一种航空发动机压气机支点引气密封结构制造技术

本申请属于航空发动机压气机前支点引气密封设计技术领域，具体涉及一种航空发动机压气机支点引气密封结构，包括：集气箱，连接在压气机机匣外侧；供气管，贯穿供压气机机匣侧壁设置，连通集气箱、后支点封严腔；压气机转子后轴颈侧壁上具有后供气孔；后供气孔连通后支点封严腔、压气机转子后轴颈内；压气机转子前轴颈侧壁上具有前供气孔；前供气孔连通前支点封严腔、压气机转子前轴颈内。压气机转子前轴颈内。压气机转子前轴颈内。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机压气机支点引气密封结构


[0001]本申请属于航空发动机压气机前支点引气密封设计
，具体涉及一种航空发动机压气机支点引气密封结构。

技术介绍

[0002]航空发动机中，压气机转子前端通过套接在其前轴颈的前支点轴承支撑在前承力机匣内侧，后端通过套接在其后轴颈的后支点轴承支撑在后承力机匣内侧，为了对前支点轴承、后支点轴承进行润滑、冷却，构造有前支点滑油腔、后支点滑油腔，其中：
[0003]前支点轴承位于前支点滑油腔内，前支点滑油腔由压气机帽罩、压气机转子前轴颈、在压气机转子前轴颈内设置的挡板、以及在压气机支板内环上的前封严边、前封严边与压气机转子前轴颈间设置的石墨密封装置构成，在压气机机匣外侧设置前支点滑油箱，前支点滑油箱通过贯穿压气机支板及其内环的前支点供油管，向前支点滑油腔内供油，对前支点轴承进行润滑、冷却，为了防止前支点滑油腔内油液自石墨密封装置处泄漏，在前封严边与压气机转子前轴颈间设置前篦齿涂层封严结构，与石墨密封装置之间构成前支点封严腔，通过前支点引气管自压气机前段引入气体封严进行封严；
[0004]后支点轴承位于后支点滑油腔内，后支点滑油腔由后承力机匣、压气机转子后轴颈、后承力机匣与压气机转子后轴颈之间设置的螺旋密封装置构成，在压气机机匣外侧设置后支点滑油箱，后支点滑油箱通过后支点供油管向后支点滑油腔内供油，对后支点轴承进行润滑、冷却，为了防止后支点滑油腔内油液自螺旋密封装置处泄漏，在后承力机匣、压气机转子后轴颈间设置后篦齿涂层封严结构，与螺旋密封装置之间构成后支点封严腔，通过后支点引气管自压气机后段引入气体封严进行封严。
[0005]当前，在大流量、小轮毂比压气机中，前支点轴承所在区域空间狭小，为了便于相关结构的布置，将前支点轴承相对后移，缩短与后支点轴承之间的跨距，但该种技术方案导致自压气机前段引入气体对前支点封严腔进行封严的路径过长，压损较大，难以达到有效的封严效果。
[0006]鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
[0007]需注意的是，以上
技术介绍
内容的公开仅用于辅助理解本专利技术的专利技术构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述
技术介绍
不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

技术实现思路

[0008]本申请的目的是提供一种航空发动机压气机支点引气密封结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
[0009]本申请的技术方案是：
[0010]一种航空发动机压气机支点引气密封结构，包括：
[0011]集气箱，连接在压气机机匣外侧；
[0012]供气管，贯穿供压气机机匣侧壁设置，连通集气箱、后支点封严腔；
[0013]压气机转子后轴颈侧壁上具有后供气孔；后供气孔连通后支点封严腔、压气机转子后轴颈内；
[0014]压气机转子前轴颈侧壁上具有前供气孔；前供气孔连通前支点封严腔、压气机转子前轴颈内。
[0015]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机压气机支点引气密封结构中，集气箱呈环形，套接在压气机机匣外侧；
[0016]供气管及其相应的后供气孔、前供气孔有多个，沿压气机周向分布。
[0017]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机压气机支点引气密封结构中，各个后供气孔、前供气孔呈椭圆状。
[0018]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机压气机支点引气密封结构中，还包括：
[0019]外部引气管道，连通集气箱、压气机外部气源。
[0020]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机压气机支点引气密封结构中，还包括：
[0021]内部引气管道，连通集气箱、压气机流道末端。
附图说明
[0022]图1是本申请实施例提供的航空发动机压气机支点引气密封结构的示意图；
[0023]其中：
[0024]1‑
压气机转子；2
‑
前支点轴承；3
‑
前承力机匣；5
‑
后承力机匣；6
‑
压气机帽罩；7
‑
挡板；8
‑
压气机支板内环；9
‑
石墨密封装置；10
‑
压气机机匣；11
‑
前支点滑油箱；12
‑
压气机支板；13
‑
前支点供油管；14
‑
前篦齿涂层封严结构；15
‑
螺旋密封装置；16
‑
后篦齿涂层封严结构；17
‑
集气箱；18
‑
供气管；19
‑
外部引气管道；20
‑
内部引气管道；
[0025]A
‑
前支点滑油腔；
[0026]B
‑
后支点滑油腔；
[0027]C
‑
前支点封严腔；
[0028]D
‑
后支点封严腔。
[0029]为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
[0030]为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
[0031]此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、
“
右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
[0032]此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机压气机支点引气密封结构，其特征在于，包括：集气箱(17)，连接在压气机机匣(10)外侧；供气管(18)，贯穿供压气机机匣(10)侧壁设置，连通集气箱(17)、后支点封严腔(D)；压气机转子(1)后轴颈侧壁上具有后供气孔；后供气孔连通后支点封严腔(D)、压气机转子(1)后轴颈内；压气机转子(1)前轴颈侧壁上具有前供气孔；前供气孔连通前支点封严腔(C)、压气机转子(1)前轴颈内。2.根据权利要求1所述的航空发动机压气机支点引气密封结构，其特征在于，集气箱(17)呈环形...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨吉星，侯鹏，李惠莲，纪福森，张强，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：