[发明专利]一种航空发动机高增压比风扇试验件的轴承腔封严系统

说明书

本发明提供一种航空发动机高增压比风扇试验件的轴承腔封严系统，包括中介机匣、轴承机匣、转动轴，中介机匣通过轴承机匣与转动轴配合安装，中介机匣与转动轴之间连接有前封严环和后封严环，该两封严环一端均与中介机匣固连，而两封严环另一端则均与转动轴配合安装，并通过篦齿结构封严转动轴与两封严环间的间隙，前封严环用以分隔高压盘腔与前封严腔，后封严环用以分隔盲腔与后封严腔，前封严腔和后封严腔通过供气通道相贯通形成一个整体的封严腔，在中介机匣上还设置有排气通道以及控制排气通道开口大小的节流装置，以及设置在转动轴上且位于前封严环与轴承机匣间的封严装置。本发明所提供的封严系统，保证试验件在高压比情况下不漏油。

技术领域

本发明属于航空发动机领域，特别涉及航空发动机高增压比风扇试验件领域，具体涉及一种航空发动机高增压比风扇试验件的轴承腔封严系统。

背景技术

航空发动机是一种复杂而又精密的机械产品，具有推力大、温度高、可靠性强等特点。航空发动机的轴承需要被不断的喷以滑油进行润滑和冷却，而这些滑油必需被限制在一个相对封闭的腔内，以防其溢出影响整台发动机的安全运行。这通常是需要一个精心设计的轴承腔封严系统来实现。但现代航空发动机的推重比越来越高，对风扇的增压比等性能参数提出了更高的要求。而增压比的不断升高使得后支点轴承腔的封严越来越难以实现，传统的封严系统已有些力不从心，试验过程中发生漏油的情况屡见不鲜，漏油会造成滑油消耗量大，经济成本提高，而且威胁试验安全。

风扇试验件是航空发动机的一种部件级性能试验件，其增压比、转速及工况需要尽可能模拟航空发动机的实际工况，因此，其工作环境也是十分恶劣，对轴承腔封严系统同样提出了苛刻的要求。

如图1所示，传统轴承腔封严方案为：通过试验台架的地面气源，引一股高压气作为封严用气，穿过风扇试验件的中介机匣到达轴承机匣后，分为两个支路，分别向前后两个方向流动，到达前后封严腔，从而实现轴承腔的封严，防止其内部的滑油泄漏。但现有封严方式在实施时，试验台上发现有滑油漏出，说明轴承腔封严系统已失效。这是由于随着风扇压比的提高，原始设计的封严系统没有正常运行，封严气出现了倒灌，其空气系统实际流路已与初始设计的方案背道而驰，因此，漏油也就随之发生了。而且，发生漏油故障后，试验人员试图通过调节试验台上地面气源的供气压力来解决问题，但发现于事无补。说明原有轴承腔封严系统的可调节性差。出现故障后，没有现场的解决措施，而只能下台分解，重新设计。这会导致试验周期大大加长，无论是经济成本还是时间成本都会显著增加。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航空发动机高增压比风扇试验件的轴承腔封严系统，克服或减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

本发明的目的通过如下技术方案实现：一种航空发动机高增压比风扇试验件的轴承腔封严系统，包括中介机匣、轴承机匣、转动轴，中介机匣通过轴承机匣与转动轴配合安装，转动轴与轴承机匣内侧之间形成轴承腔，转动轴与轴承机匣外侧之间形成高压盘腔和盲腔，并且高压盘腔和盲腔分置在轴承机匣两侧，在轴承腔与高压盘腔之间布置有前封严腔，在轴承腔与盲腔之间布置有后封严腔，在中介机匣中设置有用于从外部引气的供气通道，并且该供气通道连通到轴承机匣，在中介机匣上还设置有引导气流排出的排气通道，中介机匣与转动轴之间连接有前封严环和后封严环，两封严环分置于轴承机匣两侧，该两封严环一端均与中介机匣固连，而两封严环另一端则均与转动轴配合安装，并通过篦齿结构封严转动轴与两封严环间的间隙，前封严环用以分隔高压盘腔与前封严腔，后封严环用以分隔盲腔与后封严腔，前封严腔和后封严腔通过供气通道相贯通形成一个整体的封严腔；中介机匣上还设置有控制排气通道开口大小的节流装置，以及设置在转动轴上且位于前封严环与轴承机匣间的封严装置，以防止滑油从封严腔漏出。