CN114017561B - 一种适用于航空航天发动机管路的密封结构 - Google Patents

一种适用于航空航天发动机管路的密封结构 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种适用于航空航天发动机管路的密封结构，发动机管路包括安装有第一法兰的第一管路，以及安装有第二法兰的第二管路；第一法兰和第二法兰对接用于第一管路和第二管路固连；第一法兰和第二法兰之间设置有金属密封环；该金属密封环包括内密封唇和外密封唇；内密封唇的一端和外密封唇一端连接，形成金属密封环的封闭端，内密封唇的另一端和外密封唇的一端之间保持距离，形成金属密封环的开口端，且内密封唇的另一端与所述第一管路外圆表面过盈配合，外密封唇另一端与所述第二管路外圆表面过盈配合；开口端朝向介质的来流的方向；该密封结构具有自紧功能，并且可对管路、法兰的变形进行自补偿，降低了泄漏风险，解决了轴向泄漏问题。

Description

一种适用于航空航天发动机管路的密封结构
技术领域
本发明属于金属密封领域，具体涉及了一种适用于航空航天发动机管路的金属V形密封结构。
背景技术
金属密封作为可靠的密封形式，广泛的应用在各个领域，尤其是航空航天发动机管路的法兰密封领域。法兰用金属密封的传统形式多为实心垫片或O、C以及V形密封环，以上的密封结构均可解决沿径向的泄漏问题，而针对轴向泄漏的密封效果却十分有限。
发明内容
本发明为解决O形密封环、C形密封环以及现有V形密封结构均无法满足航空航天发动机管路的法兰连接处轴向密封问题，本发明提出一种适用于航空航天发动机管路的密封结构。
本发明的基本实际原理为：
本发明结合航空航天发动机工况和密封介质，分析密封工作的状态，提出种金属密封环结构：当密封结构装配至管路后，金属密封环受到预紧力，即使金属密封环发生弹性变形或微小的塑性变形，内密封唇与第一管路过盈配合，外密封唇与第二管路过盈配合，产生一定的接触压力形成初始密封力；
当密封结构在工作时，介质压力会使进入金属密封环内，使得内密封唇和外密封唇向外张开，进一步增大与第一管路和第二管路的接触压力，产生自紧作用，增强密封能力，且可补偿管路因温度变形、螺栓拉伸变形等原因导致的密封性能下降，以降低泄漏风险，从而实现了航空航天发动机管路的法兰连接处的有效轴向密封。
本发明的具体的技术方案是：
一种适用于航空航天发动机管路的密封结构，发动机管路包括安装有第一法兰的第一管路，以及安装有第二法兰的第二管路；第一管路一端伸入第二管路中，用于两者连通；第一法兰和第二法兰对接用于第一管路和第二管路固连；
其改进之处是：
第一法兰和第二法兰之间设置有金属密封环；
该金属密封环包括内密封唇和外密封唇；内密封唇的一端和外密封唇一端连接，形成金属密封环的封闭端，内密封唇的另一端和外密封唇的一端之间保持距离，形成金属密封环的开口端，且内密封唇的另一端与所述第一管路外圆表面过盈配合，外密封唇另一端与所述第二管路外圆表面过盈配合；
所述开口端朝向介质的来流的方向；
金属密封环材料由介质温度确定，高温介质时，金属密封环材料选择高温合金；低温介质时，金属密封环材料选择不锈钢或高温合金。
进一步地，上述内密封唇、外密封唇的表面进行电镀或者喷涂镀，镀层厚度为10μm～120μm。
进一步地，内密封唇和外密封唇之间的夹角α为30°～45°。
进一步地，内密封唇和外密封唇的厚度d均为0.15mm～0.5mm。
进一步地，内密封唇的另一端与所述第一管路外圆表面的过盈量，以及外密封唇的另一端与第二管路外圆表面的过盈量W均为0.05mm～0.2mm。
进一步地，所述外密封唇与第二管路外圆表面接触端具有圆角r，圆角r的半径范围为0.04～0.1mm；
所述内密封唇、外密封唇的圆弧形半径r均为0.04mm～0.1mm。
进一步地，当730℃≤介质温度≤870℃，金属密封环的材料型号为GH4141；630℃≤介质温度≤730℃，材料型号为GH4738；450℃≤介质温度≤630℃，材料型号为GH4169；介质温度≤450℃，材料型号为GH4145；
在低温环境中，介质温度≥-196℃，金属密封环的材料型号为07Cr16N i 6或GH4169。
进一步地，上述内密封唇、外密封唇的表面粗糙度Ra≤0.8μm。
进一步地，上述金属密封环的具体设计方法如下：
步骤1：根据介质温度确定金属密封环的材料；
步骤2：根据需要安装密封的位置及要求，确定密封环的初始半径R和密封的高度h，并根据密封的工况，设定一个初始过盈量W；
步骤3：根据以下公式求得内密封唇和外密封唇之间的夹角α；
Figure BDA0003362490560000031
I＝π[R4-(R-d1-d2)4] (2)
Figure BDA0003362490560000032
式中，h为密封环的高度；
E为密封环材料的弹性模量；
I为密封环材料的截面惯矩
d1为材料厚度；
d2为镀层厚度；
F为密封臂所受介质压力；
P为介质压力；
步骤4：将计算出的夹角α按照四舍五入的原则调整为整数值；
步骤5：根据整数化后的夹角值以及步骤3的公式(1)、(2)(3)，反推出实际过盈值W实；
步骤6：根据过盈值W实，确定密封唇圆角r，具体求解公式如下：
Figure BDA0003362490560000033
本发明与现有技术相比，其有益效果如下：
1、具有弹性自紧功能，承压能力高、补偿能力强。本发明的金属密封结构，密封环利用泄漏介质本身的压力，使得内密封唇和外密封唇分别与第一管路和第二管路紧密贴合，具有自紧功能，增强密封能力，并且可对管路、法兰因温度、螺栓拉伸造成的变形进行自补偿，大大降低了泄漏风险，同时有效解决了在航空航天发动机管路的法兰连接处可能出现的轴向泄漏问题，在航空航天领域具有重要应用价值。
2、通用性好，适用性广。本发明的金属密封结构，由内密封唇和外密封唇构成，结构简单，材料由介质温度确定，可适应多种工况下沿轴向泄漏的密封场景，适用温度范围广(-253～870℃)、适用介质种类多，包括液氢、液氧、甲烷、富氧燃气、四氧化二氮、肼类介质、水、氮气、空气、煤油、燃油等。
附图说明
图1为本发明的结构示意图；
图2为金属密封环的结构示意图。
图3为金属密封环具体安装区域的局部结构示意图；
附图标记：
1-第一管路、11第一法兰、2-第二管路、21-第二法兰、3-环形腔室、4-金属密封环、41-内密封唇、42-外密封唇。
具体实施方式
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合说明书附图对本发明的具体实施方式做详细的说明，显然所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明的保护的范围。
在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是本发明还可以采用其他不同于在此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下做类似推广，因此本发明不受下面公开的具体实施例的限制。
同时在本发明的描述中，需要说明的是，术语中的“上、下、内和外”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发明和简化描述，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发明的限制。此外，术语“第一、第二或第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
本发明中除非另有明确的规定和限定，术语“安装、相连、连接”应做广义理解，例如：可以是固定连接、可拆卸连接或一体式连接：同样可以是机械连接、电连接或直接连接，也可以通过中间媒介间接相连，也可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
如图1所示，该密封结构用于航空航天发动机管路上时具体结构如下：
发动机管路包括安装有第一法兰11的第一管路1，以及安装有第二法兰21的第二管路2；第一管路1一端伸入第二管路2中，用于两者连通；第一法兰11和第二法兰21对接用于第一管路1和第二管路2固连；在第一管路1、第二管路2、第一法兰21、第二法兰22之间构成一个环形腔室3，该环形腔室3内设置有金属密封环4；
如图2和图3所示，该金属密封环4包括内密封唇41和外密封唇42；内密封唇41的一端和外密封唇42一端连接，形成金属密封环的封闭端，内密封唇41的另一端和外密封唇42的另一端之间保持距离，形成金属密封环的开口端，开口端朝向介质的来流的方向(如图1所示，即开口端迎着箭头方向，使得泄漏的介质能够进入金属密封环内)，且内密封唇41的另一端与所述第一管路1外圆表面过盈配合，外密封唇42另一端与所述第二管路2外圆表面过盈配合；
金属密封环材料由介质温度确定，高温介质时，金属密封环材料选择高温合金；低温介质时，金属密封环材料选择不锈钢或高温合金，材料的具体选取原则是：
介质温度≤870℃，金属密封环的材料型号选择为GH4141；介质温度≤730℃，金属密封环的材料型号选择为GH4738；介质温度≤630℃，金属密封环的材料型号选择为GH4169；介质温度≤450℃，金属密封环的材料型号选择为GH4145；在低温环境中，金属密封环的材料型号为07Cr16Ni6、GH4169。
当将该金属密封环装入环形腔室时，金属密封环发生弹性变形或微小的塑性变形，产生一定的接触压力形成初始密封力；
当金属密封环工作时，介质压力会使密封环张开，产生自紧作用，进一步增大接触压力，增强密封能力，且该密封环结构可对管路、法兰因温度、螺栓拉伸造成的变形进行自补偿，以降低泄漏风险。
除了金属密封环在管路中的安装位置、结构形状、金属密封环的材料之外，内、外密封唇之间的夹角，金属密封环的厚度，内、外密封唇分别与第一管路、第二管路之间的过盈量，以及外密封唇与第二管路外圆表面接触端的圆角半径大小也是影响最终密封效果的重要因素。
金属密封环的具体设计过程如下：
步骤1：根据介质温度确定金属密封环的材料；
步骤2：根据需要安装密封的位置及要求，确定密封环的初始半径R和密封的高度h，并根据密封的工况(压力、温度、介质属性)，假定一个初始过盈量W；
步骤3：根据以下公式求得内密封唇和外密封唇之间的夹角α；
Figure BDA0003362490560000061
I＝π[R4-(R-d1-d2)4](2)
Figure BDA0003362490560000062
式中，h为密封环的高度；
E为密封环材料的弹性模量；
I为密封环材料的截面惯矩
d1为材料厚度；
d2为镀层厚度；
F为密封臂所受介质压力；
P为介质压力；
步骤4：由于计算得到的夹角α不一定为整数，为保证金属密封环的可生产性，需要将计算出来的夹角α进行整数化处理(按照四舍五入的原则)；
根据整数化后的夹角值以及步骤3的公式(1)、(2)(3)，反推出实际过盈值W实；
步骤6：根据过盈值W实，确定密封唇圆角r，具体求解公式如下：
Figure BDA0003362490560000071
为了进一步获得内、外密封唇之间的夹角，金属密封环的厚度，内、外密封唇分别与第一管路、第二管路之间的过盈量，以及外密封唇与第二管路外圆表面接触端的圆角半径大小等参数最优的取值范围，本发明还做了以下试验分析：
为了验证内、外密封唇之间的夹角，金属密封环的厚度，内、外密封唇分别与第一管路、第二管路之间的过盈量，以及外密封唇与第二管路外圆表面接触端的圆角半径大小的取值范围，本发明进行了仿真试验，仿真结果如下表：
Figure BDA0003362490560000072
Figure BDA0003362490560000081
根据上表中以泄漏量为评价指标进行极差分析，得到过盈量影响程度最大，夹角α其次，圆角r影响较小，d影响程度最小，对极差进行多因素评估，得到最优范围为开口夹角α范围为30°～45°，材料厚度d范围为0.15mm～0.5mm，圆角r半径范围为0.04～0.1mm，过盈值量为0.05～0.25mm。
以上公开的仅为本发明的具体实施例，但是，本发明实施例并非局限于此，任何本领域的技术人员能思之的变化都应落入本发明的保护范围。

Claims (8)

1.一种适用于航空航天发动机管路的密封结构，发动机管路包括安装有第一法兰的第一管路，以及安装有第二法兰的第二管路；第一管路一端伸入第二管路中，用于两者连通；第一法兰和第二法兰对接用于第一管路和第二管路固连；
其特征在于：
第一法兰和第二法兰之间设置有金属密封环；
该金属密封环包括内密封唇和外密封唇；内密封唇的一端和外密封唇一端连接，形成金属密封环的封闭端，内密封唇的另一端和外密封唇的一端之间保持距离，形成金属密封环的开口端，且内密封唇的另一端与所述第一管路外圆表面过盈配合，外密封唇另一端与所述第二管路外圆表面过盈配合；
所述开口端朝向介质的来流的方向；
金属密封环材料由介质温度确定，高温介质时，金属密封环材料选择高温合金；低温介质时，金属密封环材料选择不锈钢或高温合金；
所述金属密封环的具体设计方法如下：
步骤1：根据介质温度确定金属密封环的材料；
步骤2：根据需要安装密封的位置及要求，确定密封环的初始半径R和密封的高度h，并根据密封的工况，设定一个初始过盈量W；
步骤3：根据以下公式求得内密封唇和外密封唇之间的夹角α；
Figure QLYQS_1
I＝π[R4-(R-d1-d2)4] (2)
Figure QLYQS_2
式中，h为密封环的高度；
E为密封环材料的弹性模量；
I为密封环材料的截面惯矩；
d1为材料厚度；
d2为镀层厚度；
F为密封臂所受介质压力；
P为介质压力；
步骤4：将计算出的夹角α按照四舍五入的原则调整为整数值；
步骤5：根据整数化后的夹角值以及步骤3的公式(1)、(2)(3)，反推出实际过盈值W实；
步骤6：根据过盈值W实，确定密封唇圆角r，具体求解公式如下：
Figure QLYQS_3
2.根据权利要求1所述的适用于航空航天发动机管路的密封结构，其特征在于：所述内密封唇、外密封唇的表面进行电镀或者喷涂镀，镀层厚度为10μm～120μm。
3.根据权利要求1所述的适用于航空航天发动机管路的密封结构，其特征在于：内密封唇和外密封唇之间的夹角α为30°～45°。
4.根据权利要求1所述的适用于航空航天发动机管路的密封结构，其特征在于：内密封唇和外密封唇的厚度d均为0.15mm～0.5mm。
5.根据权利要求1所述的适用于航空航天发动机管路的密封结构，其特征在于：内密封唇的另一端与所述第一管路外圆表面的过盈量，以及外密封唇的另一端与第二管路外圆表面的过盈量W均为0.05mm～0.2mm。
6.根据权利要求1所述的适用于航空航天发动机管路的密封结构，其特征在于：所述外密封唇与第二管路外圆表面接触端具有圆角r，圆角r的半径范围为0.04～0.1mm；
所述内密封唇、外密封唇的圆弧形半径r均为0.04mm～0.1mm。
7.根据权利要求1所述的适用于航空航天发动机管路的密封结构，其特征在于：当730℃≤介质温度≤870℃，金属密封环的材料型号为GH4141；630℃≤介质温度≤730℃，材料型号为GH4738；450℃≤介质温度≤630℃，材料型号为GH4169；介质温度≤450℃，材料型号为GH4145；
在低温环境中，介质温度≥-196℃，金属密封环的材料型号为07Cr16Ni6或GH4169。
8.根据权利要求1所述的适用于航空航天发动机管路的密封结构，其特征在于：所述内密封唇、外密封唇的表面粗糙度Ra≤0.8μm。
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