高温部位大端面密封装置及方法制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种高温部位大端面密封装置及密封方法，高温部位大端面密封装置用于航空发动机的燃烧室机匣与后外套之间的结合面在高温工作环境中结合面的密封，结合面径向尺寸为500mm～800mm，包括沿周向设于燃烧室机匣端面上和/或后外套端面上用于形成环形容纳腔体的环形凹槽以及铺设于环形凹槽内用于利用压缩变形形成环形密封并利用自身的回弹以补偿结合面热效应产生的变形的软金属丝，软金属丝的径向尺寸大于环形凹槽的深度，通过燃烧室机匣和后外套连接后软金属丝的压缩变形以使燃烧室机匣和后外套之间的结合面密封贴合。

Large End Face Sealing Device and Method for High Temperature Position

The invention discloses a large end face sealing device and a sealing method for high temperature parts. The large end face sealing device for high temperature parts is used for sealing the joint face between the combustor casing and the rear jacket of an aeroengine in high temperature working environment. The radial size of the joint face is 500 mm to 800 mm, including the ring formed on the end face of the combustor casing and/or the end face of the back jacket along the circumference. The annular groove of the chamber and the soft metal wire laid in the annular groove are used to form annular seal by compression deformation and to compensate for the deformation caused by thermal effect of the joint surface. The radial dimension of the soft metal wire is larger than the depth of the annular groove. The compression deformation of the soft metal wire after connecting the combustor casing and the rear casing can make the combustor casing and the rear casing come into being by compression deformation of the soft metal wire after connecting the combustor casing and the rear casing. The joint surface between them is sealed and fitted.

【技术实现步骤摘要】
高温部位大端面密封装置及方法
本专利技术涉及端面密封
，特别地，涉及一种高温部位大端面密封装置，此外，还涉及一种高温部位大端面密封方法。
技术介绍
对于许多在高温工作环境中需要密封连接的大型零件，由于零件的结合面径向尺寸比较大，难以通过铺设密封垫片使零件密封连接，因此通过零件端面的平面度贴合密封，但由于长期处于高温工作环境，零件的端面容易变形，从而影响结合面的密封效果，特别是对于薄壁类零件。例如在航空发动机中，燃烧室机匣与后外套是通过若干个螺栓和自锁螺母连接后，结合面涂覆耐热漆，在装配时，需要记录涂胶时间，以保证发动机在试车时，耐热漆已经完全固化。该结合面径向尺寸较大，约690mm，且为薄壁结构，不易使用垫片等密封结构，主要靠本身平面度贴合和来进行密封。发动机在工作时，机匣和后外套很容易变形，端面会产生不平度，导致密封不良。由于变形问题难以消除，导致端面贴合密封的密封效果差。
技术实现思路
本专利技术提供了一种高温部位大端面密封装置及密封方法，以解决现有的高温工作环境中零件通过端面贴合密封的密封效果差的技术问题。根据本专利技术的一个方面，提供一种高温部位大端面密封装置，用于航空发动机的燃烧室机匣与后外套之间的结合面在高温工作环境中结合面的密封，结合面径向尺寸为500mm～800mm，包括沿周向设于燃烧室机匣端面上和/或后外套端面上用于形成环形容纳腔体的环形凹槽以及铺设于环形凹槽内用于利用压缩变形形成环形密封并利用自身的回弹以补偿结合面热效应产生的变形的软金属丝，软金属丝的径向尺寸大于环形凹槽的深度，通过燃烧室机匣和后外套连接后软金属丝的压缩变形以使燃烧室机匣和后外套之间的结合面密封贴合。进一步地，软金属丝的长度大于环形凹槽的周长，软金属丝的两端搭接构成环形，搭接长度为4mm～15mm。进一步地，软金属丝的径向尺寸为环形凹槽的宽度的0.5倍-0.7倍。根据本专利技术的另一方面，还提供一种高温部位大端面密封方法，用于航空发动机的燃烧室机匣与后外套之间的结合面在高温工作环境中的密封，结合面径向尺寸为500mm～800mm，结合面，包括以下步骤：在燃烧室机匣端面上和/或后外套端面上沿结合面的周向开设环形凹槽；将软金属丝的一端固定于环形凹槽内之后沿环形凹槽铺设于环形凹槽内；通过连接件将燃烧室机匣和后外套装配固定，环形凹槽内的软金属丝压缩使燃烧室机匣和后外套结合面密封贴合。进一步地，在燃烧室机匣和/或后外套端面处开设环形凹槽之前，还包括以下步骤，根据燃烧室机匣和后外套结合面的尺寸确定环形凹槽和软金属丝的尺寸。进一步地，确定环形凹槽和软金属丝的尺寸，包括以下步骤：确定环形凹槽的宽度，环形凹槽的宽度为结合面宽度的0.1倍-0.3倍；选取径向尺寸为环形凹槽宽度的0.5倍-0.7倍的软金属丝；确定环形凹槽的深度，环形凹槽的深度为软金属丝径向尺寸的0.6倍-0.7倍。进一步地，确定环形凹槽和软金属丝的尺寸，还包括以下步骤：软金属丝比环形凹槽长4mm-15mm。进一步地，确定环形凹槽和软金属丝的尺寸，包括以下步骤：确定环形凹槽的宽度，环形凹槽的宽度为结合面宽度的0.1倍-0.3倍；选取径向尺寸小于环形凹槽宽度的软金属丝且环形凹槽的宽度为软金属丝径向尺寸的整数倍；确定环形凹槽的深度，环形凹槽的深度为软金属丝径向尺寸的0.6倍-0.7倍。进一步地，铺设软金属丝，包括以下步骤：将软金属丝贴合于环形凹槽的一侧壁面后盘旋式铺满于环形凹槽内。进一步地，铺设软金属丝之前，对环形凹槽的表面进行处理，确保槽底光滑平整，将软金属丝拉直；铺设软金属丝时，将软金属丝的一端固定于环形凹槽内之后沿环形凹槽铺设于环形凹槽内且每铺一段后在环形凹槽内涂覆粘合胶或者以点焊的方式将软金属丝固定于环形凹槽内。本专利技术具有以下有益效果：本专利技术的高温部位大端面密封装置，通过延端面的周向设于燃烧室机匣和/或后外套端面处的环形凹槽以及铺设于环形凹槽内的软金属丝的厚度大于环形凹槽的深度，通过将燃烧室机匣和后外套连接后使软金属丝受到挤压后压缩变形，从而燃烧室机匣和后外套结合面密封贴合；由于软金属丝具有良好的机械强度和非常高的耐热强度且具有弹性变形的能力，因此当燃烧室机匣和后外套在高温工作环境中端面处产生变形时，通过软金属丝的自动回弹补偿由于结合面变形所产生的缝隙，确保燃烧室机匣和后外套结合面密封贴合。除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本专利技术还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本专利技术作进一步详细的说明。附图说明构成本申请的一部分的附图用来提供对本专利技术的进一步理解，本专利技术的示意性实施例及其说明用于解释本专利技术，并不构成对本专利技术的不当限定。在附图中：图1是本专利技术优选实施例的高温部位大端面密封装置的结构示意图；图2是本专利技术优选实施例的是软金属丝的结构示意图。图例说明：1、燃烧室机匣；2、后外套；3、环形凹槽；4、软金属丝。具体实施方式以下结合附图对本专利技术的实施例进行详细说明，但是本专利技术可以由下述所限定和覆盖的多种不同方式实施。图1是本专利技术优选实施例的高温部位大端面密封装置的结构示意图；图2是本专利技术优选实施例的是软金属丝的结构示意图。如图1和图2所示，本实施例的高温部位大端面密封装置，用于航空发动机的燃烧室机匣1与后外套2之间的结合面在高温工作环境中结合面的密封，结合面径向尺寸为500mm～800mm，其特征在于，包括沿周向设于燃烧室机匣1端面上和/或后外套2端面上用于形成环形容纳腔体的环形凹槽3以及铺设于环形凹槽3内用于利用压缩变形形成环形密封并利用自身的回弹以补偿结合面热效应产生的变形的软金属丝4，软金属丝4的径向尺寸大于环形凹槽3的深度，通过燃烧室机匣1和后外套2连接后软金属丝4的压缩变形以使燃烧室机匣1和后外套2之间的结合面密封贴合。本专利技术的高温部位大端面密封装置，通过延端面的周向设于燃烧室机匣1和或后外套2端面处的环形凹槽3以及铺设于环形凹槽3内的软金属丝4且软金属丝4的厚度大于环形凹槽3的深度，通过将燃烧室机匣1和后外套2连接后使软金属丝4受到挤压后压缩变形，从而燃烧室机匣1和后外套2结合面密封贴合；由于软金属丝4具有良好的机械强度和非常高的耐热强度且具有弹性变形的能力，因此当燃烧室机匣1和后外套2在高温工作环境中端面处产生变形时，通过软金属丝4的自动回弹补偿由于结合面变形所产生的缝隙，确保燃烧室机匣1和后外套2结合面密封贴合。软金属丝4采用硬度为40HB到80HB之间的软金属材料制成。可选地，软金属丝4为铜丝、镍丝、铜镍合金丝和/或铝镁合金丝。可选地，燃烧室机匣1和/或后外套2端面设有多个环形凹槽3且环形凹槽3内均铺设软金属丝4。燃烧室机匣1的工作温度高于后外套2的工作温度，环形凹槽3设于燃烧室机匣1端面处。工作温度高的燃烧室机匣1的安装边更加易于变形，通过将环形凹槽3设于燃烧室机匣1端面以通过环形凹槽3内的软金属丝4的自动回弹及时补偿燃烧室机匣1端面处的变形所产生的缝隙。燃烧室机匣1的安装边的壁厚小于后外套2的安装边的壁厚，环形凹槽3设于燃烧室机匣1端面处。安装边壁厚较小的燃烧室机匣1更加易于变形，通过将环形凹槽3设于燃烧室机匣1端面以通过环形凹槽3内的软金属丝4的自动回弹及时补偿由于燃烧室机匣1端面处的变形所产生的缝隙。软金属丝4与环形凹槽3的贴合面之间设有固本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种高温部位大端面密封装置，用于航空发动机的燃烧室机匣(1)与后外套(2)之间的结合面在高温工作环境中结合面的密封，结合面径向尺寸为500mm～800mm，其特征在于，包括沿周向设于燃烧室机匣(1)端面上和/或后外套(2)端面上用于形成环形容纳腔体的环形凹槽(3)以及铺设于所述环形凹槽(3)内用于利用压缩变形形成环形密封并利用自身的回弹以补偿结合面热效应产生的变形的软金属丝(4)，所述软金属丝(4)的径向尺寸大于环形凹槽(3)的深度，通过燃烧室机匣(1)和后外套(2)连接后软金属丝(4)的压缩变形以使燃烧室机匣(1)和后外套(2)之间的结合面密封贴合。

【技术特征摘要】
1.一种高温部位大端面密封装置，用于航空发动机的燃烧室机匣(1)与后外套(2)之间的结合面在高温工作环境中结合面的密封，结合面径向尺寸为500mm～800mm，其特征在于，包括沿周向设于燃烧室机匣(1)端面上和/或后外套(2)端面上用于形成环形容纳腔体的环形凹槽(3)以及铺设于所述环形凹槽(3)内用于利用压缩变形形成环形密封并利用自身的回弹以补偿结合面热效应产生的变形的软金属丝(4)，所述软金属丝(4)的径向尺寸大于环形凹槽(3)的深度，通过燃烧室机匣(1)和后外套(2)连接后软金属丝(4)的压缩变形以使燃烧室机匣(1)和后外套(2)之间的结合面密封贴合。2.根据权利要求1所述的高温部位大端面密封装置，其特征在于，所述软金属丝(4)的长度大于所述环形凹槽(3)的周长，所述软金属丝(4)的两端搭接构成环形，搭接长度为4mm～15mm。3.根据权利要求2所述的高温部位大端面密封装置，其特征在于，所述软金属丝(4)的径向尺寸为所述环形凹槽(3)的宽度的0.5倍-0.7倍。4.一种高温部位大端面密封方法，用于航空发动机的燃烧室机匣(1)与后外套(2)之间的结合面在高温工作环境中的密封，结合面径向尺寸为500mm～800mm，其特征在于，包括以下步骤：在燃烧室机匣(1)端面上和/或后外套(2)端面上沿结合面的周向开设环形凹槽(3)；将软金属丝(4)的一端固定于环形凹槽(3)内之后沿环形凹槽铺设于环形凹槽(3)内；通过连接件将燃烧室机匣(1)和后外套(2)装配固定，环形凹槽(3)内的软金属丝(4)压缩使燃烧室机匣(1)和后外套(2)结合面密封贴合。5.根据权利要求4所述的高温部位大端面密封方法，其特征在于，在燃烧室机匣(1)和/或后外套(2)端面处开设环形凹槽(3)之前，还包括以下步骤，根据燃烧室机匣...

【专利技术属性】
技术研发人员：王英霞，王小珏，王恩天，刘恢先，易洲宇，
申请(专利权)人：中国航发南方工业有限公司，
类型：发明
国别省市：湖南,43