篦齿封严结构及航空发动机的制作方法

本发明涉及航空发动机冷却和封严技术领域，尤其涉及一种篦齿封严结构及航空发动机。

背景技术：

航空发动机的篦齿封严是十分重要的结构。常规的篦齿封严由于冷态装配间隙、轴承游隙、加工公差以及发动机振动等因素的影响，同时考虑到发动机的工作安全性，工作间隙一般都设计得比较大，尤其是在高半径位置，篦齿热态工作间隙一般均大于0.3mm，这样会导致较大的泄漏流动，对总体性能会产生不利影响。因此，减少篦齿封严的泄漏量，提高封严效果，是发动机设计中的重要部分。

目前，如图1所示，现有航空发动机中的篦齿封严结构基本采用蜂窝静子件8与篦齿盘9上的篦齿间隙配合的方式形成转静子封严，通过篦齿的节流作用实现封严的目的。但是，在发动机实际运行中，篦齿封严转静子之间的碰磨问题不可避免，在瞬态运行工况，转子离心变形增大，篦齿与蜂窝静子面相互接触，产生碰磨，碰磨后不但会使篦齿的齿尖造成相应的磨损，蜂窝静子面上也会造成不同程度的损伤，长期运行后篦齿和蜂窝静子面之间的间隙会进一步增大，从而造成篦齿封严失效的问题。

需要说明的是，公开于本发明背景技术部分的信息仅仅旨在增加对本发明的总体背景的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域技术人员所公知的现有技术。

技术实现要素：

本发明的目的是提出一种篦齿封严结构及航空发动机，以解决现有技术中的篦齿封严结构容易发生磨损，会对静子件和篦齿造成不同程度地损伤的问题。

为实现上述目的，本发明提供了一种篦齿封严结构，包括篦齿盘和静子件，所述篦齿盘上设有封严齿，所述封严齿与所述静子件之间具有间隙，所述间隙用于使气流流通，所述静子件的靠近所述封严齿的一侧设有凹槽，以在运行过程中使所述封严齿能够至少部分地插入所述凹槽内。

进一步地，所述凹槽和所述封严齿均设有多个，并且所述凹槽与所述封严齿一一对应。

进一步地，所述凹槽的截面为三角形、梯形、长方形或正方形。

进一步地，所述凹槽的截面为等腰梯形。

进一步地，所述封严齿为斜齿，所述封严齿的倾斜角度与所述凹槽的斜边的倾斜角度相同。

进一步地，还包括主动间隙控制装置，所述主动间隙控制装置用于控制所述静子件的径向变形量，以调节所述间隙的大小。

进一步地，所述主动间隙控制装置上设有出气孔，以通过所述出气孔输出能够改变所述静子件的径向变形量的气体。

进一步地，所述出气孔用于输出能够使所述静子件沿径向回缩的冷却气体，以减小所述间隙。

进一步地，所述静子件的靠近所述封严齿的一侧设有台阶。

进一步地，所述静子件为蜂窝结构，或者所述静子件的靠近所述封严齿的一侧涂设有耐磨材料。

为实现上述目的，本发明还提供了一种航空发动机，包括上述的篦齿封严结构。

进一步地，还包括主动间隙控制装置，所述主动间隙控制装置用于控制所述静子件的径向变形量，以调节所述间隙的大小，所述篦齿封严结构设置在所述航空发动机的转子和静子之间，所述主动间隙控制装置设置在所述航空发动机的涡轮机匣外侧。

基于上述技术方案，本发明通过在静子件的靠近封严齿的一侧设置凹槽，在运行过程中当封严齿与静子件相互靠近时，使得封严齿可以至少部分地插入凹槽内，以减少封严齿与静子件之间的碰磨，降低对封严齿和静子件的摩擦损伤，提高篦齿封严结构的使用寿命；同时，相比于传统的篦齿封严结构，本发明的篦齿封严结构能够形成类似于迷宫式的封严流路，减小封严齿与静子件之间的封严间隙和有效通流面积，增大气流的节流损失，提高篦齿封严的封严效果。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为现有技术中一种篦齿封严结构的结构示意图。

图2为本发明篦齿封严结构一个实施例安装在航空发动机上的局部结构示意图。

图3为本发明篦齿封严结构一个实施例的结构示意图。

图中：

1、涡轮机匣；2、涡轮导叶；3、集气腔；4、动叶下缘板；5、导叶下缘板；6、导叶下缘板；7、动叶下缘板；8、蜂窝静子件；9、篦齿盘；

10、静子件；101、凹槽；102、台阶；20、篦齿盘；201、封严齿；202、齿尖；30、主动间隙控制装置；301、出气孔。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术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，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“横向”、“纵向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”、“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保护范围的限制。

如图1所示，在现有技术中，用于航空发动机的高压涡轮级间的篦齿封严结构一般设置在二级涡轮导叶2的下方，图1中，篦齿盘9、动叶下缘板4和7都是旋转件，涡轮机匣1、涡轮导叶2、导叶下缘板5和6、设置在涡轮导叶2下方的集气腔3和蜂窝静子件8则都是静子件。

安装在涡轮导叶2下方的蜂窝静子件8与篦齿盘9构成形成篦齿封严结构，涡轮动叶下缘板4和导叶下缘板5、涡轮动叶下缘板7和导叶下缘板6则分别形成轮缘封严结构。

供气流路的大致路径为：从高压压气机中间级引气流a，冷却气流a穿过涡轮机匣1，经过涡轮导叶2的叶身，部分冷却气流b1通过涡轮导叶2的前缘排出，部分冷却气流b2通过涡轮导叶2的尾缘排出，剩余冷却气流c则穿过涡轮导叶2的叶身，到达涡轮导叶2下方的集气腔3，部分冷却气流c1从涡轮动叶下缘板4和导叶下缘板5形成的导叶前轮缘封严结构排入主流，其余冷却气流c2通过蜂窝静子件8和篦齿盘9形成的篦齿封严结构，再通过涡轮动叶下缘板7和导叶下缘板6形成导叶后轮缘封严结构排入主流。

在这种结构中，蜂窝静子件8和篦齿盘9所形成的篦齿封严结构的封严效果直接决定了涡轮导叶2前、后的冷却封严气分配量，对涡轮导叶2的前后轮缘封严效果至关重要。篦齿封严间隙过大，封严效果降低，涡轮导叶2的后封严冷气量大，而涡轮导叶2的前封严气量少，容易发生高温燃气倒灌；若封严间隙过小，涡轮导叶2的后封严冷气量不足，同样会发生高温燃气倒灌，因此若要提高涡轮导叶下方篦齿的封严效果，需要减小密封间隙，同时又要合理地控制封严间隙。

而采用如图1所示的蜂窝静子件8和篦齿盘9所形成的篦齿封严结构，在发动机实际运行中，篦齿盘9与蜂窝静子件8的下表面会不可避免地发生碰磨，对篦齿和蜂窝静子件造成不同程度地损伤；同时，长期运行后，篦齿与静子件的下表面之间的间隙越来越大，篦齿封严出现失效问题。

为了解决上述问题，本发明提出一种结构改进的篦齿封严结构。

如图2所示，在本发明所提供的篦齿封严结构的一个示意性实施例中，该篦齿封严结构包括篦齿盘20和静子件10，篦齿盘20上设有封严齿201，封严齿201与静子件10之间具有间隙，间隙用于使气流流通，静子件10的靠近封严齿201的一侧设有凹槽101，以在运行过程中使封严齿201能够至少部分地插入凹槽101内。其中，至少封严齿201的齿尖202能够插入凹槽101内，以至少对齿尖202形成保护作用。

其中，篦齿盘20可以与涡轮动叶连接，篦齿盘20为旋转件，静子件10可以设置在涡轮导叶2的下方，篦齿盘20与静子件10邻近布置。

在上述实施例中，通过在静子件10的靠近封严齿201的一侧设置凹槽101，在运行过程中当封严齿201与静子件10相互靠近时，使得封严齿201可以至少部分地插入凹槽101内，以减少封严齿201与静子件10之间的碰磨，降低对封严齿201和静子件10的摩擦损伤，提高篦齿封严结构的使用寿命，提高发动机运行的可靠性和安全性；同时，相比于传统的篦齿封严结构，本发明的篦齿封严结构能够形成类似于迷宫式的封严流路，减小封严齿与静子件之间的封严间隙和有效通流面积，增大气流的节流损失，提高篦齿封严的封严效果。

进一步地，凹槽101和封严齿201均设有多个，并且凹槽101与封严齿201一一对应，即每个封严齿201均有一个对应的凹槽101。

当然，在其他实施例中，也可以使多个封严齿201共用同一个凹槽101，只要能够实现减少磨损和提高封严效率的目的即可。

优选地，凹槽101的截面为三角形、梯形、长方形或正方形。这些形状便于制造，且便于封严齿201的插入。

在其他实施例中，凹槽101的截面也可以为其他规则或者不规则形状，只要能够方便封严齿201的插入即可。

更优选地，凹槽101的截面为等腰梯形，且等腰梯形的较长的底边更靠近封严齿201，这样可以增大封严齿201的轴向运动空间，更好地避免碰磨。

进一步地，当凹槽101的截面为等腰梯形时，封严齿201为斜齿，封严齿201的倾斜角度与凹槽101的斜边的倾斜角度相同。这样可以使封严齿201基本与凹槽101的斜边相互平行，可以进一步降低碰磨的几率，避免碰磨造成的损伤。

作为本发明所提供的篦齿封严结构实施例的另一改进，篦齿封严结构还可以包括主动间隙控制装置30，主动间隙控制装置30用于控制静子件10的径向变形量，以调节间隙的大小。通过设置主动间隙控制装置30，可以对静子件10的径向变形量进行主动控制，即对封严齿201与静子件10之间的间隙可以进行主动控制，以根据实际运行工况实时调节封严间隙，合理分配涡轮导叶2前缘和后缘封严的气体量，以达到较好的封严效果。

进一步地，主动间隙控制装置30上设有出气孔301，以通过出气孔301输出能够改变静子件10的径向变形量的气体。

其中，主动间隙控制装置30内可以预先存储用于改变静子件10的径向变形量的气体，也可以从压气机的某一级进行引气。

根据不同工况的不同需求，出气孔301可以用于输出能够使静子件10沿径向的变形量增大(即向外膨胀)的高温气体，以增大间隙；也可以用于输送能够使静子件10沿径向的变形量减小(即向内回缩)的冷却气体，以减小间隙。当然，多数情况下，需要减小静子件10的径向变形量，因此出气孔301多数用于输送冷却气体。

在上述各个实施例中，静子件10的靠近封严齿201的一侧设有台阶102，台阶102的设置可以形成迷宫式封严流路，封严效果更好。如图3所示，静子件10的靠近封严齿201的一侧(即图示的下表面)设有台阶102，凹槽101可以开设在台阶102的两侧所形成的平台上。

在上述各个实施例中，静子件10为蜂窝结构，或者静子件10的靠近封严齿201的一侧涂设有耐磨材料。

上述各个实施例中的篦齿封严结构可以应用于各类航空发动机中，该航空发动机包括上述的篦齿封严结构。

进一步地，航空发动机还包括涡轮机匣1、涡轮导叶2和涡轮动叶，篦齿封严结构设置在航空发动机的转子和静子之间，主动间隙控制装置30设置在航空发动机的涡轮机匣1外侧。

具体地，如图2所示，篦齿封严结构中的静子件10设置在涡轮导叶2的径向下方，篦齿盘20设置在涡轮动叶的下方且与涡轮动叶连接，用于实现涡轮导叶2与涡轮动叶之间的封严。但是，本发明所提供的篦齿封严结构实施例并不限于仅设置于此，在其他实施例中，篦齿封严结构可以设置在航空发动机的其他任何转子件与静子件相配合的位置，用于实现转静子之间的封严，这里不再赘述。

下面结合图2和图3对本发明篦齿封严结构及航空发动机的一个实施例的具体结构和工作过程进行说明：

如图2和图3所示，该篦齿封严结构包括静子件10、篦齿盘20和主动间隙控制装置30，静子件10可以为蜂窝结构或涂层材料，在静子件10上加工有梯形的凹槽101，凹槽101与封严齿201相互配合，形成类似于迷宫式的封严流路。

如图2所示，主动间隙控制装置30安装在涡轮机匣1的外侧，通过出气孔301可以对涡轮机匣1进行冷却，减小涡轮导叶2的热态变形量，从而调节涡轮导叶2下方的静子件10的径向变形量，实现对封严间隙进行主动控制的目的。

带凹槽101的静子件10焊接在二级涡轮导叶2下方的集气腔3的下方，二级涡轮导叶组件完成装配后，为实现转静子之间的冷态装配，封严齿201的齿尖202与带凹槽101的静子件10的下表面之间会存在一定的冷态装配间隙，此时封严间隙较大。

在发动机运行期间，转子离心变形和热变形使得封严齿201的齿尖202上移，同时静子件10由于热变形，其下表面同样上移，而转子变形量大于静子变形量，因此封严齿201的齿尖202会嵌入静子件10的凹槽101内，封严齿201与静子件10之间的封严间隙减小，形成切入式篦齿封严结构，此时，相对于冷态装配间隙来说，封严齿201与静子件10之间的封严间隙有所减小。在特定的运行工况下，当需要对封严间隙进行调节时，可以打开主动间隙控制装置30，提供冷却气冷却涡轮机匣1，进一步减小静子件10的变形，此时，封严齿201与静子件10之间的封严间隙进一步减小，可以使涡轮导叶2前后的冷却封严气量能够合理分配，防止涡轮导叶2前缘或者后缘由于冷气量不足而造成高温燃气倒灌。

同时，在静子件10上预先设置凹槽101，避免了发动机实际运行中，篦齿封严结构转静子之间的碰磨问题。凹槽101优选地设置为梯形结构，可以为封严齿201在径向和轴向上的变形都留有一定空间，避免齿尖202在凹槽101中与静子件10的壁面发生碰磨，提高了发动机运行的可靠性和安全性。

通过对本发明篦齿封严结构及航空发动机的多个实施例的说明，可以看到本发明篦齿封严结构及航空发动机实施例至少具有以下一种或多种优点：

1、在静子件上设置凹槽，并至少使封严齿的齿尖嵌入凹槽中，解决了转静子碰磨问题，，提高发动机设计的可靠性和安全性；还可以形成类似于迷宫式的封严流路，能够减少封严用气，有效提高篦齿密封效果，合理分配涡轮导叶前后冷却封严气量；

2、通过引入主动间隙控制装置，可以利用主动控制的方式实现封严间隙的调节，从而更加合理地分配涡轮导叶前后轮缘的冷却封严气供给量，以免轮缘封严处发生高温燃气倒灌，零件超温现象。

最后应当说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本发明技术方案的精神，其均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。