一种基于航空发动机封严盘轴向力负反馈控制的封严装置的制作方法

本发明属于航空发动机非接触式转静系封严技术领域，具体涉及一种基于航空发动机封严盘轴向力负反馈控制的封严装置。

背景技术：

航空发动机是飞机的心脏，其对飞机性能起着决定性的作用。随着现代航空工业的发展，航空发动机安全性、可靠性、可维修性以及寿命的要求日益提升，使得航空发动机内流空气系统面临着极大的挑战。转子轴向力是航空发动机总体设计的重要指标之一，直接关系到止推轴承的可靠性与寿命，对航空发动机安全性具有重要影响。

轴向力是由压力平衡系统产生的、由止推轴承承担的转子轴向载荷，与流量、流速、流道压力、流道面积、盘腔压力以及盘腔面积等因素有关。航空发动机轴向力的调节是内流空气系统的一项重要任务，通过调节内腔压力以及横截面积，保持发动机转子系统承受的载荷在合适范围，使止推轴承承担的轴向力大小合适且不换向。目前而言，为调节航空发动机轴向力，国内外很多现役航空发动机在高压压气机末级设有封严盘结构，如ge90-115b。高压压气机末级篦齿封严盘的前腔压力与高压压气机出口相当，而后腔压力较小，通过抬高或降低篦齿半径位置，便可改变高压压气机转子向前的轴向力，达到调节止推轴承载荷的目的。

在整个飞行包线内，航空发动机转速与供油量会有较大的变化，封严盘离心载荷和热力环境会随之改变。发动机结构变形使封严篦齿在不同工况下呈现不同的封严间隙，而大量研究工作已经证明篦齿封严特性与篦齿封严间隙有直接关系，篦齿封严泄漏量又决定了封严盘前后腔之间的压力差，进而影响发动机转子轴向力。当发动机轴向力发生变化时，封严盘会产生相应的轴向窜动，有可能对止推轴承造成不可逆性损伤，从而降低发动机安全性与寿命。

技术实现要素：

为了解决现有技术中存在的问题，本发明提出了一种基于航空发动机封严盘轴向力负反馈控制的封严装置，具体为利用带有倾斜封严衬套的篦齿封严装置，形成航空发动机封严盘轴向力负反馈机制，抑制封严盘轴向窜动，达到提升航空发动机安全性与寿命的目的。

本发明提供的一种基于航空发动机封严盘轴向力负反馈控制的封严装置，利用转静系密封结构控制封严盘轴向力，属非接触式转静系密封技术。所述的封严装置包括：多级台阶篦齿以及封严衬套。所述封严衬套包括多级齿顶衬套和多级衬套台阶，多级台阶篦齿中每相邻两级篦齿间形成齿间容腔；每级篦齿和每级齿顶衬套非接触式对应；假设气流从左向右流动，则多级台阶篦齿中每级篦齿半径位置(从所在位置到封严盘旋转轴的距离)沿气流流动方向依次降低，形成下台阶结构，每级齿顶衬套沿气流流动方向半径位置逐级降低，每级齿顶衬套左端到右端为直线段向上倾斜结构，即左端半径位置低于右端半径位置(左低右高)，使每级篦齿齿顶处气流流道呈现扩张形状。每级齿顶衬套的左端位于同级篦齿的左侧，右端位于同级篦齿的右侧；每级齿顶衬套左端半径位置高于同级篦齿的齿顶半径位置。前一级齿顶衬套的右端与下一级齿顶衬套的左端之间通过直线连接形成衬套台阶，连接位置圆弧过渡。

本发明的优点在于：本发明所提供的封严装置通过在现有常规封严衬套结构的基础上进行改进，利用带有倾斜齿顶衬套结构的篦齿封严结构，通过调节封严盘轴向位移时的封严泄漏量，从而改变封严盘前后腔压力差，形成轴向力负反馈机制，控制封严盘的轴向移动，降低止推轴承载荷，提升发动机安全性。

附图说明

图1为本发明篦齿内气流流道的子午截面图；

图2为本发明所提供的转静系封严装置工作过程示意图；

图3为本发明封严装置整体结构示意图。

图中：

1、封严盘；2、封严衬套；3、一级齿顶衬套；4、一二级间衬套台阶；

5、一级篦齿；6、二级齿顶衬套；7、二级篦齿；8、二三级间衬套台阶；

9、三级齿顶衬套；10、三级篦齿；11、四级齿顶衬套；12、三四级间衬套台阶；

13、四级篦齿；14、五级齿顶衬套；15、五级篦齿；16、四五级间衬套台阶。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细说明。

本发明提供了一种基于航空发动机封严盘轴向力负反馈控制的封严装置，利用非接触式转静系密封技术控制封严盘轴向力，具体地，基于常规封严衬套结构进行改进，(参考文献[1]lizhang,hui-renzhu,cun-liangliuandfeitong，experimentalandnumericalinvestigationonleakagecharacteristicofsteppedlabyrinthseal[c],asmeturboexpo:turbomachinerytechnicalconferenceandexposition.2016)，对于常规封严衬套结构，当封严盘出现轴向位移时，篦齿齿顶气流流通面积不发生改变，但是篦齿与位于静止件上的级间衬套台阶的轴向距离发生变化，其对轴向力的影响是正反馈机制，不利于封严盘轴向位置的稳定。比如封严盘发生向左的微小位移，则篦齿与级间衬套台阶的轴向距离变大，使气流泄漏量变大，封严盘后腔压力变大，前后盘腔压差减小，封严盘受到向右的轴向力减小，封严盘有继续向左移动的趋势，因此止推轴承承受的载荷便急剧增大，对发动机的安全性带来了严重威胁。本发明着眼于利用带有倾斜衬套结构的篦齿封严结构，通过调节封严盘出现轴向位移时的封严泄漏量，从而改变封严盘前后腔压力差，形成轴向力负反馈机制，控制封严盘的轴向移动，降低止推轴承载荷，提升发动机安全性。

本发明提供一种基于航空发动机封严盘轴向力负反馈控制的封严装置，所述的封严装置包括：多级台阶篦齿以及封严衬套2，篦齿内气流流道子午截面如图1所示。定义齿顶间隙为c，单级齿顶衬套长度为l，篦齿距当级齿顶衬套左端距离为l，篦齿无量纲轴向位置x＝l/l，其中台阶篦齿加工在封严盘1盘缘，在发动机运行时随封严盘1一起转动；封严衬套2安装固定于发动机静止部件，如图3所示。所述封严衬套2包括多级齿顶衬套和多级衬套台阶，齿顶衬套为多级结构，多级台阶篦齿中每相邻两级篦齿间形成齿间容腔；每级篦齿和每级齿顶衬套非接触式一一对应。假设气流进口到出口方向为从左到右，则多级台阶篦齿中每级篦齿半径位置(从所在位置到封严盘旋转轴的距离)从左到右沿气流流动方向逐级降低，形成下台阶结构，每级齿顶衬套沿气流流动方向半径位置逐级降低，每级齿顶衬套左端到右端为直线段向上倾斜结构，即左端半径位置低于右端半径位置(左低右高)，使台阶篦齿齿顶处气流流道呈现扩张形状。每级齿顶衬套的左端位于同级篦齿的左侧，右端位于同级篦齿的右侧；每级齿顶衬套左端半径位置高于同级篦齿的齿顶半径位置，即安装间隙s大于0。前一级齿顶衬套的右端与下一级齿顶衬套的左端之间直线连接形成衬套台阶，连接位置圆弧过渡。

优选地每级齿顶衬套左端位于前一级齿顶衬套右端的左侧，形成倾斜的衬套台阶。

所述每级篦齿的半径位置逐级降低的幅度，与每级齿顶衬套的半径位置的逐级降低的幅度相同。

以五级台阶篦齿为例对本发明所提供的基于航空发动机封严盘轴向力负反馈控制的转静系封严装置做具体说明。

如图1所示，左侧为气流进口，右侧为气流出口，五级台阶篦齿从左到右依次为一级篦齿5、二级篦齿7、三级篦齿10、四级篦齿13和五级篦齿15，每相邻两级篦齿间形成齿间容腔，共形成四个齿间容腔。所述封严衬套2具体包括五级的齿顶衬套和四级衬套台阶，齿顶衬套为五级结构，包括一级齿顶衬套3、二级齿顶衬套6、三级齿顶衬套9、四级齿顶衬套11和五级齿顶衬套14，每级篦齿和每级齿顶衬套相互对应，其中一级齿顶衬套3和二级齿顶衬套6之间形成一二级间衬套台阶4，二级齿顶衬套6和三级齿顶衬套9之间形成二三级间衬套台阶8，三级齿顶衬套9和四级齿顶衬套11之间形成三四级间衬套台阶12，四级齿顶衬套11和五级齿顶衬套14之间形成四五级间衬套台阶16，共形成四级衬套台阶。所述五级台阶篦齿为“下台阶”结构，沿气流流动方向(从左至右)每级篦齿的半径位置(从所在位置到封严盘旋转轴的距离)依次降低，齿顶衬套沿气流流动方向(从左至右)半径位置逐级降低，每级齿顶衬套左端到右端为直线段向上倾斜结构。

以一级齿顶衬套3为例，所述一级齿顶衬套3的左端半径位置高于一级篦齿5的齿顶半径位置，一级齿顶衬套3左端半径位置低于右端半径位置，一级齿顶衬套3左端位于一级篦齿5左侧，一级齿顶衬套3右端位于一级篦齿5右侧，二级齿顶衬套6左端位于一级齿顶衬套3右端的左侧，将所述一级齿顶衬套3的右端与二级齿顶衬套6的左端连接，并在连接处圆弧过渡，形成一二级间衬套台阶4。

每级齿顶衬套左端到右端为直线段向上倾斜结构，使各级篦齿齿顶处气流流道呈现扩张形状，以形成封严盘轴向力负反馈机制。每级衬套台阶向后倾斜，控制封严结构内气流流动状态，增大局部损失以及旋涡耗散，提高封严效果。

对篦齿封严衬套中每级齿顶衬套的倾斜角度进行设计：

封严盘轴向力负反馈机制的核心是利用倾斜的齿顶衬套，形成扩张状齿顶气流流道，通过改变封严泄漏量来调节封严盘前后腔压差，以控制封严盘1轴向位移。当封严盘1出现微小轴向位移时，齿顶衬套的倾斜角度越大，篦齿齿顶气流流通面积变化就越大，封严泄漏量的变化也随之增大，轴向力负反馈机制敏感性便越高，封严盘1轴向位置稳定性就越好。

然而，发动机部件组装时一般先安装转子部件，再安装静子部件。如果封严衬套2中每级齿顶衬套的倾斜角度过大，为保证封严的有效性，齿顶间隙不能过大，从而每级齿顶衬套的左端应尽可能下移；当齿顶衬套左端半径位置低于本级所对应的篦齿的齿顶半径位置时，所述转静系封严转置便无法组装，图1中一级齿顶衬套3左端半径位置高于一级篦齿1齿顶半径位置。

因此，封严衬套2中每级齿顶衬套的倾斜角度的选取应综合考虑转静系封严装置性能以及工程实际情况，以完成具有安装性的高性能轴向力负反馈转静系封严装置设计。针对航空发动机高压压气机末级卸荷腔封严盘篦齿，每级齿顶衬套倾斜角度范围为0°～90°，其中以5°～20°为宜。所述倾斜角度是指每级齿顶衬套延长线与同级篦齿轴向的夹角。

对衬套台阶的倾斜角度进行设计：

衬套台阶向气流进口方向倾斜的目的是在每级齿顶衬套的台阶拐角处形成气流旋涡，增强气流在此处的耗散效应，以达到减少泄漏量的目的。衬套台阶的下方向气流进口方向的倾斜角度决定了齿顶衬套在台阶拐角处气流旋涡区域的大小，对封严效果有直接影响。

设计衬套台阶的倾斜角度时，还应当考虑加工、安装的可操作性以及篦齿发生碰摩时衬套的结构完整性等问题。考虑上述因素，针对航空发动机高压压气机末级卸荷腔封严盘篦齿，衬套台阶倾斜角度范围为0°～90°，其中以5°～20°为宜。所述倾斜角度是指每级衬套台阶延长线与同级篦齿轴向的夹角。

对每级篦齿无量纲轴向位置x进行设计：

在台阶篦齿的结构参数中，定义每级篦齿的齿顶与对应的齿顶衬套之间的间隙为齿顶间隙c，篦齿距当级齿顶衬套左端距离为l，单级齿顶衬套长度为l，篦齿无量纲轴向位置x＝l/l。

本发明中，每级篦齿无量纲轴向位置x对上述齿顶衬套倾斜角度和衬套台阶倾斜角度的选取均有影响，设计选取时应重点考虑以下两个因素：

第一，转静系封严装置具有轴向力负反馈机制的前提是篦齿的齿顶间隙c对封严泄漏量的控制具有绝对主导地位。当每级篦齿距当级齿顶衬套左端距离l过小时，转静系封严装置的封严特性对轴向位置的变化非常敏感，封严泄漏量主要由篦齿距当级齿顶衬套右端距离l-l决定，并且对轴向力具有正反馈效应，不利于封严盘1轴向位置的稳定，此时轴向力负反馈机制失效。

第二，台阶篦齿的设计初衷是利用衬套台阶抑制气流的“直通效应”，以增强封严效果。当篦齿距当级齿顶衬套左端距离l过大时，衬套台阶对气流的阻挡作用减弱，无法造成有效的旋涡耗散，不能有效抑制气流的“直通效应”，导致泄漏量增大。

考虑上述因素，针对航空发动机高压压气机末级卸荷腔封严盘篦齿，工作状态下，篦齿轴向位置位于每级封严衬套无量纲长度的0～1位置处，其中以0.3～0.7为宜。

工作原理：航空发动机封严盘位于高压压气机末端，盘前腔从高压压气机出口引气，腔压与高压压气机出口压力相同，而盘后腔压力较低，封严盘1前后的压差产生了局部向后的轴向力，从而降低压气机整体向前的轴向力，如图1所示。在航空发动机设计过程中，调节封严盘1前后腔压力以及盘腔面积即可调控发动机轴向力。航空发动机在不同工况下运行时，部件机械载荷以及热载荷有所不同，各盘腔压力会发生较大变化，轴向力可能会因此改变，从而引起封严盘1沿轴向的位置窜动。同时转子部件在高速旋转过程中又会受到振动的影响，增加封严盘1轴向位移的不确定性。

本发明工作过程如图2所示，假设封严盘1由于上述的各种原因出现了向左的微小轴向位移，由于封严衬套2具有“左低右高”的倾斜结构，篦齿齿顶与封严衬套2的齿顶间隙c变小，气流流通面积减小。众多研究已经表明，篦齿封严结构的泄漏量与齿顶间隙存在正相关关系，齿顶间隙的减小使气流泄漏量减小，进而让封严盘1后腔压力减小，而封严盘1前腔压力与压气机出口压力相同，基本保持不变，封严盘1前后腔压差增大，封严盘1向右轴向力变大，封严盘1有被向右推动的趋势，从而抑制封严盘1向左的轴向位移。同理，当封严盘1出现了向右的微小轴向位移，篦齿齿顶与封严衬套2的封严间隙变大，气流泄漏量变大，使封严盘1后腔压力增大，封严盘1前后腔压差减小，封严盘1向右轴向力变小，封严盘1有向左推动的趋势，从而抑制封严盘1向右的轴向位移，保证了封严盘1轴向位置稳定。

本发明利用封严篦齿的气动特性，引入封严盘轴向力负反馈机制，控制封严盘轴向窜动，确保轴向位置的稳定，从而提升发动机安全性。