一种用于航空发动机主轴承腔的气膜密封结构的制作方法

1.本技术属于航空发动机密封技术领域，特别涉及一种用于航空发动机主轴承腔的气膜密封结构。


背景技术：

2.目前，航空发动机主轴承腔密封多采用石墨圆周密封结构，该结构为接触式密封。由于材料性能的限制，石墨环在高温状态下会发生氧化，因此使封严引气温度、封严压差、转速等工况参数受到了限制，无法满足高性能航空发动机长寿命、高可靠性的要求，同时，间接影响了空气系统和滑油系统。
3.随着航空发动机及燃气轮机在极限工况的转速、封严压差、封严引气温度的不断提高，现有技术中的航空发动机主轴承腔石墨圆周密封结构由于结构复杂、零组件较多，加工难度大和密封环的使用寿命不足等，已无法适应高转速/高线速度、高压差、长寿命的主轴承腔密封使用工况。


技术实现要素：

4.本技术的目的是提供了一种用于航空发动机主轴承腔的气膜密封结构，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
5.本技术的技术方案是：一种用于航空发动机主轴承腔的气膜密封结构，所述气膜密封结构包括：
6.主轴；
7.外衬套；
8.设置在主轴与外衬套之间的引气环、端面跑道、石墨涨圈和定距套，所述石墨涨圈位于定距套的外侧，同时石墨涨圈和定距套在轴向上位于引气环与端面跑道之间；
9.其中，所述引气环面向石墨涨圈的端面具有环槽及连通所述环槽的引气孔；
10.所述石墨涨圈面向端面跑道的一侧设有轴向均压环槽，石墨涨圈面向外衬套的一侧设有两个径向均压环槽，所述石墨涨圈上介于两个径向均压环槽之间设有径向延伸的引压孔，在所述引压孔外设有连通两径向均压环槽的引压槽；
11.所述端面跑道面向石墨涨圈的端面设有由深槽和浅槽构成的组合操，所述深槽的上端面介于所述轴向均压环槽的内外径之间，所述深槽的下端面低于所述定距套的外径。
12.进一步的，所述外衬套、引气环及端面跑道采用导热材料制成。
13.进一步的，所述外衬套、引气环及端面跑道与所述石墨涨圈接触的平面进行表面强化处理。
14.进一步的，所述石墨涨圈为c字型开口环结构。
15.进一步的，所述石墨涨圈的轴向两端面对称设有轴向均压环槽。
16.进一步的，所述浅槽沿转子的旋转方向设置在深槽的旁边，且浅槽与深槽连通。
17.进一步的，所述浅槽的尾部设置有收尾结构。
18.进一步的，所述浅槽的深度为纳米级。
19.进一步的，所述定距套的轴向长度比所述石墨涨圈的轴向长度长约0.1mm～0.2mm。
20.进一步的，所述引气孔的数量为多个，多个所述引气孔周向均布。
21.本技术的气膜密封结构在低转速时为接触式密封，空气泄漏量较低；随着转速提高，动压气膜力平衡掉一部分由于封严引气造成的气体不平衡力；转速进一步提高，动压气膜力与封严引气造成的气体不平衡力达到平衡，达到“起飞”转速；航空发动机转速再一步提高，动压气膜力大于封严引气造成的气体不平衡力，石墨环与端面跑道分离，密封装置变为非接触式密封，摩擦系数较低，可有效提高高线速度主轴承腔密封的使用寿命。
附图说明
22.为了更清楚地说明本技术提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本技术的一些实施例。
23.图1为本技术的用于航空发动机主轴承腔的气膜密封结构示意图。
24.图2为本技术的引气环结构示意图。
25.图3为本技术中的石墨涨圈正视图。
26.图4为本技术的石墨涨圈截面图。
27.图5为基于图4中a-a向的石墨涨圈示意图。
28.图6为本技术的端面跑道结构示意图。
具体实施方式
29.为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
30.见图1所示，本技术提供的气膜密封结构主要包括主轴1、外衬套2、引气环3、端面跑道4、石墨涨圈5和定距套6，引气环3、端面跑道4、石墨涨圈5和定距套6设置在主轴1和外衬套2之间，石墨涨圈5和定距套6径向叠加设置，且石墨涨圈5位于定距套6的外侧，同时石墨涨圈5和定距套6在轴向上位于引气环3和端面跑道4之间。
31.其中，外衬套2、引气环3及端面跑道4采用导热系数较好的材料制成，同时外衬套2、引气环3、端面跑道4与石墨涨圈5接触的平面进行表面强化处理，且具有较高的表面精度。
32.如图2所示，引气环3面向石墨涨圈5的一侧设有一整圈的环槽32，引气环3中部位置径向方向设置有一定数量的引气孔31，引气孔31在周向上均布。该引气孔31连通与环槽32的底部，通过引气孔31及环槽32可以使石墨涨圈5在较小的封严压差下就能够被推到靠近端面跑道4的一侧，从而起到良好的封严效果。
33.见图3至图5所示，石墨涨圈5整体上为c型开口环结构，其面向端面跑道4的右侧端面为主密封面，在右侧端面大约中部位置设有一个整周的轴向均压环槽51，该轴向均匀环槽51使石墨涨圈5的右侧端面形成压力平衡带d2和密封带d1两个环带，压力平衡带d2起到减小磨损作用，密封带d1起主要的密封作用。石墨涨圈5的径向外端面为辅助密封带，在径向外端面上设有两个径向均压环槽52，石墨涨圈5的内部设有自内径面至外径面延伸的引
压孔53，引压孔53位于两个径向均压环槽52之间，同时在石墨涨圈5的外表面的引压孔53处设置引压槽54，该引压槽54连通两侧的径向均压环槽52，从而实现减小辅助密封带的封严不平衡力。
34.需要说明的是，本技术中为了实现石墨涨圈5的便捷安装，石墨涨圈5以引压孔53轴线所在面平面设置成对称结构，因而在石墨涨圈5的两侧均设置有轴向均压环槽51。
35.定距套6为薄壁圆环结构，其轴向长度比石墨涨圈5的轴向长度长约0.1mm～0.2mm，以保证石墨涨圈5的轴向窜动量并且保证空气泄漏量在一定范围内。
36.外衬套2为密封结构的径向摩擦跑道，其采用散热效果较好的材料制造并且面向石墨涨圈5的内径面进行表面硬化处理。
37.如图6所示，端面跑道4面向石墨涨圈5的端面上设置若干个连通的深浅组合槽，深槽41的形状大致为矩形且在端面跑道4上径向延伸，深槽41的内径面低于定距套6的外径面，深槽41的外径面在石墨涨圈5的轴向环均压环槽51的内外径面之间，以保证自引气环3流入的封严引气能够被引入石墨涨圈5的轴线均压环槽51中，起到均压效果。沿转子的旋转方向，端面跑道4的端面上每一处深槽41旁边设置浅槽42，浅槽42的深度为纳米级，浅槽42的形状大致为矩形，在浅槽42的尾部设置有圆滑过渡的收尾结构43，以保证封严引气在从深槽41进入浅槽42以及在收尾结构43处起到压强变化，从而产生反向的气膜压力。
38.本技术的气膜密封结构在低转速时为接触式密封，空气泄漏量较低；随着转速提高，动压气膜力平衡掉一部分由于封严引气造成的气体不平衡力；转速进一步提高，动压气膜力与封严引气造成的气体不平衡力达到平衡，达到“起飞”转速；航空发动机转速再一步提高，动压气膜力大于封严引气造成的气体不平衡力，石墨环与端面跑道分离，密封装置变为非接触式密封，摩擦系数较低，可有效提高高线速度主轴承腔密封的使用寿命。
39.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。