专利名称：用双方向作用的条带型密封件对舱室空气空腔密封的装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种喷气式发动机，从上游侧到下游侧(文中上游方向和下游方向是根据初级流动的循环流动方向而定义的)，该发动机依次包括高压压缩机、扩压器隔栅、以及一燃烧室，所述高压压缩机包括一外壳管，其在径向上为所述初级流动界定出了流动管道，且与一沿径向向外延伸的环形结构相连接，在压缩机所述外壳管的轴向延长线上，所述隔栅包括一外壳体，该外壳体与一面朝向后方的圆锥形支柱相连接，锥形支柱界定了所述燃烧室在上游侧的端部，所述锥形支柱自身被连接到一个向上游延伸的外套壳上，且该外套壳利用紧固装置固定到所述环形结构上，所述锥形支柱、所述外套壳、以及所述环形结构围成了一个环绕着所述隔栅的腔室，在所述锥形支柱上制有一个空气泄放孔，以便于使燃烧室的端部与所述腔室相通，所述外套壳上设置有用于泄放空气的出气口，且在所述环形结构与隔栅的所述外壳体之间设置密封装置，以将所述腔室与初级流动的管道隔绝开。
背景技术：
在装备有至少一台喷气式发动机的飞机上，舱室消耗的空气是在燃烧室的末端处的一个区域泄放出去的，在该区域中，排气对发动机总体效率的负面影响最小。放气工作是利用制在锥形支柱上的泄放孔来完成的，这就使得为泄放空气而设置的出气口的安装变得容易。这样的结构设计需要在高压压缩机的管道与位于扩压器隔栅上方的腔室之间形成相对密封。
由于隔栅与压缩机外壳管之间在轴向上存在1.5mm数量级的相对位移、且在径向上也存在大致同一数量级的相对位移，上述的密封更加难于实现，出现相对位移的原因在于发动机的各个部件在高压、高温的环境中会产生热力学响应和机械响应，其中，所述的高压可达到30bar，温度可达到650℃。
就目前的技术而言，适于在压缩机和隔栅外壳之间形成密封的方案是这样的设置一个密封件，其是由条带制成的，且顶挤着一些弹簧而与其实现对挤密封。这种密封技术实际上允许两部件之间产生足够大的位移。
图1表示了这样的现有技术，图中表示出了一喷气式发动机高压压缩机1的最后一级，在初级流动F1的流动方向上，最后一级压缩机从上游到下游依次包括一固定轮叶环2，在径向方向上其从一外壳体3向内延伸；一随后的转动叶片环4，其被安装在一压缩机转轮的外周面上，并向外延伸，直至达到压缩机外管壳6为止，外管壳6与外壳3在径向上共同围出了初级流动的流动管道，外管壳6与一环形结构7相连接，在经过发动机轴线的平面内，该环形结构的剖面构造为V形，其在径向上向外延伸，且被螺栓固定到发动机的外壳上。
在压缩机1的下游侧，设置了一个扩压器隔栅10，其接收来来自于压缩机1的压缩空气，并将其输送向燃烧室11。在压缩机1外管壳6的轴向延长线上，隔栅10具有一外壳体12，其与一圆锥形的支柱13相连接，该支柱面朝向喷气式发动机的后方，该锥形支柱13构成了燃烧室11上游端的壁板，且其径向外侧区域被连接到一外套壳14上，外套壳14在向着上游的方向上延伸，并具有一上游凸缘15，通过该凸缘，可使用螺栓将由燃烧室和扩压器组成的组件固定到环形结构7的径向外凸缘16上。
这样一来，在轴向上，由环形结构7和锥形支柱13就围成了一个环绕着扩压器隔栅10的腔室20，而在径向上，该腔室的外侧是由外套壳14限定的，其内侧是由压缩机外管壳6的下游部分6a和外壳体12的上游部分12a限定的，其中，一间隙21将下游部分6a和上游部分12a分隔开。
锥形支柱13上具有空气泄放孔22，其位于燃烧室的端部上，且外套壳14上设置有一个出气口23，其用于输送一定量空气来向飞机的舱室供气或冷却发动机的其它部件。
如图2中详细表示的那样，利用由条带30制成的一扇段形密封件，在压缩机管道与腔室20之间实现了密封，其中，条带30上贴衬着对顶的密封件31，该扇段形密封件被安装在扩压器隔栅外套壳12上游部分12a的外周面上。为此目的，在该上游部分12a的整个圆周上由两凸缘围成一沟槽32，其中，上游侧的凸缘由标号33a指代，下游侧的标号由33b指代，这两个凸缘上钻制有孔洞，用于穿入紧固铆钉34。利用弹簧35使条带30和对置密封件31与上游侧凸缘33a的下游侧表面保持支承接触关系，并由铆钉34将它们保持到一起。与此类似，弹簧35也被铆钉34保持着。环形结构7的径向内侧部分具有一环形突出部40，其在轴向上延伸到腔室20中，从图2可看出，在压缩机1的外管壳6与扩压器的外壳体12之间不存在任何轴向位移的情况下，环形突出部的端部位于上游凸缘33a的上方。
在将突出部40与上游凸缘33a分开的环形区域处，弹簧35顶承在密封件上。另外，腔室20中的气压略大于间隙21处管道中的气压。
在突出部40侧面和上游凸缘33a的侧面上，为密封件30所设置的支承点为凸起的形状。在图2所示的结构中，弹簧35与密封件30两表面之间压力差的合力将平板状的条带30顶压在那些侧面上，从而实现了密封。
如图4和图5所示，在某些飞行阶段，条带30与突出部40之间的顶承会留出一个泄露间隙，尤其是当突出部40移动而经过沟槽32的上方时。在两相邻的弹簧之间，条带30从突出部处离开，此时，只有两表面之间的压力差(该作用力是很小的)可阻止该分离的出现。从而，在条带与突出部40的端部之间形成了一个漏气间隙41。
从图3可见，与上述情况相反，当扩压器隔栅10远离压缩机1时，利用条带30的变形，压力差所产生的作用力和弹簧35的作用力能实现正确的密封。
图2中的双箭头代表了外套壳6的下游端与扩压器隔栅10外壳体12的上游端之间的轴向和径向相对位移。
应当指出的是，这种安装于外壳体12上密封系统的结构使得燃烧室/扩压器组件能通过如下的操作而被组装到压缩机上即在轴向上相对于压缩机进行位移，然后再将外凸缘15和16用螺栓紧固起来。
发明内容
本发明的目的是在腔室与初级流动的管道之间实现精确的密封，而不论间隙如何变化、被密封区域两表面之间的压力差如何变动。
本发明借助于如下的方案而实现了上述的目的密封装置包括一第一密封件和一第二密封件，两密封件均为扇段型式，且是由贴衬着对置密封件的条带构成，并受到弹簧的作用力，所述第一密封件被安装到一第一沟槽内，该沟槽是环绕着扩压器隔栅外套壳的上游部分而设置的，该第一密封件的条带支承在一第一突出部的下游端上，其中的第一突出部与环形结构制为一体，所述第二密封件被装配到一第二沟槽内，第二沟槽被设置在所述环形结构的下方，第二密封件的条带支承在与所述环形结构一体的一第二突出部的上游端、以及与外套壳所述上游部分一体的一第三突出部的上游端上。
安装一个反向作用的第二密封件的设计能达到如下的效果可对压差作用方向的所有改变作出响应，而且，由于在两密封件之间形成了一个气密过渡仓而使气压梯度变得非常小，从而为气体的通过另外增加了难度，进而可增强密封系统。
第一沟槽是由一上游凸缘和一下游凸缘围成的，利用紧固在所述两凸缘上的铆钉而保持着第一密封件和第一弹簧，并在所述上游凸缘的上游侧表面上制有第三突出部。
环形结构包括一朝向后方的、在径向上位于内侧的部分，第二沟槽是由所述部分和一第三凸缘围成的，第三凸缘位于上游凸缘的上方，第一突出部从所述第三凸缘的径向内端向下游方向延伸，另外，该径向内端还具有一第二突出部，其向上游方向延伸，且第二密封件支承在该突出部上。
在阅读了下文参照附图所作的示例性描述之后，可清楚地认识到本发明其它的优点和特征，在附图中图1到图5表示的是现有技术，其中图1是一个经过喷气式发动机轴线的半剖面图，表示了压缩机和扩压器的下游部件，图中表示出了与燃烧室端部相通的腔室、以及根据现有技术的密封件安装结构，其中，空气是从所述腔室泄放出去到飞机的舱室中的，密封件被安装在该腔室与初级流动的管道之间；图2以放大的比例表示了根据现有技术的密封件的结构；
图3表示出了当压缩机外管壳与扩压器隔栅外套壳之间的间隙增大时密封件发生变形的情形；图4表示了当间隙减小时同一密封件产生的变形；图5中的轴测图表示了密封件在间隙减小时的情形，该附图表示出了漏气间隙；图6表示了由本发明提出的密封系统，其用于将空腔与初级流动的管道隔绝起来；以及图7表示了将压缩机体与扩压器/燃烧室组件紧固到一起的方式。
具体实施例方式
图1到图5表示的是现有技术，在本文的背景技术部分已对此作了详细描述，下面将不再作任何介绍。
图6表示了由本发明提出的密封系统，其用于将腔室20与初级流动F1的管道隔绝开。在该附图中，围成腔室20的各个元件的标号与图1到图5中对应元件的标号是相同的。
密封系统包括一第一密封件50，其被安装在扩压器隔栅10外壳体12上游部分12a的外周面上，该第一密封件与图2所示现有技术中的密封件相类似；以及一第二密封件60，其位于第一密封件的上游，且同样为条带型，且由压缩机环形结构7上的径向内侧部分7a支承着。
为此目的，其延伸方向基本上平行于锥形支柱13的部分7a具有一第三凸缘70，其位于上游凸缘33a的上方，并向径向内侧延伸，该凸缘的径向内端部具有一第一突出部71，其向下游方向延伸，并具有一第二突出部72，其向上游方向延伸。
第一密封件50的条带30支承在第一突出部71的自由端上。利用铆钉34将这些条带被夹持在分隔开上游凸缘33a和下游凸缘33b的沟槽32中，且利用弹簧35将这些条带顶承在上游凸缘33a的下游表面上、以及第一突出部71的自由端上，与上文情况类似，弹簧35也被铆钉34保持着，且支承在下游凸缘33的上游表面上。
第三凸缘70与环形结构的部分7a共同围成了一条沟槽73，其与沟槽32具有相同的功能。由第三凸缘70支承着的销体保持着第二密封件60的条带30和对置密封件31的径向外侧区域。
在第三凸缘的上游，部分7a还包括突出片74，其用于借助于铆接将第二弹簧75保持定位，这些第二弹簧向第二密封件60的条带30和对置密封件31施加作用力，从而使这些条带不仅支承在第二突出部72的上游端上、而且支承在第三突出部76上，其中，第三突出部76被制在上游凸缘33a上游侧表面的外周面上。
两密封件50、60的作用方式都与图1到图5所示现有技术中密封件的方式相同，但却作用在相反的方向上。
为了防止这两密封件的之一出现图4和图5所示的构造，第一突出部71和第二突出部72的延伸程度被设计成这样不论两元件在工作过程中的轴向位移如何变化，两突出部都始终位于上游凸缘33a的上方。换言之，将第一突出部71端部与第二突出部72端部分离开的距离小于上游凸缘33a的厚度，其中，凸缘33a的厚度被第三突出部76的长度加大了。
图7表示了在由扩压器和燃烧室构成的组件与压缩机这两个部件被组装到一起之前时、组件上第一密封件50以及压缩机上第二密封件的构造。
两部件被设置成在轴向上分开一定距离，从而，通过使二者在轴向上相互靠近可将第一密封件50顶承到第一突出部71上、并将第二密封件60顶承到第三突出部76上。当环形结构7的凸缘16与外套壳14的凸缘15处于相互并排对齐的状态时，可利用螺栓将二者紧固起来。这样就实现了组件的“密闭”。
权利要求
1.一种喷气式发动机，从上游侧到下游侧，上游方向和下游方向是由初级流动的循环流动方向定义的，该发动机依次包括高压压缩机(1)、扩压器隔栅(10)、以及一燃烧室，所述高压压缩机包括一外壳管(6)，其在径向上为所述初级流动界定出了流动管道，且与一沿径向向外延伸的环形结构(7)相连接，在压缩机所述外壳管(6)的轴向延长线上，所述隔栅包括一外壳体(12)，该外壳体与一面朝向后方的圆锥形支柱(13)相连接，锥形支柱界定了所述燃烧室在上游侧的端部，所述锥形支柱自身被连接到一个向上游延伸的外套壳(14)上，且该外套壳利用紧固装置固定到所述环形结构(7)上，所述锥形支柱、所述外套壳、以及所述环形结构围成了一个环绕着所述扩压器隔栅(10)的腔室(20)，在所述锥形支柱(13)上制有一个空气泄放孔(22)，以便于使燃烧室的端部与所述腔室(22)相通，所述外套壳上设置有用于泄放空气的出气口(23)，且在所述环形结构(7)与隔栅的所述外壳体(12)之间设置密封装置，以将所述腔室(20)与初级流动的管道隔绝开，其特征在于密封装置包括第一密封件(50)和第二密封件(60)，两密封件均为扇段型式，且是由贴衬着对置密封件的条带构成，并受到弹簧的作用力，所述第一密封件(51)被安装到第一沟槽(32)内，该沟槽是环绕着扩压器隔栅外壳体(12)的上游部分(12a)而设置的，在第一弹簧(35)的作用下，该第一密封件的条带支承在一第一突出部(71)的下游端上，其中的第一突出部与环形结构(7)制为一体，所述第二密封件(60)被装配到一第二沟槽(73)内，第二沟槽被设置在所述环形结构(7)的下方，在第二弹簧(75)的作用下，第二密封件的条带支承在与所述环形结构一体的一第二突出部(72)的上游端、以及与外壳体所述上游部分(12a)一体的一第三突出部(76)的上游端上。
2.根据权利要求1所述的喷气式发动机，其特征在于第一沟槽(32)是由一上游凸缘(33a)和一下游凸缘(33b)围成的，利用紧固在所述两凸缘上的铆钉(34)而保持着第一密封件和第一弹簧，并在所述上游凸缘(33a)的上游侧表面上形成第三突出部(76)。
3.根据权利要求2所述的喷气式发动机，其特征在于环形结构(7)包括一朝向后方的、在径向上位于内侧的部分(7a)，第二沟槽(73)是由所述部分(7a)和一第三凸缘(70)围成的，第三凸缘(70)位于上游凸缘(33a)的上方，第一突出部(71)从所述第三凸缘(70)的径向内端向下游方向延伸，该径向内端还带有第二突出部(72)，其向上游方向延伸，且第二密封件(60)支承在该第二突出部上。
4.根据权利要求3所述的喷气式发动机，其特征在于第二弹簧(75)被固定到所述环形结构(7)上制出的突出片(74)上，且该固定结构独立于利用销杆将第二密封件(60)的条带和对置密封件固定到第二沟槽(73)内的结构。
全文摘要
本发明涉及对一腔室的密封，空气从该腔室流出到舱室中，该腔室一方面是由压缩机的外壳管(6)和与壳管相连接的环形结构(7)围成的，另一方面是由扩压器隔栅的外壳体(12)和一支柱(13)界定的，支柱被连接到所述外壳体、以及一发动机外套壳(14)上，外套壳与环形结构(7)紧固到一起。一第一密封件(51)被安装到一第一沟槽(32)内，该沟槽是环绕着扩压器隔栅外壳体(12)的上游部分(12a)而设置的，该第一密封件的条带支承在一第一突出部(71)的下游端上，其中的第一突出部与环形结构(7)制为一体。一第二密封件(60)被装配到一第二沟槽(73)内，第二沟槽被设置在所述环形结构(7)的下方，第二密封件的条带支承在与所述环形结构一体的一第二突出部(72)的上游端、以及外壳体上游部分(12a)上制出的一第三突出部(76)的端部上。
文档编号F04D29/08GK1598271SQ20041007919
公开日2005年3月23日 申请日期2004年9月15日 优先权日2003年9月19日
发明者吉勒·勒普雷特, 贝特朗·蒙维尔 申请人:Snecma发动机公司