[发明专利]一种带渐缩引气孔的航空发动机篦齿封严结构

说明书

本发明涉及一种带渐缩引气孔的航空发动机篦齿封严结构，该带渐缩引气孔的航空发动机篦齿封严结构包括设有多个篦齿的转轴、篦齿衬套环，篦齿衬套环沿内壁周向设置环形槽，该环形槽包括进气侧壁、出气侧壁和环形底壁，该进气侧壁呈倾斜设置，以使进气侧壁与篦齿衬套环内壁的连接处呈喇叭形扩散，对沿篦齿衬套环内壁流动的泄露气流进行导向；环形底壁上沿篦齿衬套环径向设置多个用于引入气流的渐缩引气孔，该渐缩引气孔呈锥形设置，其出气端的直径小于进气端直径设置，以对引入环形槽内的气流进行增压；装配时环形槽的进气侧壁和出气侧壁置于同一齿腔内，泄漏气流流动至环形槽时，由进气侧壁进入环形槽。

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，特别是一种带渐缩引气孔的航空发动机篦齿封严结构。

背景技术

从航空燃气涡轮发动机诞生到如今飞速地发展，气体的封严一直是重要的问题之一。篦齿封严是现役航空发动机最广泛使用的气体封严结构，主要用于压气机级间、涡轮级间、叶片顶部和轴承腔内滑油密封系统的油气隔离。低油耗、高推重比、高可靠性和耐久性是航空发动机的发展方向，但是发动机压比和内部温度的升高使得内流系统泄露增大，所以篦齿封严系统直接影响到航空发动机的耗油率、可靠性和耐久性。

国内外研究表明封严技术的改善将大大提高发动机的效率，篦齿结构密封效果主要取决于封严间隙和齿数的大小。当齿数大于6时，对泄露量影响越来越小。篦齿封严结构在发动机运转过程中，由于转子件与静子件不可避免地磨损，导致封严间隙增大，衬套一般的都涂有刮磨层。

现有的篦齿结构如图1所示，主要包括转轴1、篦齿2、篦齿衬套环3、相邻篦齿之间的齿腔4，主要参数有篦齿2顶端与篦齿衬套环3内壁之间的封严间隙C、篦齿2的齿尖宽度t、齿腔4沿轴向的齿距W、篦齿2的齿高H、篦齿2的前倾角α和后倾角β，优化齿形参数、衬套齿间槽、蜂窝衬套结构都可以提高封严效果。但在齿数和封严间隙固定的情况下，单纯改变篦齿其余结构参数不易对封严效果产生显著的提高。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种结构简单、可以使流体在齿腔内充分地扩散的带渐缩引气孔的航空发动机篦齿封严结构。

为解决上述技术问题，本发明提供的带渐缩引气孔的航空发动机篦齿封严结构，包括：设有多个篦齿的转轴、篦齿衬套环，所述篦齿衬套环与所述转轴的篦齿处间隙配合，相邻的两篦齿之间形成齿腔，以使泄漏气流在转轴与篦齿衬套环之间流动至篦齿处时，改变流动方向，在齿腔内形成涡流，以减少泄漏；所述篦齿衬套环沿内壁周向设置环形槽，该环形槽包括进气侧壁、出气侧壁和环形底壁，该进气侧壁呈倾斜设置，以使进气侧壁与篦齿衬套环内壁的连接处呈喇叭形扩散，对沿篦齿衬套环内壁流动的泄露气流进行导向；所述环形底壁上沿篦齿衬套环径向设置多个用于引入气流的渐缩引气孔，该渐缩引气孔呈锥形设置，其出气端的直径小于进气端直径设置，以对引入环形槽内的气流进行增压；装配时环形槽的进气侧壁和出气侧壁置于同一齿腔内，泄漏气流流动至环形槽时，由进气侧壁进入环形槽。

进一步，所述篦齿包括置于两端的多个端部篦齿和置于中间的2个中央篦齿，相邻两端部篦齿之间、相邻端部篦齿和中央篦齿之间的齿距相同，以形成同样大小的涡流齿腔；两中央篦齿之间的齿距大于相邻端部篦齿之间的齿距设置，以使两中央篦齿之间形成中央引气齿腔，所述环形槽的进气侧壁和出气侧壁置于两中央篦齿之间，以使由渐缩引气孔引入的气流进入篦齿中部的中央引气齿腔，使得中央引气齿腔的前后两端均存在多个涡流齿腔，以增强涡流效果，减少泄漏。

进一步，所述进气侧壁与气流方向呈75°夹角设置，可有效的降低从上一级篦齿齿尖处射流的透气效应，从而达到减小篦齿结构泄漏量的效果；所述出气侧壁与所述进气侧壁平行设置，以使气流流通至出气侧壁时，由出气侧壁对气流进行阻挡，减少泄漏。

进一步，所述渐缩引气孔为6个，均匀分布在所述环形槽上，以使环形槽内引入的气流可充满环形槽。

进一步，所述篦齿衬套环的外壁沿周向设置环形凸台，所述渐缩引气孔沿所述环形凸台贯穿设置。