[发明专利]一种用于航空发动机主轴承腔的气膜密封结构

说明书

本申请提供了一种用于航空发动机主轴承腔的气膜密封结构，包括：主轴；外衬套；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，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；其中，引气环面向石墨涨圈的端面具有环槽及连通环槽的引气孔；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，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，在引压孔外设有连通两径向均压环槽的引压槽；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，深槽的上端面介于轴向均压环槽的内外径之间，深槽的下端面低于定距套的外径。

技术领域

本申请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

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。

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。

发明内容

本申请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。

本申请的技术方案是：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：

主轴；

外衬套；

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；

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；

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；

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。

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。

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。

进一步的，所述石墨涨圈为C字型开口环结构。

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。

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。

进一步的，所述浅槽的尾部设置有收尾结构。

进一步的，所述浅槽的深度为纳米级。

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。

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。