[发明专利]航空发动机涡轮叶片冷却试验密封结构

说明书

本发明涉及涡轮叶片试验技术领域，具体提供了航空发动机涡轮叶片冷却试验密封结构，采用三个圆形密封片将密封胶分割为两级密封，并用螺栓、螺母对圆形密封片进行固定压紧，如此能够对引气管和测试引线进行完全密封，并且增加了密封结构的安全系数；为了防止密封胶在高温下失效，对密封胶采取了主动隔热和有效的冷却措施，保证密封胶处于规定的工作温度范围，使得密封胶能够发挥弹性密封的特点，从而实现不同燃气温度下(叶片膨胀量不同)引气管和测试引线的完全密封。

技术领域

本发明涉及涡轮叶片试验技术领域，特别涉及航空发动机涡轮叶片冷却试验密封结构。

背景技术

航空发动机涡轮叶片的冷却效果试验是国内外航空发动机研制过程中必不可少的一项验证试验。目前涡轮叶片的冷效试验一般都在地面试验台上进行。涡轮叶片的冷效试验在专门设计的冷效试验装置上进行，试验叶栅部分一般选取5～7片叶片组成扇形通道，其中中间一片为主试验叶片，其余为陪衬叶片，试验时通冷却气。由于燃气温度较高，试验的进、排气段采用双层水冷结构。为了方便拆装和实现叶片冷气流量精确测量，主试验叶片冷气采用引气管进行供气，并在叶片叶身中截面布置一定数量(10～40根)的直径为0.4mm的K型铠装热电偶。

试验时由于叶片处于高温高压的燃气环境中，基于冷效试验装置安全考虑和为了试验顺利进行，需要对叶片引气管和测试电偶线进行密封，若密封效果不佳，会造成试验燃气对主试验叶片冷气进行额外加温，使得试验结果严重偏离；再者可能烧毁测试电偶，更严重者甚至烧毁试验装置，引发试验现场安全问题。因此，涡轮叶片冷效试验中，主试验叶片引气管和测试引线的密封问题十分关键，应该引起重视。

现有技术方案下的密封结构如图1所示，引气管和测试引线采用各自独立的密封结构，燃气从燃气进口A处沿箭头方向进入，并从燃气出口B处沿箭头方向流出。引气管107通过引气管107上的压紧螺母108将球面垫圈109压紧在锥面底座110上实现密封，共有三个密封部位，第一个是球面垫圈109与锥面底座110形成的线密封，第二个是压紧螺母108与球面垫圈109形成的平面密封，第三个是压紧螺母108与引气管107组成的螺纹密封，该三个密封部位组成的串联密封组必须同时起到密封作用才能实现引气管107的密封，任何一个密封部位密封失效都会导致整个结构的密封失效。

测试电偶101的引线通过压紧螺帽102将密封片103和密封胶填充物105压紧固定在测试穿线管104上实现密封。密封胶填充物105在一定时间下固化成具有一定耐压程度的弹性固体，测试电偶101的引线被该固体包裹，燃气压力作用在该固体上形成作用力，该力向上依次传递给密封片103、压紧螺帽102，然后通过螺纹连接将该力传递到测试穿线管104上，并最终将作用力传递给试验装置的上盖板106上，从而实现密封。

上述现有技术方案具有如下缺陷：

1、技术方面

上述现有技术方案下的引气管密封结构即使在安装合理的情况下，依然不能实现完全的零泄漏密封。因为由压紧螺母108分别与球面垫圈109和引气管107组成的平面和螺纹密封形式，可能会由于平面粗糙度和螺纹间隙原因无法实现零泄漏密封。因此该密封结构在密封效果上存在先天性的不足。此外，若引气管107偏离锥面底座110的中心线一定角度，会导致该密封结构的密封效果下降。