[发明专利]一种高马赫航空发动机耐高温高压轴承腔结构

权利要求书

1.一种高马赫航空发动机耐高温高压轴承腔结构，包括设于高压压气机出口处的后轴机构、用于安装滚珠轴承(1)的轴承密封机构、设于轴承密封机构外侧并用于对轴承进行封严的封严机构、用于向轴承密封机构内供油的滑油机构，所述后轴机构内设有轴向力平衡腔(11)、所述封严机构内设有轴承封严腔(13)，其特征在于：所述轴承封严腔(13)与轴向力平衡腔(11)之间设有压力缓冲腔(12)，所述压力缓冲腔(12)与航空发动机外部连通，航空发动机工作时轴承封严腔(13)和轴向力平衡腔(11)的压力均大于压力缓冲腔(12)；

所述滑油机构在压力缓冲腔(12)位置处设有连通轴向力平衡腔(11)和轴承密封机构内部的第一供油管(21)，在压力缓冲腔(12)内设有连接滚珠轴承(1)和承力机匣的轴承连接件。

2.如权利要求1所述的高马赫航空发动机耐高温高压轴承腔结构，其特征在于：所述压力缓冲腔(12)内设有环形隔热屏(16)，所述环形隔热屏(16)与封严机构相连。

3.如权利要求1所述的高马赫航空发动机耐高温高压轴承腔结构，其特征在于：所述后轴机构包括设于涡轮轴(10)上的第二后轴颈(33)，所述轴承密封机构设于第二后轴颈(33)上，所述轴承密封机构包括与第二后轴颈(33)相连的第一机匣(22)、同轴设于第一机匣(22)外侧的第二机匣(23)、连接于第一机匣(22)和第二机匣(23)端部之间的第一封严蓖齿(19)、与第一供油管(21)相连的滑油喷嘴(15)，所述第一机匣(22)和第二机匣(23)之间形成容纳滚珠轴承(1)的轴承腔(14)，所述第二机匣(23)内侧设有环形安装座(24)，所述安装座(24)与滚珠轴承(1)止口配合；

所述安装座(24)上设有第一支板(25)，所述第一支板(25)设于轴承封严腔(13)内并且轴承连接件相连，所述安装座(24)的侧壁与第二机匣(23)相贴并固定。

4.如权利要求3所述的高马赫航空发动机耐高温高压轴承腔结构，其特征在于：所述封严机构包括设于第二后轴颈(33)上的第三机匣(26)、同轴设于第三机匣(26)外侧的第四机匣(27)、连接于第三机匣(26)和第四机匣(27)端部之间的第二封严蓖齿(20)，所述第一机匣(22)、第二机匣(23)、第三机匣(26)和第四机匣(27)之间形成轴承封严腔(13)，所述第三机匣(26)与第一机匣(22)并排紧贴设置。

5.如权利要求3所述的高马赫航空发动机耐高温高压轴承腔结构，其特征在于：所述高压压气机内设有与第一供油管(21)相连的第二供油管(28)，所述第一供油管(21)和第二供油管(28)位于轴承连接件的同侧，所述轴承封严腔(13)内设有密封套(29)，所述密封套(29)与封严机构相连并且密封套(29)与第二机匣(23)一体固定，所述滑油喷嘴(15)和第一供油管(21)的端部均插入至密封套(29)内以相互连通。

6.如权利要求5所述的高马赫航空发动机耐高温高压轴承腔结构，其特征在于：所述第二供油管(28)的外侧同轴设有引气管路(30)，所述引气管路(30)沿着轴承连接件的一侧进入至轴承封严腔(13)内。

7.如权利要求1所述的高马赫航空发动机耐高温高压轴承腔结构，其特征在于：所述高压压气机上设有流路封严蓖齿(17)，所述流路封严蓖齿(17)设置有多组，压气机引气穿过所有流路封严蓖齿(17)后才能够进入到轴向力平衡腔(11)内。

8.如权利要求1所述的高马赫航空发动机耐高温高压轴承腔结构，其特征在于：所述轴承连接件包括与安装座(24)相连的第二支板(31)、连接于第二支板(31)与高压压气机之间的第一螺栓(32)。