高空模擬試車臺動靜架新型篦齒密封結構研究

鄒宜霖，艾延廷，蘇金友

(1.沈陽航空航天大學遼寧省航空推進系統先進測試技術重點實驗室，沈陽 110136；2.中國航發四川燃氣渦輪研究院航空發動機高空模擬技術重點實驗室，四川綿陽 621000)

1 引言

篦齒密封作為工業上常見的非接觸密封，因結構簡單、維修方便、使用壽命長等優點，被廣泛應用于航空發動機、燃氣輪機及壓縮機等的軸端和級間密封，在防止工作介質泄漏和節能降耗中起著關鍵作用[1-3]。在航空發動機高空模擬試車中，發動機固定在測力臺架上，為適應進氣溫度大幅變化的熱脹冷縮及推力測量需要的動架軸向活動量，在空氣流量管與發動機之間有一個滑動密封裝置，亦稱進氣轉接段[4]。目前，國內高空臺動靜架均采用傳統的篦齒密封結構連接，即空氣流量管與發動機前的轉接段為篦齒滑動連接，沒有直接的力傳遞，封嚴結構環繞著轉接段。為避免熱脹冷縮變形導致動靜架之間碰摩，篦齒頂部與轉接段外壁面一般存在2 mm左右的間隙，導致低溫試驗時濕空氣進入發動機，影響試驗安全。

本文針對某型高空臺動靜架連接處密封問題，基于理論分析和數值仿真，提出一種從中段進氣的新型篦齒密封連接結構。通過建立的高空臺動靜架新型篦齒密封連接結構的數值模型，分析了密封中段控制口進氣壓力對篦齒密封泄漏特性的影響，揭示了高空臺動靜架新型篦齒密封連接結構的封嚴機理，為高空臺動靜架滑動密封裝置設計提供了理論依據。

2 動靜架新型篦齒密封連接結構

圖1 示出了新型篦齒密封連接結構。圖中，空氣流量管的后端即為滑動連接結構，固定于靜架上的空氣流量管與安裝于發動機前端的轉接段之間通過該連接結構實現非接觸連接。與傳統的滑動密封連接結構相比，新型篦齒密封連接結構中增加了兩周氣孔。以空氣流量管主流進氣方向為正方向，第一周氣孔周向均勻分布48個，可通過外接氣源向連接結構內抽氣或充氣，命名為控制口；第二周氣孔周向均勻分布40 個，與高空艙后艙連通，為氣體的孔型出口。為了便于發動機的安裝拆卸及試驗測試，空氣流量管與轉接段間始終保持縫隙，在切向存在兩個非接觸面，分別位于篦齒密封連接結構的前后，前端的環形縫隙為整個結構的進氣口，后端的環形縫隙為出氣口(環形出口)，也與高空艙后艙連通。

圖1 新型篦齒密封連接結構Fig.1 Schematic diagram of a new labyrinth seal joint structure

3 篦齒密封數值模型

新型篦齒密封連接結構尺寸如圖2所示。密封長度L=142 mm，齒間距B=7 mm，齒頂厚t=1 mm，前傾角α=90°、后傾角β=120°，共11個篦齒。考慮到高空模擬試驗中存在的小幅度振動和熱脹冷縮效應，以及發動機動架試驗過程中的軸向移動，給定密封間隙s=2 mm。空氣流量管與轉接段間隙在密封前后都保持d=2 mm，以此避免直接剛性接觸導致的發動機推力測量誤差。密封中段控制口直徑D1=14 mm；出口包括孔型出口和環形出品兩部分，其中孔型出口直徑D2=10 mm。

圖2 新型篦齒密封連接結構尺寸圖Fig.2 Dimension diagram of a new type of labyrinth seal joint structure

驗證連接結構泄漏特性規律時，控制口設置為絕熱、光滑無滑移壁面邊界。研究控制口對連接結構泄漏影響時，控制口設置為總壓、總溫進口。出口給定為壓力出口，壓力為標準大氣壓；進氣口給定為總壓、總溫進口。出口包括孔型出口和環形出口兩部分，邊界條件一致，后文中出口指這兩部分出口的總和。篦齒密封模型邊界條件的具體數值見表1，其中壓比為進氣口與出口壓力之比。計算工質為理想氣體，黏性系數滿足Sutherland 假設；數值計算采用時間追趕的有限體積法，求解三維穩態Realizablek-ε方程，空間離散采用二階迎風格式。收斂判斷標準為：連續方程、動量方程和湍流方程的均方根殘差下降到10-6，進出口質量流量差值小于0.1%[7-8]。

文獻[1，12-13]研究表明，基于以上模擬條件設置得到的仿真結果與試驗結果間的誤差基本在可接受范圍內。由于此篦齒密封模型流場復雜，因此需考慮網格質量對數值計算精度的影響。采用ICEM軟件劃分高質量的六面體網格(圖3)，對齒尖、密封間隙及邊界層進行加密處理，同時對網格數不同的密封模型進行計算。由圖4可知，當網格數超過760萬時，泄漏量的偏差小于0.1%，數值計算結果已基本穩定。

表1 篦齒密封邊界條件Table 1 Seal boundary conditions of the labyrinth seal

圖4 網格數對泄漏量的影響Fig.4 Influence of mesh node numbers on leakage amount

4 篦齒密封流場特性及泄漏特性分析

4.1 流場特性

圖5 壓比為2.0時密封內部流場分布Fig.5 Internal flow field distribution when pressure ratio=2.0

模型中控制口與孔型出口周向為錯位分布，周向壓力分布基本呈周期性變化，且周期性位置壓差不超過3 kPa。選取流動相對復雜且同時具有兩個氣孔的截面進行密封軸向分析。進氣口與出口壓力之比為2.0時，篦齒密封軸向內部流場分布如圖5所示。由圖可知，篦齒密封內部氣流從高壓側流向低壓側的過程中，首先經由進氣口進入篦齒前的腔室，在腔室中氣流發生分離形成速度相差加大的兩部分旋渦。大部分速度較高的氣流由于壓差流向下一個篦齒密封，同時因壁面作用在篦齒前腔室下部形成順時針旋渦；小部分分離出的氣流速度較低，在慣性作用下在腔室上部形成逆時針旋渦。當氣流經過齒尖間隙時流道變窄，由于壓差和慣性作用而產生收縮，流速增加，壓力降低，氣流的壓力能轉變為動能，起到降壓增速的作用，體現了密封的流束收縮效應；當速度較高的氣流進入齒腔后，流通面積擴張，氣流在齒腔內形成旋渦，動能轉變為熱能，參與質量和能量的交換，體現了齒腔的熱力學效應。部分氣流因透氣效應并未進入齒腔進行耗散，速度不減或略微減小直接流入下一個密封，這是影響密封性能的主要原因。在齒腔的中心位置流速最小，產生了大的旋渦，是動能耗散的主要區域，齒尖氣流由于流束收縮效應及透氣效應流速很高，出現射流區域。由于壁面阻礙作用，在齒腔的四角出現壓力回升現象。從整體過程看，相比第一個齒腔，第二個齒腔出現了壓力回升現象。這是因為第一個齒的流束收縮效應使得速度增加過大，大部分高速氣流并未參與到第一個齒腔的耗散而直接向后流動。出口通道腔室后部出現壓力回升，是由于壓差速度方向發生改變，在腔室后壁面的發射作用下使得壓力回升。此外，圖中低壓區是因流通面積突然縮小或流通方向突然大幅改變所致。綜上分析可得出，研究模型的壓力下降主要是因為齒尖間隙處的流速收縮效應和齒腔中的熱力學效應。由于實際裝配需要密封間隙為2 mm，因此透氣效應相對明顯，使得部分氣流不能在齒腔中進行動能到熱能再耗散的轉化。

4.2 泄漏特性

圖6給出了進氣口與出口壓比由1.5增大到4.0且其他條件保持不變時，壓比對篦齒密封泄漏量的影響。由圖可知，隨著壓比增大，泄漏量逐漸增大，兩者近似呈線性關系。壓比從1.5升高到4.0時，密封泄漏量由0.116 9 kg/s增加到0.384 6 kg/s，增幅為229%。由此可證明，壓比的增大會導致此篦齒密封模型封嚴效果降低。主要是因為壓比增大導致內部氣流流速增大，以及齒腔的熱力學效應未得到完全實現，透氣效應因流速增大而更加明顯。

圖6 泄漏量隨壓比的變化Fig.6 Curve of leakage amount with pressure ratio

5 密封中段進氣對篦齒密封泄漏的影響

控制口進氣的主要作用是通過引入外來氣流與進氣口氣流產生對沖，從而抑制進氣口氣流向密封結構內流動，最終使主流氣流在空氣流量管與轉接段連接的間隙處達到動平衡，不產生氣體泄漏。

5.1 控制口進氣密封模型流場特性

圖7 不同控制口壓力下的流場壓力和速度Fig.7 Diagram of pressure and velocity changes in the flow field under different control pressures

圖7為進氣口與出口壓比為1.5時，不同控制口壓力下的流場壓力和速度云圖。總體看，密封內部流場以控制口為界限，出口一側流動狀態與控制口不通氣時無區別，進氣口一側的流場狀態則發生了改變。主要體現在進氣口及控制口進入的兩股氣流在這兩個進口之間的篦齒處相遇，兩股氣流分別經歷篦齒的流束收縮效應和熱力學效應，壓力降低，速度增大。當二者速度大小相等、方向相反時，流場內產生動平衡。動平衡的位置在密封間隙處，大部分氣流在此處對沖，少量低速氣流分離進入齒腔內。隨著控制口壓力增大，動平衡的位置不斷向進氣口方向軸向移動，主流氣流泄漏逐漸被抑制。當控制口壓力較小時，通入的流量較小，整個密封內部流場與控制口不通氣時的狀態基本一致，此時控制口進入的氣體對整個密封結構封嚴狀態的影響很小。隨著控制口壓力增大，進入的氣流直接沖擊到進氣口正下方，形成壓力增大的集中區域，之后因壁面阻礙作用速度方向改變，角度較大的氣流在腔室內左右兩端形成旋渦參與動能到熱能的耗散，角度較小的氣流沿密封間隙同時向兩側流動。流向主流間隙方向的氣流一部分進入相鄰的齒腔發生熱力學效應，另一部分由于透氣效應沿壁面繼續向主流間隙方向流動。隨著密封中段進氣的增加，從主流間隙泄漏進入密封流場內部的氣體的流動性能降低，逐漸不再進入密封結構內部。隨著密封中段進氣的進一步增加，進氣口氣體已經因為控制口進氣氣流的抑制作用不再進入密封流場內，控制口進氣流速增大，向密封流場外泄漏增多。

5.2 密封進氣對主流泄漏的控制

當進氣口與出口壓力之比為1.5～4.0時，分別進行多組不同控制口進氣的仿真計算。調整控制口壓力，當控制口壓力逐漸增大時，進氣口泄漏量逐漸減小并趨近于0；再繼續增加壓力，會導致密封內部氣流從進氣口向主流道泄漏。當進氣口壓力一定時，存在唯一的控制口壓力使其處于理想的零泄漏狀態。圖8為拾取到的不同壓比下線性擬合的理想零泄漏狀態時，控制口壓力與進氣口壓力之間的關系，二者基本呈線性相關。

圖8 零泄漏時主流壓力與密封中段壓力的關系Fig.8 Diagram of the relationship between the main channel pressure and the pressure in the middle section of the seal in zero leakage state

6 溫度對新型篦齒密封泄漏特性的影響

由于篦齒密封模型進出口存在壓差，被阻塞的氣流從空氣流量管與轉接段間隙流入密封模型，然后經出口流出，而高空艙后艙內壓力低于進氣口壓力，后艙內氣體幾乎不進入篦齒密封的內部流場，不存在氣體倒流現象。因此，出口溫度的改變對篦齒封嚴的性能基本沒影響。圖9給出了篦齒密封模型泄漏量隨主流進氣口溫度的變化。可看出，當控制口不通入氣體時，泄漏量隨進氣口溫度的升高呈減小的趨勢。溫度由330 K升高到440 K，泄漏量下降了13.5%。當控制口通入氣體時，泄漏氣體流量已接近0，可近似認為沒有氣體進入密封流場內部，此時主流進氣口溫度不影響此結構的封嚴效果。

7 結論

建立了高空臺動靜架連接結構中段存在控制口進氣的新型篦齒密封數值模型，分析了控制口進氣對新型篦齒密封連接結構密封效果的影響。通過對其不同使用狀態的流場特性及泄漏特性的研究，得出以下結論：

(1)控制口不進氣情況下，主流進氣口壓力與出口壓力之間壓比的增大將導致密封泄漏量增加，密封效果變差。

(2)控制口進氣能有效抑制主流在空氣流量管與轉接段間隙處的泄漏，控制口壓力與主流進氣口壓力呈線性關系時可實現零泄漏。

(3)控制口不進氣時，進氣口溫度越高，動靜架篦齒密封連接結構的封嚴效果越好；控制口進氣時，進氣口溫度對封嚴效果基本無影響。