[发明专利]一种紧凑型高温燃料裂解气发电涡轮密封冷却结构

说明书

本发明提供了一种紧凑型高温燃料裂解气发电涡轮密封冷却结构，属于发电涡轮技术领域。解决了目前高压高转速涡轮的轴端密封一般使用干气密封，造价高昂结构复杂，需要较大的装配空间以及附属的高压氮气供气装置，但由于材料和技术的限制耐受温度较低；工作于高温工质环境中的涡轮一般使用水循环来带走热量进行冷却，但是对于高超声速飞行器来说冷源有限，而且使用循环水进行冷却会大大增加发电系统体积的问题。它包括电机外壳、涡轮转轴、前端盖、冷却隔热腔、轴向密封、交错迷宫密封和电机冷却系统。本发明满足机载设备对于空间、质量的要求，有较好密封冷却效果；简化涡轮密封隔热系统且能够有效减少涡轮的泄漏量，保证涡轮发电功率。

技术领域

本发明属于发电涡轮技术领域，尤其是涉及一种紧凑型高温燃料裂解气发电涡轮密封冷却结构。

背景技术

吸气式高超声速飞行器的发展取代了含有旋转部件的传统航空发动机，但是同时也导致无法通过转轴发电以供飞行器电子器件的使用，携带电池会给飞行器带来巨大的质量惩罚，因此目前研究热点是利用飞行器自身能源来进行发电，同时解决高超声速来流的预冷和压缩问题。飞行器所携带的碳氢燃料在冷却通道内吸热升温，同时由液态变为超临界状态，并进一步发生裂解生成小分子碳氢化合物构成的油气混合物，高温高压的油气混合物可作为工质驱动发电系统进行发电。

油气涡轮机是油气发电系统的核心部件，涡轮机入口的油气温度可达500-700℃，压力可达3-5MPa左右。涡轮机处于高温高压的环境下，而电机所允许的最高工作温度为200℃，同时高温高压的油气也会使轴承的密封、润滑失效。

目前在转轴高压气体密封领域干气密封效果较好，技术较为成熟，在国内外均有应用，但是干气密封需要辅助的供气设备，且对转轴轴径有一定要求，不适合于飞行器对于体积小、结构简单的要求，而接触式密封不适于高转速设备的密封。机载设备对重量尺寸的要求较高，因此如何在保证功能的前提下减轻重量、减小涡轮体积是亟待解决的问题。

发明内容

有鉴于此，本发明旨在提出一种紧凑型高温燃料裂解气发电涡轮密封冷却结构，以解决目前高压高转速涡轮的轴端密封一般使用干气密封，造价高昂结构复杂，需要较大的装配空间以及附属的高压氮气供气装置，但由于材料和技术的限制耐受温度较低；工作于高温工质环境中的涡轮一般使用水循环来带走热量进行冷却，但是对于高超声速飞行器来说冷源有限，而且使用循环水进行冷却会大大增加发电系统体积的问题，本申请的紧凑型高温燃料裂解气发电涡轮密封冷却系统，满足机载设备对于空间、质量的要求，有较好密封冷却效果；简化涡轮密封隔热系统且能够有效减少涡轮的泄漏量，保证涡轮发电功率。

为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：

一种紧凑型高温燃料裂解气发电涡轮密封冷却结构，包括电机外壳、涡轮转轴、前端盖、冷却隔热腔、轴向密封、交错迷宫密封和电机冷却系统；

所述的冷却隔热腔的后端与电机外壳固定连接，前端与前端盖固定连接，在冷却隔热腔的中心外侧设有导流环，冷却隔热腔与前端盖及导流环之间形成工质进气空间，在电机外壳内部安装有定子，所述定子和转子配合，在导流环内部安装叶轮，涡轮转轴依次穿过转子、冷却隔热腔的中心孔与叶轮连接，所述的轴向密封设置在冷却隔热腔的中心孔处，在叶轮背部设有第一梳齿密封，在冷却隔热腔的前端与涡轮转轴配合处设有第二梳齿密封，所述的第一梳齿密封和第二梳齿密封形成交错迷宫密封；

在所述的冷却隔热腔径向开设有相互垂直的冷却隔热腔腔室低温燃油入口和冷却隔热腔腔室低温燃油出口，在冷却隔热腔的径向还开设相互垂直的第一电涡流传感器安装孔和第二电涡流传感器安装孔，两个电涡流传感器安装孔延伸至涡轮转轴处，在冷却隔热腔的边缘设有径向的密封气入口，所述密封气入口与轴向密封相连通，所述的轴向密封为耐高温碳纤维密封装置，所述的耐高温碳纤维密封装置用于防止燃料的高温裂解气通过涡轮转轴与密封装置之间的间隙进入轴承以及电机；