一种用于高超声速飞行器空气涡轮组件的机械密封结构制造技术

本发明专利技术公开了一种用于高超声速飞行器空气涡轮组件的机械密封结构，包括金属波纹管、波纹管支座、卡紧底座、静环、动环、柔性石墨盘根、柔性石墨垫片、折流板和金属底座；冷却用燃油经过输油孔注入轴承腔中，绕流经过折流板，增强波纹管部件附近区域的流动和换热；沿轴和折流板中间夹层流进轴承环腔内，最后流出轴承腔。采用金属支座与波纹管焊接方式固定波纹管，既能起到良好的密封效果，又可以保证连接处强度达标。采用外圆布置凹槽和凸齿配合的方式限制周向转动，并能提供轴向位移补偿。采用金属底座夹持碳化硅动环的方式，降低其偏心运动的程度。该密封装置具有工作温度和转速上限高、冷却换热效果好、轴承工作温度较低、结构简单可靠的特点。单可靠的特点。单可靠的特点。

【技术实现步骤摘要】
一种用于高超声速飞行器空气涡轮组件的机械密封结构


[0001]本专利技术涉及机械密封
，特别是涉及一种用于高超声速飞行器空气涡轮组件的机械密封结构。

技术介绍

[0002]目前，随着航空航天技术的发展，人类对飞行器极限速度的需求日益攀升，高超声速飞行器成为了航空航天领域的研究热点与前言。在高超声速飞行器的研发过程中，推进动力技术是其中最为关键的技术支撑。当飞行器的设计速度大于3马赫以后，传统涡喷或涡扇发动机已无法作为动力源使用，涡轮
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冲压组合循环已成为目前高超声速动力的主流方案。然而，由于冲压发动机无旋转部件，无法采用通过发动机旋转轴带动发电机发电的传统方案，因此，利用飞行器高速飞行时的高速来流驱动空气涡轮进行膨胀做功进而发电成为可选方案之一。
[0003]高飞行马赫数给发动机及空气涡轮发电装置带来超高的热负荷，对其热防护提出了极高的要求。由于不再有冷却空气作为热沉供应，为保障空气涡轮的转子轴承及发电机能够在相对低温环境下可靠工作，采用空气/油路隔热和浸油冷却成为首选，但这也对油气界面的机械密封提出了新的挑战。在涡轮转静系交界面处，子午流道内高温气体工质入侵至涡轮转静盘腔，导致腔体内部存在高温环境，常规的橡胶圈辅助机械密封结构在此不再适用。因此，需要设计一种适用于高温、高转速条件的可靠性强、结构简单的机械密封结构。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的是提供一种用于高超声速飞行器空气涡轮组件的机械密封结构，以解决上述现有技术存在的问题，其能在高环境温度、高转速条件下实现良好的密封效果。
[0005]为实现上述目的，本专利技术提供了如下方案：
[0006]本专利技术提供一种用于高超声速飞行器空气涡轮组件的机械密封结构，包括密封外壳、金属波纹管、第一波纹管支座、第二波纹管支座、卡紧底座、摩擦静环、摩擦动环、柔性石墨盘根、柔性石墨垫片、折流板和金属底座；
[0007]所述密封外壳套设于涡轮轴的外部，所述密封外壳尾端的涡轮轴上为涡轮盘，涡轮盘的外部为涡轮动叶，涡轮动叶的首端为涡轮导叶；所述密封外壳的内部为密封腔，所述卡紧底座的连接部连接在所述密封外壳的尾端，所述卡紧底座的安装部位于所述密封腔内，所述卡紧底座的安装部的内环首端固定连接所述第一波纹管支座，所述卡紧底座的安装部的内环尾端上设置有轴向凹槽，所述第二波纹管支座上设置有与所述凹槽配合的凸齿，所述第二波纹管支座通过凸齿与所述卡紧底座的安装部上的轴向凹槽连接，所述金属波纹管连接于所述第一波纹管支座和所述第二波纹管支座之间；所述第二波纹管支座的尾端设置有周向限位的摩擦静环，所述摩擦静环与所述涡轮盘之间设置有摩擦动环，所述摩擦动环镶嵌于所述金属底座内，所述金属底座与所述涡轮轴过盈配合，所述金属底座的内环与所述涡轮轴之间设置有柔性石墨盘根，所述金属底座的尾端端面与所述涡轮盘之间设
置有柔性石墨垫片；所述密封腔的首端与所述涡轮轴之间设置有轴承，所述轴承与所述金属底座之间的涡轮轴上套设有套筒；
[0008]所述密封腔内设置有折流板，所述密封外壳的首端设置有输油孔，所述输油孔输送的冷却油经过所述折流板导流后流入所述金属波纹管的内腔内，之后经过所述折流板的内侧进入所述轴承的轴承腔内。
[0009]优选地，所述涡轮导叶的底座的内侧连接盘腔挡板，所述盘腔挡板设置于涡轮盘的盘腔内，所述盘腔挡板的底端板体朝向所述密封外壳折弯。
[0010]优选地，所述卡紧底座的连接部通过螺栓与所述密封外壳的尾端连接。
[0011]优选地，所述卡紧底座的连接部与所述密封外壳尾端端面之间设置有石墨垫片。
[0012]优选地，所述摩擦静环的外圆周上设置有轴向凹槽，与所述第二波纹管支座上的凸齿配合，所述摩擦静环的首端端面与所述第二波纹管支座接触，所述摩擦静环的尾端端面与所述摩擦动环动摩擦密封。
[0013]优选地，所述折流板首端通过螺栓与所述密封外壳连接，所述折流板的尾端伸入所述金属波纹管的内腔内。
[0014]优选地，所述摩擦静环的材质为石墨或碳化硅或硬质合金。
[0015]优选地，所述摩擦动环的材质为石墨或碳化硅或硬质合金。
[0016]优选地，所述第一波纹管支座与所述卡紧底座焊接连接。
[0017]优选地，所述金属波纹管焊接于所述第一波纹管支座和所述第二波纹管支座之间。
[0018]本专利技术相对于现有技术取得了以下有益技术效果：
[0019]本专利技术提供的用于高超声速飞行器空气涡轮组件的机械密封结构，冷却用燃油经过输油孔注入轴承腔中，绕流经过折流板，增强波纹管部件附近区域的流动和换热；沿涡轮轴和折流板中间夹层流进轴承环腔内，最后流出轴承腔。采用金属支座与波纹管焊接方式固定波纹管，既能起到良好的密封效果，又可以保证连接处强度达标。采用外圆布置凹槽和凸齿配合的方式限制周向转动，并能提供轴向位移补偿。采用金属底座夹持碳化硅动环的方式，降低其偏心运动的程度。该密封装置具有工作温度和转速上限高、冷却换热效果好、轴承工作温度较低、结构简单可靠的特点。
附图说明
[0020]为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0021]图1为本专利技术中用于高超声速飞行器空气涡轮组件的机械密封结构的结构示意图；
[0022]图中：1
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涡轮导叶，2
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涡轮动叶，3
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涡轮盘，4
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盘腔挡板，5
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柔性石墨垫片，6
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摩擦动环，7
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柔性石墨盘根，8
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摩擦静环，9
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第二波纹管支座，10
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金属波纹管，11
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折流板，12
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第一波纹管支座，13
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套筒，14
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轴承，15
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卡紧底座，16
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石墨垫片，17
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输油孔，18
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密封外壳、19
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涡轮轴、20
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金属底座。
具体实施方式
[0023]下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0024]本专利技术的目的是提供一种用于高超声速飞行器空气涡轮组件的机械密封结构，以解决现有技术存在的问题。
[0025]为使本专利技术的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本专利技术作进一步详细的说明。
[0026本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于高超声速飞行器空气涡轮组件的机械密封结构，其特征在于：包括密封外壳、金属波纹管、第一波纹管支座、第二波纹管支座、卡紧底座、摩擦静环、摩擦动环、柔性石墨盘根、柔性石墨垫片、折流板和金属底座；所述密封外壳套设于涡轮轴的外部，所述密封外壳尾端的涡轮轴上为涡轮盘，涡轮盘的外部为涡轮动叶，涡轮动叶的首端为涡轮导叶；所述密封外壳的内部为密封腔，所述卡紧底座的连接部连接在所述密封外壳的尾端，所述卡紧底座的安装部位于所述密封腔内，所述卡紧底座的安装部的内环首端固定连接所述第一波纹管支座，所述卡紧底座的安装部的内环尾端上设置有轴向凹槽，所述第二波纹管支座上设置有与所述凹槽配合的凸齿，所述第二波纹管支座通过凸齿与所述卡紧底座的安装部上的轴向凹槽连接，所述金属波纹管连接于所述第一波纹管支座和所述第二波纹管支座之间；所述第二波纹管支座的尾端设置有周向限位的摩擦静环，所述摩擦静环与所述涡轮盘之间设置有摩擦动环，所述摩擦动环镶嵌于所述金属底座内，所述金属底座与所述涡轮轴过盈配合，所述金属底座的内环与所述涡轮轴之间设置有柔性石墨盘根，所述金属底座的尾端端面与所述涡轮盘之间设置有柔性石墨垫片；所述密封腔的首端与所述涡轮轴之间设置有轴承，所述轴承与所述金属底座之间的涡轮轴上套设有套筒；所述密封腔内设置有折流板，所述密封外壳的首端设置有输油孔，所述输油孔输送的冷却油经过所述折流板导流后流入所述金属波纹管的内腔内，之后经过所述折流板的内侧进入所述轴承的轴承腔内。2.根据权利要求1所述的用于高超声速飞行器空气涡轮组件的机械密封结构，其特征在于：所述涡轮导叶的...

【专利技术属性】
技术研发人员：徐国强，董苯思，赵广龙，闻洁，孙京川，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：