用于实现弹性形变，并在变形过程中带动第二支撑部53及其上设置的篦齿3运动。

进一步，在上述第一支撑部51、变形部52以及第二支撑部53中，第一支撑部51上先沿着高速轴2的径向方向延伸一段距离后，与变形部52的靠近第一支撑部51的一端（图1中左端）连接；另外，变形部52的靠近第一支撑部51的一端（图1中左端）到低速轴4的径向距离，小于其远离第一支撑部51的一端（图1中右端）到低速轴4的径向距离，也即是变形部52上呈近似喇叭口形状，左端半径小于右边半径；进一步，第二支撑部53与变形部52的远离第一支撑部51的一端（图1中右端）连接后，是沿着高速轴2的轴向方向，朝向变形部52的靠近第一支撑部51的一端延伸。

进一步的，在上述第一支撑部51、变形部52以及第二支撑部53相互之间的连接处，优选第一支撑部51与变形部52的连接处采用圆弧过渡连接，以及优选变形部52与第二支撑部53的连接处采用圆弧过渡连接。

进一步的，上述第一支撑部51、变形部52以及第二支撑部53的每个位置的厚度可以根据需要进行适合的设置，本实施例中，优选在高速轴2的轴向方向（即图1的从左向右或从右向左方向）上，第一支撑部51的厚度一致；以及，从变形部52的靠近第一支撑部51的一端，到其远离第一支撑部51的一端，厚度逐渐减小。

另外，上述第一支撑部51、变形部52、第二支撑部53以及篦齿3之间可以为多种适合的连接方式，比如焊接、粘接，本实施例中，优选第一支撑部51、变形部52、第二支撑部53以及篦齿3为一体成型构件，使得结构稳定性更强。另外，在其他实施例中，在加工条件允许的情况下，甚至低速轴4也可以与上述部件为一体成型构件。

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

1.一种航空发动机封严结构，其特征在于，包括：

篦齿衬套（1），所述篦齿衬套（1）同轴内嵌在高速轴（2）的内环面上；

篦齿（3），所述篦齿（3）通过一可变形支撑件同轴设置在低速轴（4）的外环面上，且设置位置与所述篦齿衬套（1）相互适配，另外，所述可变形支撑件能够在所述低速轴（4）转速逐渐增大过程中，带动所述篦齿（3）沿径向逐渐远离所述低速轴（4）的轴心；

所述可变形支撑件包括：

呈环状的第一支撑部（51），所述第一支撑部（51）内环一端与所述低速轴（4）同轴连接；

呈圆筒状的变形部（52），所述变形部（52）的轴向一端与所述第一支撑部（51）外环一端同轴连接；

呈圆筒状的第二支撑部（53），所述第二支撑部（53）的轴向一端与所述变形部（52）的轴向另一端同轴连接，在所述第二支撑部（53）的外环面上设置有所述篦齿（3）；其中

所述第一支撑部（51）用于支撑所述变形部（52）和第二支撑部（53），所述变形部（52）用于在变形过程中带动所述第二支撑部（53）及其上设置的篦齿（3）运动；

从所述变形部（52）的靠近所述第一支撑部（51）的一端，到其远离所述第一支撑部（51）的一端，厚度逐渐减小。

2.根据权利要求1所述的航空发动机封严结构，其特征在于，在所述第一支撑部（51）、变形部（52）以及第二支撑部（53）中：

所述第一支撑部（51）先沿着所述高速轴（2）的径向方向延伸一段距离后，与所述变形部（52）的靠近所述第一支撑部（51）的一端连接；

所述变形部（52）的靠近所述第一支撑部（51）的一端到所述低速轴（4）的径向距离，小于其远离所述第一支撑部（51）的一端到所述低速轴（4）的径向距离；

所述第二支撑部（53）与所述变形部（52）的远离所述第一支撑部（51）的一端连接后，是沿着所述高速轴（2）的轴向方向，朝向所述变形部（52）的靠近所述第一支撑部（51）的一端延伸。

3.根据权利要求2所述的航空发动机封严结构，其特征在于，所述第一支撑部（51）与所述变形部（52）的连接处采用圆弧过渡连接。

4.根据权利要求2所述的航空发动机封严结构，其特征在于，所述变形部（52）与所述第二支撑部（53）的连接处采用圆弧过渡连接。

5.根据权利要求2所述的航空发动机封严结构，其特征在于，在所述高速轴（2）的轴向方向上，所述第一支撑部（51）的厚度一致。

6.根据权利要求5所述的航空发动机封严结构，其特征在于，所述第一支撑部（51）、变形部（52）、第二支撑部（53）以及篦齿（3）为一体成型构件。