多弯反S型篦齿的航空发动机封严密封结构的制作方法

文档序号:11816697
多弯反S型篦齿的航空发动机封严密封结构的制作方法与工艺

本发明属于发动机领域,具体涉及一种多弯反S型篦齿的航空发动机封严密封结构。



背景技术:

随着航空事业的发展,对飞机的机动性、可靠性和经济性的要求越来越高,因此迫切需要改进航空发动机的各个部件,以保证发动机高性能的要求。低油耗、高推比、高可靠性和耐久性是现代航空燃气涡轮发动机的发展趋势,但是发动机内部的温度和压比逐渐升高,使得内流系统的泄漏日趋严重,而封严的性能直接影响到航空发动机燃油消耗率、飞行成本、推重比等工作性能。为了减少泄漏损失,提高发动机的整体性能,在许多部位改进原有的封严装置显得尤为重要。国内外研究表明未来航空发动机性能的提高一半将取决于封严技术的改善和泄漏量的降低。因此,人们对高性能密封结构的要求越来越迫切,改进和发展新的封严装置对减少耗油率、提高发动机效率具有重要的实用价值和意义。

篦齿封严是航空发动机长期以来广泛的一种封严结构,主要应用于轴承腔、压气机级间、涡轮的级间、燃气隔离和冷却流路等部位。图1和图2分别给出了压气机级间和涡轮级间的篦齿封严结构图。由图2可见,在涡轮各级间,燃气的压力和温度沿轴向从左到右是逐渐减小的,每级转子叶片或静子叶片之间都有压力差,而涡轮转子件和静子件之间难以避免地存在间隙,那么必然会发生高压燃气未参与做功而泄漏到低压区。因此,从提高发动机性能的角度出发,有必要这些位置封严装置,一是减少因高压流体泄漏带走的能量损失,从而提高发动机效率;二是减小因高温燃气直接进入低压涡轮带来的危害,提高低压涡轮的可靠性和耐久性。

可以看出,篦齿封严是现役航空发动机中广泛使用的一种有效的、长寿命的封严结构,它是利用通道的突扩和突缩增加流阻以限制流体泄漏的非接触式动封严,流体经过节流间隙时,上游流体的压力能通过节流作用转化为速度能,然后在齿腔内速度能通过湍流旋涡耗散为热能。其密封效果主要取决于其密封间隙的大小和齿数的多少,具有耐高温、没有摩擦损耗和适用于高转速状况等优点。

篦齿封严结构的主要几何参数包括7个结构参数,即节流间隙宽度c,齿间距B,齿高H,齿宽(齿尖宽度)t,齿数N,前倾角α,后倾角β,如图3所示。

篦齿封严结构在运行过程中,由于转子件与静子件之间存在磨损,导致节流间隙宽度变大,减少篦齿封严结构的泄漏量的关键在于使流体在齿腔内的能量充分耗散。设计合理的篦齿封严结构,就是使得流体介质产生漩涡、射流等有效的流动特征,从而使得流体的能量在流动过程中得到充分的耗散,以实现密封两侧的较大压差,进而实现封严的效果,这就意味着对篦齿封严结构的设计提出了更高的要求,其原理如图4所示。

流体从进口处的高压区域向出口处的低压区域方向流动,流体撞向第一节篦齿后会迅速收缩,流体挤入齿尖间隙,原先的大尺度涡结构变为I区所示的形状,此时,涡结构发生变形,但是与主要大涡结构并未脱离,在变形过程中,其压力能部分转换为流体的动能,以最大速度通过齿尖,然后一部分贴壁射流进入下一节齿尖间隙,另一部分则进入齿腔后产生涡流。流体在齿腔里会受到强烈的摩擦作用,膨胀减速,最终流体的动能会转化为热能在齿腔里面耗散,总能量损失增加(图4)。

当气流通过封严流通间隙,进入篦齿齿腔,流体经过节流间隙时,上游流体的压力能通过节流作用转化为速度能,气流在齿腔内形成涡旋,速度能通过湍流旋涡耗散为热能。从上述分析可以看出,气流在篦齿齿腔内的能量耗散对篦齿泄漏量影响较大,在腔体内部引入高速射流,能强化篦齿齿腔内的流动掺混,增强动能耗散,则可以有效降低篦齿泄漏量。

提高航空发动机性能的主要途径之一是封严技术的改善和泄漏量的降低。随着航空发动机性能指标的不断提升,对密封性能的要求也日益苛刻。研究表明:国内外现役发动机机中空气密封设备主要采用篦齿封严结构,其密封性能的进一步改进主要集中在篦齿自身主要齿形参数的优化设计。

从国内外研究可以看出,目前篦齿封严泄漏量降低主要集中在结构参数的优化,即篦齿自身主要齿形参数的优化设计,通过对图2所示几何参数的优化设计,增加篦齿沿程气流动能耗散,降低流速,起到降低泄漏量的目的。近年来,研究主要集中在针对齿尖、齿腔几何参数的优化设计上,大幅提升了篦齿结构的密封特性。对于传统的梯形篦齿而言,其几何参数的影响研究较为深入,通过几何尺寸的变化降低泄漏量的效果较小。



技术实现要素:

本发明的目的在于提供一种多弯反S型篦齿的航空发动机封严密封结构,增强流体在齿壁上流动的分离,增加流体在齿腔内的掺混与耗散,起到强化耗散,减少泄漏的作用。

为达到上述目的,本发明提供的技术方案是:

一种多弯反S型篦齿的航空发动机封严密封结构,包括封严衬套、转轴以及分布在转轴上的若干级篦齿,在相邻两级篦齿之间形成篦齿齿腔,在篦齿的顶端与封严衬套的顶壁之间形成齿间间隙;进入齿间间隙的流体一部分贴壁射流进入下一级篦齿的齿间间隙从而形成齿尖射流,另一部分流体进入两级篦齿间的篦齿齿腔后产生涡流;所述的篦齿为反S形,使篦齿齿壁形成两道弯道,所述的篦齿为反S形,使篦齿齿壁形成两道弯道,促进迎风面贴壁流体脱壁,并且在壁面附近形成反向涡旋,强化篦齿齿腔的流体掺混。

将篦齿齿形设计为多弯结构,流体在齿腔流动过程中,由于齿壁迎风面的弯曲形状(如图5所示),使得流体在贴壁流动中,容易形成脱壁(I区),形成与轴向相反的分速度,对左侧的齿腔涡旋形成冲击,从而强化掺混。另一方面,在齿壁S形背风面与迎风面的作用下,齿腔涡旋由传统的圆形转变为S形(II区),掺混湿边周长增大,使得流体耗散增强。

优选的,共设计三级篦齿,密封结构依次为第一反S形篦齿封严、第一反S形封严腔体、第二反S形篦齿封严、第二反S形封严腔体、第三反S形封严篦齿、第三反S形封严腔体。

篦齿结构沿径向分为齿尖段h1,齿中段h2,齿根段h3,沿轴向分为齿前段t1,齿中段t2,齿后段t3。

反S形篦齿型面会对迎风面流体附壁流动产生较大影响,其曲率越大,其贴壁流体脱壁越容易发生。

篦齿背风面外形曲线形式也对对应位置流体的流动具有较大影响。适当的曲线形式能够促进壁面附近的反向涡旋形成,通过控制反向涡旋形成位置,与流体迎风面流动形成优化配合,强化流体掺混。

进一步的,对篦齿的齿形参数优化设计:

篦齿的齿尖高度h1大于齿中高度h2大于齿根高度h3;

篦齿的齿前宽度t1大于齿后宽度t3大于齿中宽度t2;

篦齿齿腔的宽度B大于t1+t2+t3。

本发明结构通过改变篦齿的传统几何外形,将篦齿形状设计为多弯反S形,齿壁形成两道弯道,改变齿腔内涡旋的传统近圆型结构,增加了涡旋与外界流体接触的湿边周长;利用篦齿齿形轮廓的反S曲线形状,通过对篦齿径向、轴向结构的优化设计,有效控制流动的壁面分离位置与流线方向,与受到反S形齿壁挤压形成的异形涡旋相掺混,强化腔内流体的掺混,降低流体泄漏量。强化单级篦齿的节流、耗散效果,通过较少级数的篦齿,降低封严结构复杂性,实现较佳的的封严效果。

附图说明

图1:压气机级间封严。

图2:涡轮级间封严。

图3:篦齿主要结构参数示意图。

图4:篦齿密封原理示意图。

图5:反S型篦齿强化掺混原理示意图。

图6:反S形篦齿封严结构示意图。

图7:航空发动机多弯反S型篦齿封严结构示意图。

图8:航空发动机多弯反S型篦齿封严轴向剖视图。

图9:航空发动机多弯反S型篦齿封严左视图。

图中:1-第一反S形篦齿封严、2-第一反S形封严腔体、3-第二反S形篦齿封严、4-第二反S形封严腔体、5-第三反S形封严篦齿、6-第三反S形封严腔体、7-封严衬套、8-转轴。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明作进一步说明。

一种多弯反S型篦齿的航空发动机封严密封结构,包括封严衬套、转轴以及分布在转轴上的若干级篦齿,在相邻两级篦齿之间形成篦齿齿腔,在篦齿的顶端与封严衬套的顶壁之间形成齿间间隙;进入齿间间隙的流体一部分贴壁射流进入下一级篦齿的齿间间隙从而形成齿尖射流,另一部分流体进入两级篦齿间的篦齿齿腔后产生涡流;所述的篦齿为反S形,使篦齿齿壁形成两道弯道,促进迎风面贴壁流体脱壁,并且在壁面附近形成反向涡旋,强化篦齿齿腔的流体掺混。

流体在齿腔流动过程中,由于篦齿迎风面弯曲,使得流体在贴壁流动中,容易形成脱壁,为I区,形成与轴向相反的分速度,对左侧的齿腔涡旋形成冲击,强化掺混;另一方面,在齿壁S形背风面与迎风面的作用下,齿腔涡旋形成S形,为II区,掺混湿边周长增大,流体耗散增强,如图5。

共设三级篦齿,密封结构依次为第一反S形篦齿封严1、第一反S形封严腔体2、第二反S形篦齿封严3、第二反S形封严腔体4、第三反S形封严篦齿5、第三反S形封严腔体6。

篦齿结构沿径向分为齿尖段h1,齿中段h2,齿根段h3,沿轴向分为齿前段t1,齿中段t2,齿后段t3。

反S形篦齿型面会对迎风面流体附壁流动产生较大影响,其曲率越大,其贴壁流体脱壁越容易发生。

篦齿背风面外形曲线形式也对对应位置流体的流动具有较大影响。适当的曲线形式能够促进壁面附近的反向涡旋形成,通过控制反向涡旋形成位置,与流体迎风面流动形成优化配合,强化流体掺混。

进一步的,对篦齿的齿形参数优化设计:

篦齿的齿尖高度h1大于齿中高度h2大于齿根高度h3;篦齿的齿前宽度t1大于齿后宽度t3大于齿中宽度t2;篦齿齿腔的宽度B大于t1+t2+t3。

以上所述,仅是本发明的较佳实施例,并非对本发明作任何形式上的限制,任何熟悉本专业的技术人员,在不脱离本发明技术方案范围内,依据本发明的技术实质,对以上实施例所作的任何简单的修改、等同替换与改进等,均仍属于本发明技术方案的保护范围之内。

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