何 強，黃偉峰，胡廣陽，李永健，劉 瑩，王玉明

（1.清華大學摩擦學國家重點實驗室，北京100084；2.中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所航空發(fā)動機動力傳輸重點實驗室，沈陽110015）

0 引言

航空發(fā)動機是飛機的核心部分，是衡量一個國家軍事能力、基礎工業(yè)水平以及綜合國力的重要指標。隨著航空發(fā)動機技術的發(fā)展，動密封成為影響航空發(fā)動機性能和可靠性的關鍵基礎技術之一[1]。航空發(fā)動機動密封除具有流體機械轉子系統(tǒng)的典型特征外，還要承受高密封表面相對高速度、高環(huán)境溫度、高密封壓差（“三高”條件）以及劇烈振動等惡劣條件[2]，而航空發(fā)動機密封結構的性能直接影響著發(fā)動機的燃油消耗率、推重比、運行可靠性等參數(shù)。研究航空發(fā)動機密封機理，掌握設計、制造性能優(yōu)良的密封產(chǎn)品，對研發(fā)新一代航空發(fā)動機技術，對我國的戰(zhàn)略發(fā)展都有著十分重要的意義。

在各類航空發(fā)動機動密封中，迷宮密封應用廣泛，而迷宮密封與轉軸表面之間留有間隙，并且在轉軸表面徑向運動的影響下，迷宮齒容易磨損導致泄漏增大甚至密封失效，使得其應用前景受到限制；刷式密封泄漏率低于迷宮密封，但是其數(shù)值仍然較大，且存在接觸摩擦發(fā)熱、磨損嚴重、刷絲折斷等問題，并且刷式密封加工成本高昂。相對于這些密封形式，作為非接觸式密封，氣膜密封具有磨損小、泄漏小、能耗低、壽命長等優(yōu)點[3]，被認為是航空發(fā)動機中最有前景的動密封型式之一，有望代替航空發(fā)動機特定區(qū)域中的迷宮密封或刷式密封。本文從結構類型和基礎技術研究2方面，就航空發(fā)動機氣膜密封的研究發(fā)展現(xiàn)狀進行綜述。

1 氣膜密封結構類型概述

氣膜密封技術是基于氣體動靜壓原理，在動密封界面形成具有一定厚度的氣膜，從而達到密封和潤滑的效果。其突出特點是利用很薄的氣膜實現(xiàn)密封界面的非接觸狀態(tài)，從而表現(xiàn)出低泄漏、長壽命的特性。根據(jù)結構形式的不同，氣膜密封可分為端面氣膜密封和柱面氣膜密封2種類型。

1.1 端面氣膜密封結構

1.1.1 槽型端面動壓型端面氣膜密封結構

20世紀60年代后期，NASA[4-5]率先對端面氣膜密封結構在航空發(fā)動機轉子內(nèi)流系統(tǒng)中的應用開展研究，對直徑為711.2 mm的動壓型（實際為動靜壓混合）的扇形浮塊型端面氣膜密封結構進行了設計和試驗。研究表明：制造誤差、熱變形及轉子振動等原因使得密封動環(huán)的軸向跳動較大，而氣膜厚度和氣膜剛度不足，使得密封端面發(fā)生過度磨損失效，最終未能實現(xiàn)工程應用。70年代，NASA設計了瑞利階梯槽結構的端面氣膜密封結構，但試驗研究表明副密封摩擦和動環(huán)端面跳動2個因素極大地影響了密封結構的動態(tài)性能，副密封結構的摩擦阻力過大或者動環(huán)端面跳動超過臨界值都會使得密封結構發(fā)生磨損失效[6]。1976年，Ludwig等[7]提出了一種在密封端面刻有螺旋槽的氣膜密封技術（被稱為干氣密封），并成功運用于地面天然氣管道壓縮機中，隨后在鼓風機等地面設備中推廣使用，極大地推動了氣膜密封技術的發(fā)展。到了90年代，端面氣膜密封結構發(fā)展更加成熟，以GE公司為代表開始研究端面氣膜密封技術在渦輪入口和壓氣機出口的應用，但在動態(tài)試驗過程中，密封結構因泄漏率過大而發(fā)生失效[8]。20世紀末及之后，對端面氣膜密封技術的研究側重于高速、高壓和大直徑條件[9]，但由于其技術限制均未見到有成功應用于航空發(fā)動機上的相關報道。2000年，Stein密封公司[10]在專利中提出一種適用于透平機械的靜壓型端面密封裝置，密封面之間保留較大的間隙以適應大的變形。2012年，因該結構未能滿足航空發(fā)動機的密封要求[11]，又提出一種改進的結構專利，如圖1所示。該密封結構中采用L型密封環(huán)，環(huán)面加工有臺階并且沿徑向設置多個徑向壩以增加流體動靜壓效果[11]，但未發(fā)現(xiàn)相關的試驗研究內(nèi)容，該結構能否滿足航空發(fā)動機的密封要求仍然未知。

圖1 端面密封結構[11]

1.1.2 吸氣式靜壓端面氣膜密封結構

20世紀90年代中期發(fā)展的一種應用于航空發(fā)動機的靜壓氣膜密封結構，即吸氣式端面密封（Aspirat?ing Face Seal）結構[12]，如圖2所示。其最主要特點是具有1個吸氣裝置和彈簧回彈結構，使得密封結構端面在低壓和高壓工況下均與轉子保持非接觸的狀態(tài)。2002年，GE、Stein公司和NASA聯(lián)合研制了直徑為914.4 mm的吸氣式端面密封結構，并在GE90系列高涵道比渦扇發(fā)動機上試驗成功，可在惡劣工況下始終保證密封結構端面非接觸的狀態(tài)，同時將耗油率降低1.86%，且其泄漏率小于迷宮密封的1/5[13]。其后一些學者在原結構的基礎上進行了改進[14-15]。

圖2 航空發(fā)動機典型端面密封結構

1.1.3 箔片式端面氣膜密封結構

2001年，Munson等[16]提出了一種新穎的彈性箔端面氣膜密封(Foil Face Seal)技術，結構如圖3所示。該密封技術結合了端面密封結構和軸向箔片氣動軸承的特點，利用軸向箔片具有的柔性，提高密封副對轉子位移的承受能力，并通過試驗證明了該密封技術的可行性[17]。在彈性箔端面氣膜密封技術的基礎上，NASA又提出了一種新穎的耐高溫的柔順箔端面氣膜密封技術，其密封結構結合了端面密封結構和軸向箔片氣動軸承的特點，研究者設計了3種不同尺寸的柔順箔端面氣膜密封結構，試驗表明：在轉子大變形的情況下密封結構依然可以正常工作，表明該密封技術性能優(yōu)越[18-19]。

圖3 箔片端面氣膜密封結構[18]

總之，端面氣膜密封技術已經(jīng)得到了較為深入的研究，尤其是動/靜壓端面密封技術相對成熟，并在地面設備上具有多年的成功應用經(jīng)驗。但是在航空發(fā)動機的苛刻工況條件下，常用的端面氣膜密封技術很難適應端面跳動等問題，限制了其在航空發(fā)動機轉子系統(tǒng)中的應用[2]。而吸氣式端面密封技術和箔片端面氣膜密封技術雖具有獨特技術優(yōu)勢，但迄今為止很少見到其在航空發(fā)動機上實際應用的公開報道。

1.2 柱面氣膜密封結構

從20世紀90年代以來，由于已有的密封技術無法滿足航空發(fā)動機在一些極限工況下對密封性能的要求，而柱面氣膜由于其對軸向位移的適應性逐漸受到更多關注。

1.2.1 柔順軸柱面氣膜密封結構

1992年，NASA[20]提出了一種用于航空發(fā)動機的新概念密封形式——柔順軸密封（Compliant Shaft Seal），其結構如圖4所示。金屬箔片可以在流體膜上浮動，從而有效減少了密封副磨損，并允許密封軸具有一定的徑向位移[21]。該結構是最早提出的柱面氣膜密封結構，其原理是通過結構的彈性設計來消除軸的位移，對后續(xù)其它類型柱面氣膜密封結構設計具有重要指導意義。近些年，不少密封技術專利[22-24]同樣采用薄片或者薄壁梁的結構以增加密封結構的柔性，并結合迷宮密封或者指尖密封等結構形式，提出了不同類型的可適應大變形的密封結構，但此類結構由于定量設計比較困難，除專利外，未有公開報道的試驗研究結果。

圖4 柔順軸密封結構[9]

1.2.2 柔性支承柱面氣膜密封結構

2000年，美國Mohawk Innovative Technology公司的Salehi和Heshmat等基于箔片氣體徑向軸承的原理首次提出了柔順箔密封結構，如圖5所示。仿真計算結果及臺架試驗結果表明：柔順箔密封結構的泄漏率遠小于刷式密封結構的，并且密封副之間沒有發(fā)生明顯的磨損現(xiàn)象[25,26]，實現(xiàn)了柱面氣膜密封副表面的無接觸狀態(tài)。Salehi[27]在柔順箔密封結構中采用金屬波形箔，在溫度為649℃的工況條件下，研究了轉速和壓差對密封性能的影響。其測試結果表明：密封泄漏隨著壓差的增加而增大，但仍處在合理的范圍內(nèi)，證明了柔順箔密封結霜適用于具有較大壓差的工況。NASA的Proctor等[28]在室溫條件下對直徑為215.9 mm的柔順箔密封裝置進行測試，發(fā)現(xiàn)在轉速為30000 r/min、壓差為0.103 MPa的工況參數(shù)下，動環(huán)發(fā)生了嚴重磨損，但報告中未給出事故的具體原因。2015年，Raghuraman[29]對柔順箔密封裝置中的頂箔零件采用單段加工和3段加工的工藝，并通過試驗證明頂箔的加工工藝及加工精度會對密封性能造成顯著影響。柔順箔密封結構存在的最大的設計問題是不能根據(jù)實際工作條件進行定量設計波形柔順彈性支撐結構的參數(shù)，以及預測其性能，因此并未得到推廣和運用。2011年由王虹等[30]提出一種帶金屬橡膠外環(huán)的柱面密封結構，組成的氣膜-剛性浮環(huán)-大柔性支承系統(tǒng)的結構，以金屬橡膠來體現(xiàn)柔性，允許有一定的徑向位移，但其耐高溫性能有所不足。

1.2.3 薄片板氣膜密封結構

三菱重工于2002年提出一種薄片板柱面氣膜密封結構[31]，也被稱為葉式密封（Leaf Seal），其原理如圖6所示。薄片密封結構沿周向布置多層柔性葉片，薄片之間有微小間隙，隨著旋轉速度的加快，葉片的尖端由于流體動力效應而從轉子表面抬起，從而實現(xiàn)密封面的非接觸狀態(tài)，并有效降低磨損。此外，由于葉片具有軸向寬度，可承受的密封壓差可達刷式密封結構的幾倍。在地面試驗中，啟動不大于50次，運轉超過1000 h，試驗結果表明：此種密封向發(fā)起人泄漏量與刷式密封結構的相當，薄片板尖部僅有微小的摩損[32]。2010年Grondahl等[33]提出具有分段滑道的葉式密封結構（如圖7所示），該結構能自動適應軸的瞬態(tài)振動，保證密封面始終保持非接觸狀態(tài)。

圖6 薄片板密封結構[34]

圖7 具有分段滑道的薄片板密封結構[33]

1.2.4浮動式柱面氣膜密封結構

20世 紀80年 代 末，NASA首先提出了一種直筒式柱面密封結構[35-36]，通過在靜環(huán)上開設槽型結構，在轉動過程中由于密封界面內(nèi)的動壓效應使得轉子和密封環(huán)分開，避免了二者直接接觸摩擦。2004年，NASA提出了直筒式氣膜密封的幾種常見槽型，包括錐角型、瑞利階梯槽、螺旋槽等，但槽型設計在浮環(huán)或者靜環(huán)之上，如圖8所示[37]。由于在浮動環(huán)內(nèi)壁加工槽型比較困難，國內(nèi)學者選擇在軸套上加工槽型結構。丁雪興[38]使用3D激光打標機對柱面旋轉環(huán)進行表面槽型雕刻，研制了具有浮動與微槽特性的新型柱面氣膜密封結構（如圖9所示），通過試驗驗證了其有效性，并通過數(shù)值模擬的方法研究了該密封結構中的流場特性和密封機理[39]。此外，陸俊杰[40]也設計了結構類似的柱面氣膜密封結構。在其它一些文獻中，類似密封結構又被稱為柱面干氣密封結構[41]。

圖8 NASA報告中提出的槽型[37]

圖9 新型柱面氣膜密封[38]

2 氣膜密封技術研究現(xiàn)狀

由于受到技術封鎖，可查到的針對航空發(fā)動機氣膜密封的國外公開研究報道較少，但從研究的角度出發(fā)，其與地面設備中的氣膜密封結構（如干氣密封，下文將干氣密封均稱為氣膜密封）及工作原理有很大相似之處。因此，本文立足于航空發(fā)動機的密封需求，將對象拓展至更為一般的氣膜密封技術，從理論研究、試驗研究2個方面對研究現(xiàn)狀進行總結。

2.1 氣膜密封技術理論

2.1.1 氣膜密封技術穩(wěn)態(tài)性能分析

2.1.1.1 氣膜流場分析

氣膜密封結構是在氣浮軸承的基礎上發(fā)展起來的。20世紀40年代，Whipple[42]首先提出了螺旋槽氣浮軸承基本理論；Muijderman[43]對其進行了進一步完善與發(fā)展，得到了螺旋槽軸承雷諾方程的解析解方法，被稱為“窄槽理論”；Zuk等[44]都發(fā)表了對氣體潤滑密封技術的研究成果，但為方便分析計算，這些研究中均假定密封表面不存在任何變形。其次，以上方法只能求解得到密封流場的徑向壓力分布，獲得1維的流場信息。為更加全面地反映流場特性，眾多學者通過數(shù)值求解方法對2維密封端面進行了計算研究。James等[45]采用有限差分法、Bonneau等[46]采用有限體積法，分別對螺旋槽氣膜流場進行數(shù)值求解，并根據(jù)數(shù)值結果進行槽型結構優(yōu)化設計。2004年，NASA針對端面氣膜密封和柱面氣膜密封結構，采用有限體積法分別發(fā)展得到專用的2維流場計算分析軟件GFACE和GCYLT[37]。隨著數(shù)值計算技術的發(fā)展，越來越多的研究者利用商用CFD技術對刻有不同槽形的氣膜密封流場進行分析。

綜上所述，眾多專家學者在氣膜密封流場求解方面進行了大量研究，發(fā)展出多種較為成熟的分析方法，用于螺旋槽密封技術的解析法，基于有限元法、有限差分法、有限體積法等的全數(shù)值法以及結合了解析法和離散方法特征的半解析法等，這些方法在工程領域得到了廣泛應用。

2.1.1.2 多物理場耦合

由于密封結構間隙中的壓力分布、變形以及溫度分布三者之間相互影響，如果模型只考慮氣膜的作用，忽略氣膜與固體之間耦合作用，往往不能反映密封結構真實的工作狀態(tài)及準確預測密封性能，因此，對氣膜密封結構進行流固熱多物理場耦合分析至關重要。

2010年，Heshmat等[47]針對柔順箔密封首次提出了流-固耦合計算模型，并通過實驗結果驗證了模型的正確性，為柔順箔密封的設計提供了指導。Vino?gradov等[48]考慮了密封環(huán)在任意變形下的流場分布，并與有限元方法結合起來建立了流-固耦合模型，證明了固體變形對流場產(chǎn)生顯著影響，但該模型未考慮溫度場對流場及固體場的耦合影響。Galenne[49]、黃偉峰[50]、何強等[51]考慮密封組件間的多體接觸，對端面靜壓密封建立了流-固-熱多物理場耦合計算模型，并對不同的密封問題開展研究。

考慮密封結構中多物理場耦合作用，建立流-固-熱耦合計算模型可以更真實而有效地反映密封結構中復雜的物理行為，因此，機械密封結構中多物理場耦合研究是當今的研究熱點及未來仿真分析的發(fā)展方向。另外，可以看出針對端面密封結構的流-固-熱耦合研究相對較多，而對柱面密封結構的研究相對較少，一方面是因為柱面氣膜密封結構發(fā)展歷史較短，另一方面是因為柱面氣膜密封結構中存在柔性支撐件，柔性件的大變形會給流固耦合計算分析帶來更大的挑戰(zhàn)。

2.1.2 氣膜密封技術動力學

氣膜密封結構在實際工程中會受到振動干擾，而密封系統(tǒng)的動態(tài)特性決定了密封結構的工作效果，如外界振動過大或密封氣膜穩(wěn)定性差，會引發(fā)系統(tǒng)失穩(wěn)，從而導致密封端面碰摩和密封失效。因此，氣膜穩(wěn)定性是航空發(fā)動機氣膜密封研究的核心和難點之一。分析氣膜密封結構動態(tài)特性包括線性化和非線性化2種方法?；诰€性假設的線性化方法主要包括步進法、小擾動法和直接數(shù)值頻率響應法；而非線性化方法通常采用直接數(shù)值模擬，通過對含時間項的瞬態(tài)雷諾方程和系統(tǒng)動力學方程進行耦合求解，獲得密封環(huán)運動規(guī)律進而研究系統(tǒng)的動特性。

2.1.2.1 密封結構動態(tài)剛度和阻尼系數(shù)

Miller等[52]采用步進法研究了螺旋槽密封的氣膜剛度和阻尼特性，結果表明步進法的計算效率高于直接頻率響應法的，但是在高頻時步進法計算精度較低；Liu等[53]在3自由度下使用小擾動逼近法，采用有限元法對穩(wěn)態(tài)和攝動雷諾方程進行求解并獲得了氣膜端面密封結構的剛度和阻尼系數(shù)，并發(fā)現(xiàn)軸向擾動和角度擾動之間的相互作用可忽略不計；徐恒杰等[54]考慮實際氣體效應和阻塞流效應，采用小擾動法分析了操作參數(shù)對氣膜動態(tài)特性的影響規(guī)律。在氣膜密封結構中，副密封結構對其動態(tài)特性影響巨大。李坤[55]通過自制的試驗臺，測試了作為機械密封副密封的O形圈在不同介質壓力下的極限位移和最大靜摩擦力，得到了O形圈微動時的剛度和阻尼系數(shù)。

2.1.2.2 密封追隨動態(tài)特性

Bagepalli等[56]對航空發(fā)動機中的氣膜端面密封模型進行了簡要描述，對啟動、空轉、起飛、轉子傾斜等代表性的發(fā)動機瞬態(tài)和穩(wěn)態(tài)工況下的密封性能進行了動態(tài)分析，求解得到了密封環(huán)追隨動態(tài)特性；Green等[57]采用有限差分法和有限元法對瞬態(tài)雷諾方程進行數(shù)值離散，并與系統(tǒng)動力學方程進行耦合求解，研究了動態(tài)特性系數(shù)的變化規(guī)律和系統(tǒng)追隨響應特性；馬綱等[58]針對柔性支承浮環(huán)柱面氣膜密封結構，建立了基于旋轉體坐標系的系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)工作特性數(shù)值模型，實現(xiàn)系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)工作狀態(tài)下的性能分析和預測。

總體而言，對氣膜密封動力學研究逐漸由穩(wěn)態(tài)動力學拓展到了非穩(wěn)態(tài)動力學，從小擾動線性動力學拓展到了非線性動力學，從重點研究氣膜特性拓展到研究整個氣膜密封系統(tǒng)，其中包括支撐方式、O形圈行為等對動力學行為的影響[59]，但仍有許多問題沒有解決，例如氣膜密封與軸的耦合動力學問題、實際氣體效應及黏溫/壓效應對密封動力學行為的影響、密封面接觸階段的動力學行為等。目前，對端面氣膜動態(tài)特性的研究相對較為系統(tǒng)[59]，而對柱面氣膜密封的研究較少，已有的成果也均集中在動態(tài)特性系數(shù)研究方面，仍有很多的動力學問題亟需進一步的研究解決。

2.2 氣膜密封結構試驗

國內(nèi)外學者對不同類型的氣膜密封結構做過大量試驗研究，上一節(jié)內(nèi)容也涉及部分試驗研究工作。在本節(jié)中，主要側重于介紹密封結構試驗研究中所采用技術手段和密封環(huán)槽型加工工藝。

2.2.1 氣膜密封結構測試方法

在氣膜密封結構試驗研究方面，Kasem等[60-61]利用光纖雙色高溫計與紅外攝像機相結合測試了制動盤溫度并監(jiān)測了真實的摩擦面積，結果表明在制動盤表面上形成了周向熱梯度；黃偉峰等[62-63]利用聲發(fā)射監(jiān)測手段對氣膜密封結構進行了試驗研究，試驗裝置如圖10所示。利用聲發(fā)射技術實現(xiàn)對氣膜密封結構啟動和停止過程接觸狀況的檢測，并據(jù)此將啟停過程分為3個階段，從而證明聲發(fā)射技術是監(jiān)測和研究氣膜密封端面碰摩的一種有效手段。Ding等[64]利用溫度傳感器埋入靜環(huán)端面，對端面不同徑向位置進行了測試，發(fā)現(xiàn)高速下槽根處對應的氣膜熱量最高；Jin等[65]測試了密封的平衡膜厚、內(nèi)外泄漏量、氣膜剛度等參數(shù)，分析了結構參數(shù)對密封性能的影響規(guī)律并進行優(yōu)化設計。

2.2.2氣膜密封端面微槽加工技術

如前所述，端面微槽是很多氣膜密封結構的關鍵結構，但由于密封結構刻槽端面材料常為陶瓷、硬質合金或做了硬化處理的金屬材料，其硬度大、熔點高、加工精度要求高，加工難度很大。常用的加工方法包括光刻加工、電火花加工、噴砂法、加工加工等。其中激光加工具有對材料適應性好、效率高、加工質量好等優(yōu)點，成為目前微槽結構主要的加工方式之一。

Muller[66]和Etsion等[67]采用激光技術在密封端面上加工出微米級微孔和動壓溝槽，證明了微孔和微槽結構能提高端面流體的承載能力。白少先[68]則利用激光加工技術加工出具有方向性的橢圓形微孔，測試其帶來的動靜壓效應。丁雪興等[39]使用3D光纖激光打標機，通過將伺服電機將信號與激光設備、計算機相連，實現(xiàn)柱面旋轉環(huán)表面的槽型雕刻，如圖11所示。此外，張珊等[69]則從工藝的角度，采用單因素、正交試驗法或二者方法結合研究了激光工藝參數(shù)對密封端面微槽加工質量的影響規(guī)律。

3 總結和展望

（1）與迷宮密封、刷式密封等航空發(fā)動機密封技術相比，氣膜密封技術兼具低泄漏、低磨損、長壽命等突出優(yōu)點，是航空發(fā)動機密封技術中具有巨大發(fā)展?jié)摿Φ闹匾较颉?/p>

（2）傳統(tǒng)的動/靜壓端面氣膜密封技術取得了一定的進展，但航空發(fā)動機“三高”和強振動苛刻條件限制了傳統(tǒng)端面氣膜密封結構的工程應用；相對而言，柱面氣膜密封結構軸向自由度大，可減少甚至避免由于密封結構轉環(huán)傾斜引起的接觸和磨損，但柱面氣膜密封結構對徑向熱膨脹的適應能力差，部分氣膜密封結構存在表面槽型加工困難等問題。

（3）通過引入柔性箔、薄板、薄壁梁等柔性部件以增加密封結構對轉子振動、不均勻熱變形等問題的適應能力，是非常有希望解決航空發(fā)動機氣膜密封結構現(xiàn)有問題的技術途徑，但目前這些柔性密封結構尚存在定量設計及制造工藝方面的難題，需亟待解決。

（4）在氣膜密封結構機理研究方面，基于多物理場耦合的密封行為研究和性能預測是當今的研究熱點及未來的必由之路，因此開發(fā)航發(fā)密封結構專用的多場耦合計算及結構設計軟件，以深入了解密封結構工作機理，并提升密封結構自主設計和創(chuàng)新能力是密封技術發(fā)展的迫切需求。其次，隨著氣膜密封技術理論研究的深入發(fā)展和密封原理和結構創(chuàng)新的需要，基于先進和復合傳感技術的密封測試和評價技術研究同樣是非常重要的。

目前，航空發(fā)動機氣膜密封技術的發(fā)展正處于新的關鍵時期，隨著對已有密封機理認識的不斷深化，以及基于新原理、新材料、新結構的密封創(chuàng)新設計不斷涌現(xiàn)，甚至引入智能監(jiān)測等先進技術手段，氣膜密封技術有望在航空發(fā)動機上實現(xiàn)廣泛應用，為航空發(fā)動機整體性能的提升發(fā)揮重要作用。