使用双球关节管体的喷气发动机舱室放气腔密封装置.pdf

本发明涉及排放到舱室的空气的密封，所述空气流经一个空腔，该空腔一方面被压缩机的外壳(6)和连接到外壳的环形结构(7)限定，另一方面被扩压器格栅的外罩(12)和与所述外罩以及发动机外部罩壳(14)连接的支柱(13)限定，外部罩壳(14)通过螺栓而被固定在环形结构(7)上。一个管体(60)设在支柱(13)的通孔(22)与通气孔(23)之间，管体的第一端(61)通过第一回转连接部安装在通气孔(23)中，所述第一回转连接部可自由转动但其平移运动被阻止，管体的第二端(63)通过第二回转连接部安装在所述通孔(22)中，所述第二回转连接部可自由转动和自由平移。

1.  一种喷气发动机，其从上游到下游包括高压压缩机(1)、扩压器格栅(10)和燃烧室，其中上游和下游方向是由主气流的循环方向限定的，所述高压压缩机包括一个外壳(6)，其径向限定了主气流管道并且与一个径向向外延伸的环形结构(7)连接，所述扩压器格栅在压缩机外壳(6)的轴向延伸方向上包括一个外罩(12)，所述外罩与一个向后定向的圆锥形支柱(13)连接，所述支柱(13)限定了燃烧室上游端部，所述支柱本身与一个外部罩壳(14)连接，所述外部罩壳沿上游方向延伸并且通过固定装置固定到所述环形结构(7)上，所述支柱、所述外部罩壳和所述环形结构围绕着扩压器格栅(10)限定出一个空腔(20)，所述支柱(13)中设有放气用通孔(22)，以使所述燃烧室端部与空腔(20)连通，所述外部罩壳设有通气孔(23)，
其特征在于，一个管体(60)设在所述支柱(13)的通孔(22)与所述通气孔(23)之间，所述管体的第一端(61)通过第一回转连接部安装在所述通气孔(23)中，所述第一回转连接部可自由转动但其平移运动被阻止，所述管体的第二端(63)通过第二回转连接部安装在所述通孔(22)中，所述第二回转连接部可自由转动和自由平移。

2.  如权利要求1所述的喷气发动机，其特征在于，所述管体的第一端和第二端分别在外周包括一个球面部分(62，64)。

3.  如权利要求2所述的喷气发动机，其特征在于，所述支柱(13)的通孔(22)由一个圆柱孔(51)构成，其直径基本等于管体第二端(63)的球面部分(64)的直径。

4.  如权利要求1或2所述的喷气发动机，其特征在于，所述通气孔(23)由一个形成在外部罩壳(14)的壁中的开口(23)构成，所述开口由一个朝向外部罩壳的外表面(14a)设置的圆柱面部分(53)和一个朝向外部罩壳的内表面(14b)设置且与所述圆柱面部分(53)相连的球面部分(54)构成，所述圆柱面部分和所述球面部分的直径基本上等于管体第一端(61)的球面部分(62)的直径。

5.  如权利要求1至4中任一所述的喷气发动机，其特征在于，所述管体(60)由膨胀系数基本上与构成所述支柱(13)和所述外部罩壳(14)的材料相同的材料制成。

6.  如权利要求5所述的喷气发动机，其特征在于，所述管体(60)、所述支柱(13)和所述外部罩壳(14)由相同材料制成。

7.  如权利要求1至6中任一所述的喷气发动机，其特征在于，所述第一和第二回转连接部的表面被用一种能够保护发生接触的元件并且促进相对滑动的制品进行处理。

8.  如权利要求7所述的喷气发动机，其特征在于，所述制品是含石墨的陶瓷漆。

使用双球关节管体的喷气发动机舱室放气腔密封装置
技术领域
本发明涉及一种喷气发动机，其从上游到下游(上游和下游方向是由主气流的循环方向限定的)包括高压压缩机、扩压器格栅和燃烧室，所述高压压缩机包括一个外壳，其径向限定了主气流管道并且与一个径向向外延伸的环形结构连接，所述扩压器格栅在压缩机外壳的轴向延伸方向上包括一个外罩，所述外罩与一个向后定向的圆锥形支柱连接，所述支柱限定了燃烧室上游端部，所述支柱本身与一个外部罩壳连接，所述外部罩壳沿上游方向延伸并且通过固定装置固定到所述环形结构上，所述支柱、外部罩壳和环形结构围绕着扩压器格栅限定出一个空腔，所述支柱中设有放气用通孔，以使所述燃烧室端部与空腔连通，所述外部罩壳设有通气孔。
背景技术
装备有至少一个喷气发动机的飞机的舱室中所需的空气是从燃烧室的端部某个区域放出的，该区域对发动机总效率的破坏作用最小。放气通过支柱内的孔实现，这使得安装放气用的出口比较容易。这种构造要求高压压缩机的管道和位于扩压器格栅上方的空腔之间形成相对密封。
在可能达到30巴的高压和可能达到650℃的高温的环境中，各种元件会出现热响应和机械响应，因此扩压器格栅和压缩机外壳之间在轴向和径向上的相对位移基本上都在1.5mm的量级，因此要达到上述密封是非常困难的。
在现有技术中，有这样一种用于在压缩机和格栅的外壳之间提供密封的措施，所述密封包括由密封条组成的密封件和用弹簧压住密封条的配对密封件件。这种技术实际容许两个元件之间具有足够大的间隙。
现有技术如图1所示，图中示出了喷气发动机的高压压缩机1的最后一级，其从上游到下游沿主气流F1方向具有一圈从外壳3径向向内延伸的固定叶片2，紧接着是一圈安装在压缩机飞轮5的外周并且朝外延伸直到压缩机外壳6的转动叶片4，压缩机外壳6和外罩3一起径向限定了主气流管道，外壳6连接着环形结构7，并且径向向外延伸并被螺栓固定在发动机的外罩上，环形结构7在包含喷气发动机轴线的平面内具有V形横截面。
在压缩机1的下游设置了一个扩压器格栅10，其从压缩机1接收压缩空气并将其输送到燃烧室11。在压缩机1的外壳6的轴向延伸部分中，格栅10具有一个与朝向喷气发动机后部定向的圆锥形支柱13连接的外罩12，这个支柱13限定了燃烧室11的上游端壁并在其径向向外区域与一个沿上游方向延伸并且具有法兰15的外部罩壳14连接，借助于所述法兰15，由燃烧室和扩压器组成的组件能通过螺栓被固定在环形结构7的径向外部法兰16上。
围绕扩压器格栅10的空腔20被这样限定，即其在轴向被环形结构7和支柱13限定，在径向外侧被外部罩壳14限定，在径向内侧被压缩机外壳6的下游部分6a和外罩12的上游部分12a限定，间隙21分隔了这两个部分。
支柱13在燃烧室的端部具有放气用通孔22，外部罩壳14装备有通气孔23以提供用于向飞机的舱室充气或者用于冷却喷气发动机的其它元件的空气流。
如图2中详细显示，压缩机管道和空腔20之间的密封是由分段密封件形成的，所述分段密封件包括密封条30和与其对齐的配对密封件31，这种密封件被安装在扩压器格栅的外罩12的上游部分12a的外周。为此，上游部分12a在其外周具有一个由两个法兰即附图标记33a表示的上游法兰和附图标记33b表示的下游法兰限定的通道32，所述法兰具有在它们上面钻出的用于固定铆钉34的孔。密封条30和配对密封件31通过弹簧35而与上游法兰33a的下游表面保持支承接触，并且由铆钉34限定。弹簧35同样由铆钉34限定。如图2所示，环形结构7的径向向内部分具有环形突出部40，当压缩机1的外壳6和扩压器的外罩12之间没有任何轴向移动时，所述环形突出部轴向延伸进入空腔20并且其端部位于上游法兰33a上方，如图2所示。
在将突出部40与上游法兰33a分隔的环形区域内，弹簧35推压在密封件上。此外，空腔20中的空气压力略大于间隙2 1处管道内的压力。
在突出部40一侧和上游法兰33a一侧，密封条30的支承点具有凸出表面。弹簧35以及密封31的两个表面的压差所产生地合力将平坦的密封条30推压在具有图2所示的形态的上述表面上，从而形成密封。
在某些飞行状态下，密封条30和突出部40之间的支承面出现逃逸间隙，特别是当如图4和图5所示突出部40移过通道32的上方时。在两个相邻弹簧之间，密封条30从突出部移开，而只有两个面之间的小的压差用来阻止这种分离的产生。这样，逃逸间隙41形成在密封条与突出部40的末端之间。
相反，当扩压器格栅10从压缩机1移开时，如图3中所示，因压差而产生的力和弹簧35的力通过密封条30的变形而实现正确地密封。
图2中的双箭头表示了压缩机外壳6的下游端与扩压器格栅10的外罩12的上游端之间的相对轴向和径向位移。
还应指出，利用这种由外罩12承载的密封系统的结构，可以使燃烧室/扩压器组件相对于压缩机的相对轴向移动，然后通过螺栓将外部法兰15和16连接在一起，从而将燃烧室/扩压器组件组装在压缩机上。
发明内容
本发明的目的是提供一种在支柱通孔与通气孔之间从燃烧室端部引导排放空气的路径，其能够避免在围绕着扩压器格栅的空腔的径向内部区域形成气密性密封。
本发明通过下述方式来达到上述目的，即一个管体设在所述支柱的通孔与所述通气孔之间，所述管体的第一端通过第一回转连接部安装在所述通气孔中，所述第一回转连接部可自由转动但其平移运动被阻止，所述管体的第二端通过第二回转连接部安装在所述通孔中，所述第二回转连接部可自由转动和自由平移。
该管体中的气流因此而与所述将压缩机机体与扩压器分隔的空腔中的压力变化无关。管体中的空气仅受位于排放区域的燃烧室端部中的压力的影响。
所述管体的第一端和第二端分别在外周包括一个球面部分。
所述支柱的通孔由一个圆柱孔构成，其直径基本等于第二端的球面部分的直径。
所述通气孔由一个形成在外部罩壳的壁中的开口构成，所述开口由一个朝向外部罩壳的外表面设置的圆柱面部分和一个朝向外部罩壳的内表面设置且与所述圆柱面部分相连的球面部分构成，所述圆柱面部分和所述球面部分的直径基本上等于第一端的球面部分的直径。
附图说明
通过阅读下面对实施例所作描述并参考相应附图，可以理解本发明的其它优点和特征。
图1至图5示出了现有技术：
图1是在包含喷气发动机轴限的平面内所作的压缩机和扩压器的下游部分的半剖图，示出了与燃烧室末端连通并且使空气从其中流向飞机舱室的空腔的布置结构，以及根据现有技术的设在所述空腔与主气流管道之间的密封结构；
图2是根据现有技术的密封结构的放大图；
图3示出了当压缩机外壳和扩压器格栅的外罩之间的间隙增加时密封件的变形；
图4示出了当此间隙减小时密封件的变形；
图5是当间隙减少时密封件的透视图，示出了逃逸间隙。
图6示出了根据本发明的用于向舱室排放空气的放气系统。
具体实施方式
图1至图5中所示的现有技术已经在前面论述过，因此不再需要进一步解释。
图6中示出了喷气发动机压缩机的下游部分，其中压缩机机体具有一个在外侧限定了主气流管道的外壳6，其连接着一个具有V形横截面的环形结构7，该环形结构7的外周具有法兰16；扩压器格栅10在外壳6的延伸方向上具有一个外罩12，外罩12的上游部分12a与压缩机的外壳6的下游端6a之间形成了一个间隙21。
扩压器格栅10的外罩12连接着一个倾斜的支柱13，支柱13本身连接着一个外部罩壳14，该外部罩壳14沿上游方向延伸并且在其上游端具有一个法兰15。法兰15和法兰16通过螺栓而紧固在一起。
支柱13具有至少一个由圆柱形壁51限定出的通孔22。通孔22用于从燃烧室的端部排放空气，特别是用于为飞机的舱室通气。
外部罩壳14还包括一个用于供应空气的通气孔23或通气开口，该通气孔23设在一个管件50的入口处，所述管件用于将空气供应到一个向舱室通气的装置(图中未示出)。
外部罩壳14的通气孔23的轴线和支柱13的通孔22的轴线设在一个包含喷气发动机轴线的公共子午面内。
通气孔23在其朝向外部罩壳14的外表面14a的部位由一个圆柱面部分53构成，在其朝向外部罩壳14的内表面14b的部位由一个球面部分54构成，这两个表面部分在外部罩壳14的壁的中平面处会合，外部罩壳14具有一个围绕着通气孔23的凸台55。
一个穿过空腔20的管体60将支柱13的通孔22连接到管件50的入口。
该管体60包括安置在外部罩壳14的通气孔23中的第一端61，其外周具有一个球面部分62，该球面部分的直径等于或基本等于构成通气孔23的圆柱面部分53和球面部分54的直径。
管体60的长度是这样计算的，即其第二端63安置在支柱13的通孔22中。该第二端63外周具有一个球面部分64，该球面部分的直径等于或基本等于圆柱形通孔22的直径。
管体60与支柱13之间的连接因此而构造为一种回转连接部，其使得第二端63能够沿通孔22的轴向自由地作平移运动和绕球面部分64的中心自由转动。
管体60的第一端61的前表面安置在与管件50的端面相隔很小距离处，以防止管体60的第一端61平移，但使得所述第一端具有一个绕球面部分62的转动的自由度。应当指出，管件50的口部可以包括一个球形支承面，用于支承球面部分62。
管体60与外部罩壳14之间的连接部因此而被构造成球关节的形式，其不能平移但能够自由转动。
通气孔23的直径大于通孔22的直径，以便于安装管体60。管体60的第二端63从外表面14a插入外部罩壳14的通气孔23中。
在第二端63容纳在支柱13的通孔22中后，第一端61的球面部分62抵靠在通气孔23的球面部分54上。然后，通过安装管件50，使得第一端61不能相对于通气孔23的轴线平移。
管体60由这样的材料制成，即其膨胀系数基本上与构成扩压器特别是构成支柱13和外部罩壳14的材料相同。管体材料可以特别地与扩压器材料相同，从而可以消除因温度梯度而造成的问题。
回转连接部的球面和圆柱面可以被某种制品处理，该制品能够保护发生接触的元件并且促进相对滑动。上述表面可以特别地被含石墨的陶瓷漆处理。