一种航空发动机轴承腔篦齿封严结构制造技术

一种用于航空发动机轴承腔的篦齿封严结构，轴承腔设置在主轴与机匣之间，由轴承内环、轴承、轴承外环、收油环及所述篦齿封严结构形成，篦齿封严结构沿轴向设置于所述轴承腔的两侧，篦齿封严结构具有绕同一轴线且相对转动的封严静子和封严转子，封严静子套设于封严转子外侧，所述封严静子的内侧设有封严保护层，所述封严转子的外侧设有若干封严篦齿，所述封严保护层表面设有至少一个凹槽，所述凹槽的深度小于所述封严保护层表面的厚度。小于所述封严保护层表面的厚度。小于所述封严保护层表面的厚度。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机轴承腔篦齿封严结构


[0001]本专利技术属于航空发动机领域，具体涉及一种用于轴承腔的篦齿封严结构及航空发动机。

技术介绍

[0002]在航空发动机等旋转机械中，轴承腔主轴旋转件和静止衬套、轴承腔机匣之间的气体泄漏会导致发动机整体推动效率下降、滑油消耗量增大。对于航空发动机来说，提高该区域的封严能力，增大密封段前后压差同时减少从密封段进入轴承腔的高温外围气体，能够减小轴承腔热负荷和减少滑油消耗，封严能力直接影响着发动机的耗油率、推进效率等性能参数，因此，尽可能保证良好的封严效果十分必要。
[0003]篦齿封严结构作为航空发动机最常见的封严结构形式，在发动机各个部件中得到广泛的应用，篦齿封严依靠高压区来的气流经过几道篦齿和平面蜂窝结构形成的狭窄缝隙及两个篦齿之间的空腔来实现降压，从而减少泄漏。当气流流经第一道篦齿缝隙时，流速增快，压力减小；流至两篦齿之间的空腔时，气体膨胀，产生紊流使得气流能量损失，气流的压力和速度均会下降。如此，在经过几道篦齿后，篦齿前后的压差减小，流过篦齿缝隙的气流量也就减小，从而减小整体的泄漏量。
[0004]然而现有技术的篦齿封严结构在轴承腔的实际应用中，效果并不理想。尤其是在航空发动机处于低状态时，通常会引发以下问题：
[0005]1.由于轴承腔内部的压力高于周围腔室的压力，将会导致轴承腔内的气体或滑油出现泄漏，影响轴承腔与外部其他腔室之间的气体温度，增加引气负荷，影响航空发动机性能。
[0006]2.航空发动机的运转需要保证轴承润滑，轴承腔内部设置有保持循环的滑油流路，由于滑油在轴承腔内运转一段时间后油温会升高，需要通过循环流路引向外部机匣进行冷却，以确保滑油以更适宜的温度持续工作，由于轴承腔内部的压力高于周围腔室的压力，轴承腔内部的滑油可能出现泄漏的现象，影响轴承的工作效率，而泄漏的滑油也将导致航空发动机进一步出现安全隐患；
[0007]3.在工作过程中，轴承腔转子和静子之间存在间隙，气体激振力将会使轴承腔部件引起强迫振动，当激振力的频率和部件的固有频率相同时，就会发生共振，造成严重后果。
[0008]4.由于航空发动机轴承腔的安装空间狭小，在沿轴向的拆装过程中，封严结构的转子和静子之间容易产生碰擦，而过于复杂的封严结构不仅加工困难，也会给轴承腔的拆装带来额外的难度和工作量。

技术实现思路

[0009]由于现有技术方案的篦齿封严结构在航空发动机轴承腔的实际应用中存在的技术问题，本专利技术目的在于提供一种航空发动机轴承腔的篦齿封严结构，解决现有技术方案
中存在的上述技术问题，优化轴承腔的封严效果，降低泄漏量，提高发动机的性能。
[0010]本专利技术提供的航空发动机轴承腔的篦齿封严结构的技术方案为：一种用于航空发动机轴承腔的篦齿封严结构，所述轴承腔设置在主轴与机匣之间，由轴承内环、轴承、轴承外环、收油环及所述篦齿封严结构形成，所述篦齿封严结构沿轴向设置于所述轴承腔的两侧，所述篦齿封严结构具有绕同一轴线且相对转动的封严静子和封严转子，所述封严静子套设于所述封严转子外侧，所述封严静子的内侧设有封严保护层，所述封严转子的外侧设有若干封严篦齿，所述封严保护层表面设有至少一个凹槽，所述凹槽的深度小于所述封严保护层表面的厚度。
[0011]优选地，所述凹槽设置在相邻两个所述封严篦齿所形成的间隔的相对面上，所述凹槽的宽度小于相邻两个所述封严篦齿所形成的间隔。
[0012]优选地，所述凹槽包括第一凹槽和第二凹槽，所述第一凹槽和所述第二凹槽分别沿轴向设置于所述篦齿封严结构两端。
[0013]优选地，所述凹槽沿所述封严保护层表面周向间断分布。
[0014]优选地，所述凹槽沿90度间断分布，每段所述凹槽的周向角度为50度至70度之间。
[0015]优选地，所述凹槽沿轴承腔轴向的截面形状为半圆形。
[0016]优选地，所述凹槽沿轴承腔轴向的截面形状为矩形。
[0017]优选地，所述封严保护层为蜂窝结构或易磨涂层。
[0018]优选地，所述封严篦齿从篦齿根部到顶部，截面面积逐渐减小，封严篦齿的顶部宽度接近为0。
[0019]此外，本专利技术还一种航空发动机，所述航空发动机包括压气机、燃烧室和涡轮，所述压气机和/或所述涡轮包括若干轴承腔，其中，所述轴承腔包括前文所述的任一项的篦齿封严结构。
[0020]通过应用本专利技术提出的轴承腔的篦齿封严结构及航空发动机，能够从源头上解决现有技术中存在的问题，带来以下优点：
[0021]第一，本专利技术提供的航空发动机轴承腔的篦齿封严结构，能够破坏附面层，产生涡流，减少气体泄漏。当气流流过篦齿的狭小缝隙后，凹槽结构可破坏蜂窝表面气流的附面层，产生涡流，造成能量耗散，使得篦齿封严结构中的每一个单级篦齿对气流的阻挡作用得到加强，从而减少了气体的泄漏，保证了两侧腔体之间的封严效果，提高发动机的效率和性能；
[0022]第二，本专利技术提供的航空发动机轴承腔的篦齿封严结构，能够容纳轴承腔内润滑油，减少低状态时的滑油泄漏。在发动机处于低状态工作时，轴承腔内的压力较腔外的更大，存在滑油通过篦齿封严往外泄漏的风险，凹槽结构可以增大单级篦齿的降压效果，提升封严效果，从而减少滑油泄漏风险；
[0023]第三，本专利技术提供的航空发动机轴承腔的篦齿封严结构，篦齿封严作为转子件和静子件之间的特殊连接方式，在工作过程中，存在气体激振力，增加凹槽结构能加大篦齿之间腔室的容量，减轻封严位置遭到的气体冲击力，有利于减少航空发动机在运行过程中的振动；
[0024]第四，本专利技术提供的航空发动机轴承腔的篦齿封严结构，能够有效减少安装过程中的轴向碰擦，便于安装。由于轴承腔空间狭小，在保证提高封严效率的同时，也能保证装
配、分解过程的可靠性和可行性；
[0025]第五，本专利技术提供的航空发动机轴承腔的篦齿封严结构，其结构简单，可适用于蜂窝结构、易磨涂层等多种封严表面，且便于加工，相对于其他结构的封严形式的加工性更好。
[0026]对熟悉本
的人来说，在结合附图阅读本说明书的以下部分之后，这些和其它目的和优点将会变得更加明显。
附图说明
[0027]本专利技术的以上
技术实现思路
以及下面的具体实施方式在结合附图阅读时会得到更好的理解。需要说明的是，附图仅作为所请求保护的专利技术的示例。在附图中，相同的附图标记代表相同或类似的元素。
[0028]图1所示为本专利技术航空发动机轴承腔结构的示意图。
[0029]图2所示为本专利技术第一较佳实施例的轴承腔篦齿封严结构局部放大的示意图。
[0030]图3是现有技术中常规轴承腔篦齿封严结构的示意图。
[0031]图4所示为本专利技术第二较佳实施例的轴承腔篦齿封严结构的周向结构示意图。
[0032]图5所示为本专利技术第三较佳实施例的轴承腔篦齿封严结构的凹槽结构示意图。
[0033]图6所示为本专利技术第四较佳实施例的轴承腔篦齿封严结构的凹槽结构示意图。
[0034]附图标记如下：本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于航空发动机轴承腔的篦齿封严结构，所述轴承腔设置在所述航空发动机的主轴与机匣之间，所述篦齿封严结构沿轴向设置于所述轴承腔的两侧以对所述轴承腔进行封严，其特征在于：所述篦齿封严结构具有绕同一轴线且相对转动的封严静子和封严转子，所述封严静子套设于所述封严转子的径向外侧，所述封严静子的内侧设有封严保护层，所述封严转子的外侧设有若干封严篦齿，所述封严保护层表面在与相邻两个所述封严篦齿所形成的间隔相对应的至少一个位置设有凹槽，所述凹槽的深度小于所述封严保护层的厚度。2.如权利要求1所述的用于航空发动机轴承腔的篦齿封严结构，其特征在于，所述凹槽的宽度小于相邻两个所述封严篦齿所形成的间隔。3.如权利要求2所述的用于航空发动机轴承腔的篦齿封严结构，其特征在于，所述凹槽包括第一凹槽和第二凹槽，所述第一凹槽和所述第二凹槽分别沿轴向设置于所述篦齿封严结构的两端。4.如权利要求1所述的用于航空发动机轴承腔的篦齿封严结构，其特征在于，所述凹槽沿所述封严保护层表面周...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨璐瑜，丁飞，吴明峰，
申请(专利权)人：中国航发商用航空发动机有限责任公司，
类型：发明
国别省市：