一种用于轴承腔滑油密封的流路设计方法与流程

本发明属于航空发动机领域，特别涉及航空发动机轴承腔领域，具体涉及一种用于轴承腔滑油密封的流路设计方法。

背景技术：

航空发动机轴承腔滑油泄漏，会引起轴承腔外的转静子部件脏污、主流道气体污染从而引起性能损失、滑油进入旋转结构内腔从而引起转子振动等，危害发动机的安全性和可靠性。

轴承腔滑油密封包括动密封和静密封两方面：动密封是指对轴承腔周围具有相对运动的界面处进行密封，主要依靠动密封件(包括篦齿、石墨、浮环、密封刷等形式)和轴承与滑油系统的空气封严设计密封。静密封是指对轴承腔与轴承腔外腔之间的无相对运动的装配面缝隙进行密封，主要依靠静密封件密封，包括密封垫、成形填料密封圈、密封胶、波纹管等形式，也存在依靠装配面过盈配合实现密封的情况。

发动机前轴承腔的轴向位置一般处于进口到高压压气机进口之间，所以在没有专门的空气系统支点封严流路设计情况下，前轴承腔外部周边腔室(以下统称轴承腔外腔)压力较低，尤其是临近发动机进口部位的轴承腔外腔，由于进气压力损失和轮盘旋转离心效应，其压力甚至低于大气压力，而前轴承腔必须有足够高的压力来保证回油效率，这就造成前轴承腔压力往往高于前轴承腔外腔压力。同时由于航空发动机振动大、压力和温度范围宽且变化激烈，前轴承腔滑油静密封所用密封件与装配面、装配面之间过盈配合往往在某些情况下出现缝隙，导致前轴承腔滑油静密封在某处失效。当前轴承腔静密封失效，又没有专门的空气系统支点封严流路设计情况下，由于前轴承腔压力往往高于前轴承腔外腔压力，必然在静密封失效位置发生滑油泄漏。

目前用于轴承腔滑油密封的支点封严流路，其功能是在动密封件一侧设计专门的空气系统封严腔，对前轴承腔进行动密封。具体实现方式是从压气机适当部位引气到空气系统封严腔，控制空气系统封严腔压力与轴承腔压力之差在设计要求范围内(空气系统封严腔压力高于轴承腔压力)，从而达到对前轴承腔滑油的动密封，但该方法只保证动密封件一侧的空气系统封严腔压力高于轴承腔压力，不考虑静密封的前轴承腔外腔的压力控制，即只考虑动密封，不考虑静密封，不能做到全方位支点封严。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种用于轴承腔滑油密封的流路设计方法，同时考虑前轴承腔滑油动密封和静密封，全方位空气封严前轴承腔。

本发明的目的通过如下技术方案实现：一种用于轴承腔滑油密封的流路设计方法，包括如下步骤：

步骤一：根据前轴承腔在航空发动机中所处部位和轴承腔外围结构形式，确定空气封严位置，并区分该空气封严位置是动密封还是静密封；

步骤二：确定航空发动机所需的设计状态；

步骤三：根据步骤一确定的空气封严位置以及该空气封严位置的密封形式，同时根据滑油动密封封严压差要求，结合航空发动机总体性能参数、部件气动性能参数，进行空气系统支点封严流路布局；

步骤四：在步骤三中确定的支点封严流路布局基础上，初步确定支点封严流路上所有构件参数，同时保证航空发动机设计状态下用于动密封的空气系统封严腔压力与轴承腔压力之差在设计要求范围内，且静密封的前轴承腔外腔压力也高于轴承腔压力；

步骤五：在步骤四的基础上，进行空气系统分析，保证航空发动机工作包线内的非设计状态下用于动密封的空气系统封严腔压力与轴承腔压力之差在设计要求范围内，且静密封的前轴承腔外腔压力也高于轴承腔压力，同时满足空气系统各项设计要求。

优选地是，所述步骤三中的空气系统支点封严流路为多条。

优选地是，所述步骤四中的支点封严流路上所有构件参数包括各腔室压力、温度、限流单元的流量和几何参数。

本发明所提供的一种用于轴承腔滑油密封的流路设计方法的有益效果在于，保证动密封件一侧的空气系统封严腔压力高于轴承腔压力基础上，兼顾前轴承腔滑油静密封的空气封严，大大降低由于静密封失效造成的前轴承腔滑油泄漏故障概率。

附图说明

图1为本发明优选实施例中前轴承腔在航空发动机中所处部位及其外部结构示意图；

图2为本发明优选实施例中空气系统支点封严流路布局示意图；

图3为图2中H处局部放大图。

附图标记：

1-第一位置、2-第二位置、3-第三位置、4-第一流路、5-第二流路、6-轴承腔、7-轴承腔外腔位置一处、8-轴承腔外腔位置二处、9-轴承腔外腔位置三处、10-帽罩前。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明一部分实施例，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，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。

下面结合附图对本发明的用于轴承腔滑油密封的流路设计方法的一优选实施例做进一步详细说明。

步骤一，附图1所示为一个位于航空发动机风扇/增压级中后部的前轴承腔，轴承腔外部大半径部分为静止件，小半径部分为转动件。静止界面与转动界面之间以篦齿封严(即附图1中的第一位置1处)，两同转速动界面之间连接件过盈配合(即附图1中第二位置2处)，两静止界面之间螺栓连接密封垫密封(即附图1中第三位置3处)，以上三处位置需要进行空气封严，第一位置1处是动密封，第二位置2处和第三位置3处是静密封。

步骤二，设计状态采用海平面静止条件下高温起飞状态。

步骤三，附图2所示为前轴承腔空气系统支点封严流路布局。根据步骤一确定的空气封严位置以及该空气封严位置的密封形式，同时依据该航空发动机滑油动密封封严压差要求，航空发动机总体性能参数、部件气动性能参数、总体与部件“框架”结构及其参数，进行空气系统支点封严流路布局，根据需要该实施例选择设计两条流路(即附图2中第一流路4和第二流路5)，也可根据其他设计要求设计为一条或多条。第一流路4从中介机匣前部内环内壁面处引气到轴承腔外腔位置一处7(即空气系统封严腔)，再经篦齿环开孔(详见附图3)到轴承腔外腔位置二处8，最后排到轴承腔6和帽罩前10。第二流路5从增压级末级转子后引气到轴承腔外腔位置三处9，最后排到帽罩前10。

步骤四，在步骤三中确定的空气系统支点封严流路布局形式的基础上，初步确定支点封严第一流路4上所有构件参数，相关参数包括各腔室压力、温度、限流单元的流量和几何参数，控制轴承腔外腔位置一处7(即空气系统封严腔)压力，使其与轴承腔6压力之差在设计要求范围内，从而空气封严附图1中第一位置1，控制轴承腔外腔位置二处8压力高于轴承腔6压力，从而空气封严附图1中第二位置2。初步确定支点封严第二流路5上所有构件参数，控制轴承腔外腔位置三处9压力高于轴承腔6压力，从而空气封严附图1中第三位置3。在该步骤中，流路设计的目的是设计封严腔，封严腔的作用是封严轴承腔6外围可能发生漏油的位置，第一流路4设计的目的是设计轴承腔外腔位置一处7和轴承腔外腔位置二处8，轴承腔外腔位置一处7封严第一位置1，轴承腔外腔位置二处8封严第二位置2。第二流路5设计的目的是设计轴承腔外腔位置三处9，轴承腔外腔位置三处9封严第三位置3。

步骤五，在步骤四基础上，进行空气系统分析，保证航空发动机工作包线内的非设计状态下轴承腔外腔位置一处7(即空气系统封严腔)压力与轴承腔6压力之差在设计要求范围内，且轴承腔外腔位置二处8和轴承腔外腔三处9压力均高于轴承腔6压力。同时满足该流路在整个航空发动机空气系统中的其他功能要求，如满足第二流路5在整个航空发动机空气系统中的轴向力平衡等功能。如果步骤四中初步确定的支点封严流路构件参数不满足上述要求，则进行完善设计，调整部分甚至全部构件参数，直至满足要求为止。

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