[發明專利]一種航空發動機軸承腔篦齒封嚴結構

在審

• 申請號: 202110233800.8
• 申請日: 2021-03-03
• 公開（公告）號: CN115030821A
• 公開（公告）日: 2022-09-09
• 發明（設計）人: 楊璐瑜;丁飛;吳明峰
• 申請（專利權）人: 中國航發商用航空發動機有限責任公司
• 主分類號: F02C7/28
• 分類號: F02C7/28;F01D11/02
• 代理公司: 上海專利商標事務所有限公司 31100
• 代理人: 俞瑩琛

一種用于航空發動機軸承腔的篦齒封嚴結構，軸承腔設置在主軸與機匣之間，由軸承內環、軸承、軸承外環、收油環及所述篦齒封嚴結構形成，篦齒封嚴結構沿軸向設置于所述軸承腔的兩側，篦齒封嚴結構具有繞同一軸線且相對轉動的封嚴靜子和封嚴轉子，封嚴靜子套設于封嚴轉子外側，所述封嚴靜子的內側設有封嚴保護層，所述封嚴轉子的外側設有若干封嚴篦齒，所述封嚴保護層表面設有至少一個凹槽，所述凹槽的深度小于所述封嚴保護層表面的厚度。

技術領域

本發明屬于航空發動機領域，具體涉及一種用于軸承腔的篦齒封嚴結構及航空發動機。

背景技術

在航空發動機等旋轉機械中，軸承腔主軸旋轉件和靜止襯套、軸承腔機匣之間的氣體泄漏會導致發動機整體推動效率下降、滑油消耗量增大。對于航空發動機來說，提高該區域的封嚴能力，增大密封段前后壓差同時減少從密封段進入軸承腔的高溫外圍氣體，能夠減小軸承腔熱負荷和減少滑油消耗，封嚴能力直接影響著發動機的耗油率、推進效率等性能參數，因此，盡可能保證良好的封嚴效果十分必要。

篦齒封嚴結構作為航空發動機最常見的封嚴結構形式，在發動機各個部件中得到廣泛的應用，篦齒封嚴依靠高壓區來的氣流經過幾道篦齒和平面蜂窩結構形成的狹窄縫隙及兩個篦齒之間的空腔來實現降壓，從而減少泄漏。當氣流流經第一道篦齒縫隙時，流速增快，壓力減小；流至兩篦齒之間的空腔時，氣體膨脹，產生紊流使得氣流能量損失，氣流的壓力和速度均會下降。如此，在經過幾道篦齒后，篦齒前后的壓差減小，流過篦齒縫隙的氣流量也就減小，從而減小整體的泄漏量。

然而現有技術的篦齒封嚴結構在軸承腔的實際應用中，效果并不理想。尤其是在航空發動機處于低狀態時，通常會引發以下問題：

1.由于軸承腔內部的壓力高于周圍腔室的壓力，將會導致軸承腔內的氣體或滑油出現泄漏，影響軸承腔與外部其他腔室之間的氣體溫度，增加引氣負荷，影響航空發動機性能。

2.航空發動機的運轉需要保證軸承潤滑，軸承腔內部設置有保持循環的滑油流路，由于滑油在軸承腔內運轉一段時間后油溫會升高，需要通過循環流路引向外部機匣進行冷卻，以確保滑油以更適宜的溫度持續工作，由于軸承腔內部的壓力高于周圍腔室的壓力，軸承腔內部的滑油可能出現泄漏的現象，影響軸承的工作效率，而泄漏的滑油也將導致航空發動機進一步出現安全隱患；

3.在工作過程中，軸承腔轉子和靜子之間存在間隙，氣體激振力將會使軸承腔部件引起強迫振動，當激振力的頻率和部件的固有頻率相同時，就會發生共振，造成嚴重后果。

4.由于航空發動機軸承腔的安裝空間狹小，在沿軸向的拆裝過程中，封嚴結構的轉子和靜子之間容易產生碰擦，而過于復雜的封嚴結構不僅加工困難，也會給軸承腔的拆裝帶來額外的難度和工作量。

發明內容

由于現有技術方案的篦齒封嚴結構在航空發動機軸承腔的實際應用中存在的技術問題，本發明目的在于提供一種航空發動機軸承腔的篦齒封嚴結構，解決現有技術方案中存在的上述技術問題，優化軸承腔的封嚴效果，降低泄漏量，提高發動機的性能。

本發明提供的航空發動機軸承腔的篦齒封嚴結構的技術方案為：一種用于航空發動機軸承腔的篦齒封嚴結構，所述軸承腔設置在主軸與機匣之間，由軸承內環、軸承、軸承外環、收油環及所述篦齒封嚴結構形成，所述篦齒封嚴結構沿軸向設置于所述軸承腔的兩側，所述篦齒封嚴結構具有繞同一軸線且相對轉動的封嚴靜子和封嚴轉子，所述封嚴靜子套設于所述封嚴轉子外側，所述封嚴靜子的內側設有封嚴保護層，所述封嚴轉子的外側設有若干封嚴篦齒，所述封嚴保護層表面設有至少一個凹槽，所述凹槽的深度小于所述封嚴保護層表面的厚度。

優選地，所述凹槽設置在相鄰兩個所述封嚴篦齒所形成的間隔的相對面上，所述凹槽的寬度小于相鄰兩個所述封嚴篦齒所形成的間隔。

優選地，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別沿軸向設置于所述篦齒封嚴結構兩端。

優選地，所述凹槽沿所述封嚴保護層表面周向間斷分布。