[發明專利]一種航空發動機高增壓比風扇試驗件的軸承腔封嚴系統

有效

• 申請號: 201710266516.4
• 申請日: 2017-04-21
• 公開（公告）號: CN107121289B
• 公開（公告）日: 2019-04-23
• 發明（設計）人: 李宗超;王海;陳江華;麻麗春;趙義禎
• 申請（專利權）人: 中國航發沈陽發動機研究所
• 主分類號: G01M15/02
• 分類號: G01M15/02;F16J15/16
• 代理公司: 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙) 11526
• 代理人: 周良玉

1.一種航空發動機高增壓比風扇試驗件的軸承腔封嚴系統，包括中介機匣(1)、軸承機匣(2)、轉動軸(3)，中介機匣(1)通過軸承機匣(2)與轉動軸(3)配合安裝，轉動軸(3)與軸承機匣(2)內側之間形成軸承腔(4)，轉動軸(3)與軸承機匣(2)外側之間形成高壓盤腔(5)和盲腔(6)，并且高壓盤腔(5)和盲腔(6)分置在軸承機匣(2)兩側，在軸承腔(4)與高壓盤腔(5)之間布置有前封嚴腔(7)，在軸承腔(4)與盲腔(6)之間布置有后封嚴腔(8)，在中介機匣(1)中設置有用于從外部引氣的供氣通道(9)，并且該供氣通道(9)連通到軸承機匣(2)，在中介機匣(1)上還設置有引導氣流排出的排氣通道(10)，其特征在于，中介機匣(1)與轉動軸(3)之間連接有前封嚴環(17)和后封嚴環(18)，兩封嚴環分置于軸承機匣(2)兩側，該兩封嚴環一端均與中介機匣(1)固連，而兩封嚴環另一端則均與轉動軸(3)配合安裝，并通過篦齒結構封嚴轉動軸(3)與兩封嚴環間的間隙，前封嚴環(17)用以分隔高壓盤腔(5)與前封嚴腔(7)，后封嚴環(18)用以分隔盲腔(6)與后封嚴腔(8)，前封嚴腔(7)和后封嚴腔(8)通過供氣通道(9)相貫通形成一個整體的封嚴腔(19)；中介機匣(1)上還設置有控制排氣通道(10)開口大小的節流裝置，以及封嚴裝置，所述封嚴裝置為雙層篦齒結構(13)，該雙層篦齒結構(13)設置在所述前封嚴環(17)與所述轉動軸(3)配合位置處，且位于所述前封嚴環(17)靠近所述軸承機匣(2)一側，以防止滑油從封嚴腔(19)漏出。

2.根據權利要求1所述的航空發動機高增壓比風扇試驗件的軸承腔封嚴系統，其特征在于，所述封嚴裝置為封嚴環(14)，該封嚴環(14)設置于所述前封嚴環(17)與所述軸承機匣(2)之間，其中該封嚴環(14)一端與所述轉動軸(3)配合安裝并通過篦齒結構封嚴兩者間的間隙，該封嚴環(14)另一端則與軸承機匣(2)固連，該封嚴環(14)與所述中介機匣(1)、前封嚴環(17)、以及轉動軸(3)四者之間共同組成卸荷腔(15)；在中介機匣(1)中設置有與卸荷腔(15)相通的卸荷通道(16)，該卸荷通道(16)用于排出卸荷腔(15)中來自所述高壓盤腔(5)和所述封嚴腔(19)的氣流。

3.根據權利要求2所述的航空發動機高增壓比風扇試驗件的軸承腔封嚴系統，其特征在于，所述中介機匣(1)上設置有用于控制所述卸荷通道(16)開口大小的卸荷節流裝置。

4.根據權利要求3所述的航空發動機高增壓比風扇試驗件的軸承腔封嚴系統，其特征在于，所述卸荷節流裝置為堵蓋(21)。

5.根據權利要求1所述的航空發動機高增壓比風扇試驗件的軸承腔封嚴系統，其特征在于，所述節流裝置為排氣節流堵蓋(23)。