CN107178792A - 一种燃气轮机及航空发动机燃烧器尾筒结构 - Google Patents

一种燃气轮机及航空发动机燃烧器尾筒结构 Download PDF

Info

Publication number
CN107178792A
CN107178792A CN201710442875.0A CN201710442875A CN107178792A CN 107178792 A CN107178792 A CN 107178792A CN 201710442875 A CN201710442875 A CN 201710442875A CN 107178792 A CN107178792 A CN 107178792A
Authority
CN
China
Prior art keywords
tail pipe
elevated temperatures
gas turbine
stack shell
resistance
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
CN201710442875.0A
Other languages
English (en)
Inventor
赵仕志
刘维兵
成露
范小平
艾松
张晓东
周洪宇
孙奇
赵世全
陈贝贝
章艳
陈晓平
饶真炎
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
DEC Dongfang Turbine Co Ltd
Original Assignee
DEC Dongfang Turbine Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by DEC Dongfang Turbine Co Ltd filed Critical DEC Dongfang Turbine Co Ltd
Priority to CN201710442875.0A priority Critical patent/CN107178792A/zh
Publication of CN107178792A publication Critical patent/CN107178792A/zh
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/002—Wall structures

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Butt Welding And Welding Of Specific Article (AREA)

Abstract

本发明公开了一种燃气轮机及航空发动机燃烧器尾筒结构，包括支撑环、尾筒筒身和出口法兰；所述支撑环安装在尾筒筒身的前端；所述出口法兰安装在尾筒筒身的后端；其特征在于：所述尾筒筒身由多段不同耐高温性能的高温合金连接而成；并按照金属温度的分布趋势，温度较高的部分为耐高温性能高的材料，温度较低的部分为耐高温性能稍差的材料。本发明不仅可以最大程度发挥材料的力学性能，而且可大大降低尾筒制造成本，特别适用于当前更高温度的燃气轮机（航空发动机）燃烧器尾筒设计。

Description

一种燃气轮机及航空发动机燃烧器尾筒结构
技术领域
本发明涉及燃气轮机（航空发动机）技术领域，具体地讲是一种燃气轮机（航空发动机）燃烧器尾筒结构。
背景技术
燃气轮机（航空发动机）燃烧器是一种用耐高温合金材料制造的燃烧设备，是燃气轮机（航空发动机）中必不可少的部件之一。燃料在燃烧器中通过燃烧化学反应将化学能转换为热能，形成高温、高压的燃烧产物，推动透平（涡轮）做功。燃烧器尾筒承接燃烧器火焰筒与透平，所通过燃气温度高达1400K~2000K。
燃烧器尾筒内部为高温燃气通道，外侧则通过冷却空气进行冲击冷却以达到降温目的。因此，尾筒金属温度沿燃气流动方向呈较大的变化趋势。通常情况下，燃气轮机（航空发动机）燃烧器尾筒制造皆采用单一材料完成制造，材料的选择则根据尾筒上最高金属温度确定。当前先进燃气轮机（航空发动机）燃烧器尾筒选材已是世界上最先进高温合金材料，价格十分昂贵。
发明内容
本发明的目的是为了解决上述技术问题，提供一种燃气轮机（航空发动机）燃烧器尾筒结构，这种结构不仅可以最大程度发挥材料的力学性能，而且可大大降低尾筒制造成本。特别适用于当前更高温度的燃气轮机（航空发动机）燃烧器尾筒设计。
实现本发明的技术方案是：一种燃气轮机及航空发动机燃烧器尾筒结构，包括支撑环、尾筒筒身和出口法兰；所述支撑环安装在尾筒筒身的前端；所述出口法兰安装在尾筒筒身的后端；其特征在于：所述尾筒筒身由多段不同耐高温性能的高温合金连接而成；并按照金属温度的分布趋势，温度较高的部分为耐高温性能高的材料，温度较低的部分为耐高温性能稍差的材料。
所述多段不同耐高温性能的高温合金通过焊接成为完整的尾筒筒身整体。
所述多段不同耐高温性能的高温合金按照耐高温性能的升序、降序或无序排列。
所述多段不同耐高温性能的高温合金按照尾筒筒身实际受热的温度分布排列。
所述多段不同耐高温性能的高温合金至少在二种以上。
所述多段不同耐高温性能的高温合金在成型件加工成型前分别留出焊接坡口。
本发明的有益效果是：
1、本发明方案成型简单，通过焊接即可完成尾筒整体成型。
2、本发明设计不仅可以最大程度发挥材料的力学性能，而且可大大降低尾筒制造成本。
3、本发明特别适用于当前更高温度的燃气轮机（航空发动机）燃烧器尾筒设计。
附图说明
图1为本发明实施例燃烧器尾筒结构示意图；
图2为图1的A-A视图；
图3为图2的P放大图。
图中标号： 1—燃烧器尾筒， 2—支撑环， 3—尾筒筒身，4—出口法兰，5—焊缝，6—对接面，M1、M2、M3、M4、M~、MX—温度等级段，MX1、MX2—焊接坡口。
具体实施方式
如图1至图3所示：一种燃气轮机及航空发动机燃烧器尾筒1结构，包括支撑环2、尾筒筒身3和出口法兰4；所述支撑环2安装在尾筒筒身3的前端；所述出口法兰4安装在尾筒筒身3的后端；所述尾筒筒身3由六段不同耐高温性能的高温合金焊接而成；并按照金属温度的分布趋势，温度较高的部分为耐高温性能高的材料，温度较低的部分为耐高温性能稍差的材料。由六段不同耐高温性能的高温合金通过焊接成为完整的尾筒筒身3整体。所述六段不同耐高温性能的高温合金按照耐高温性能的升序、降序或无序排列。实际是按不同耐高温性能的高温合金尾筒筒身3实际受热的温度分布排列。
本发明的制作过程是：在进行燃烧器尾筒1的制造之前，首先对燃烧器尾筒1进行温度场分析。燃烧器尾筒1的温度场分析可采用数值方法、也可以采用试验方法。根据燃烧器尾筒1的温度场分布情况，将燃烧器尾筒1沿燃气流动方向划分不同温度等级段。温度等级段的划分要保证可以明确区别不同制造材料的耐高温性能要求。图2为燃烧器尾筒1完成不同温度等级段划分后的示意图，温度等级段如M1，M2，M3，M4，M~，MX所示。其中，温度等级段按照耐高温性能可呈递增趋势；可成递减趋势；也可成无规律趋势。本发明要求的温度等级段不少于两种，即燃烧器尾筒1的尾筒筒身3的制造材料不少于两种。根据上述所分温度等级段的金属温度大小，在满足强度及高温性能前提下，合理选取制造材料。同时，根据燃烧器尾筒1的型线设计，将不同选材下的温度等级段加工成型。最后通过焊接方式将成型后的不同材质下的温度等级段整体成型，不同温度等级段的焊接形式如图3所示。温度等级段M4和温度等级段M~为两种不同耐高温性能的材料成型件，这些成型件加工成型前要分别留出焊接坡口MX1和MX2。上述温度等级段M4和温度等级段M~为两种不同耐高温性能的材料成型件焊接前进行对接，形成对接面6。最后采用焊接方法将温度等级段M4和温度等级段M~焊接成一体并成型焊缝5。其余温度等级段的焊接方法同上述过程。根据燃烧器尾筒1的设计形状完成所有温度等级段的焊接，即可完成整个燃烧器尾筒1的制造。
以上应用了具体个例对本发明进行阐述，只是用于帮助理解本发明，并不用以限制本发明。对于本发明所属技术领域的技术人员，依据本发明的思想，还可以做出若干简单推演、变形或替换。

Claims (6)

1.一种燃气轮机及航空发动机燃烧器尾筒结构，包括支撑环、尾筒筒身和出口法兰；所述支撑环安装在尾筒筒身的前端；所述出口法兰安装在尾筒筒身的后端；其特征在于：所述尾筒筒身由多段不同耐高温性能的高温合金连接而成；并按照金属温度的分布趋势，温度较高的部分为耐高温性能高的材料，温度较低的部分为耐高温性能稍差的材料。
2.根据权利要求1所述燃气轮机及航空发动机燃烧器尾筒结构，其特征在于：所述多段不同耐高温性能的高温合金通过焊接成为完整的尾筒筒身整体。
3.根据权利要求1或2所述燃气轮机及航空发动机燃烧器尾筒结构，其特征在于：所述多段不同耐高温性能的高温合金按照耐高温性能的升序、降序或无序排列。
4.根据权利要求1或2所述燃气轮机及航空发动机燃烧器尾筒结构，其特征在于：所述多段不同耐高温性能的高温合金按照尾筒筒身实际受热的温度分布排列。
5.根据权利要求1或2所述燃气轮机及航空发动机燃烧器尾筒结构，其特征在于：所述多段不同耐高温性能的高温合金至少在二种以上。
6.根据权利要求1或2所述燃气轮机及航空发动机燃烧器尾筒结构，其特征在于：所述多段不同耐高温性能的高温合金在成型件加工成型前分别留出焊接坡口。
CN201710442875.0A 2017-06-13 2017-06-13 一种燃气轮机及航空发动机燃烧器尾筒结构 Withdrawn CN107178792A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710442875.0A CN107178792A (zh) 2017-06-13 2017-06-13 一种燃气轮机及航空发动机燃烧器尾筒结构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710442875.0A CN107178792A (zh) 2017-06-13 2017-06-13 一种燃气轮机及航空发动机燃烧器尾筒结构

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN107178792A true CN107178792A (zh) 2017-09-19

Family

ID=59835362

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710442875.0A Withdrawn CN107178792A (zh) 2017-06-13 2017-06-13 一种燃气轮机及航空发动机燃烧器尾筒结构

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN107178792A (zh)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS58182034A (ja) * 1982-04-19 1983-10-24 Hitachi Ltd ガスタ−ビン燃焼器尾筒
JPS62218732A (ja) * 1986-03-20 1987-09-26 Hitachi Ltd ガスタ−ビン燃焼器
CN102046831A (zh) * 2008-06-25 2011-05-04 三菱重工业株式会社 燃烧器尾筒内面的试验片固定方法
CN103195491A (zh) * 2012-01-06 2013-07-10 通用电气公司 多材料转子、具有该转子的蒸汽涡轮和生产该转子的方法
CN103375187A (zh) * 2012-04-24 2013-10-30 通用电气公司 包括过渡件的燃烧系统及使用铸造高温合金的形成方法
CN103764974A (zh) * 2011-09-27 2014-04-30 三菱重工业株式会社 燃烧器的尾筒、具备该尾筒的燃气轮机及尾筒的制造方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS58182034A (ja) * 1982-04-19 1983-10-24 Hitachi Ltd ガスタ−ビン燃焼器尾筒
JPS62218732A (ja) * 1986-03-20 1987-09-26 Hitachi Ltd ガスタ−ビン燃焼器
CN102046831A (zh) * 2008-06-25 2011-05-04 三菱重工业株式会社 燃烧器尾筒内面的试验片固定方法
CN103764974A (zh) * 2011-09-27 2014-04-30 三菱重工业株式会社 燃烧器的尾筒、具备该尾筒的燃气轮机及尾筒的制造方法
CN103195491A (zh) * 2012-01-06 2013-07-10 通用电气公司 多材料转子、具有该转子的蒸汽涡轮和生产该转子的方法
CN103375187A (zh) * 2012-04-24 2013-10-30 通用电气公司 包括过渡件的燃烧系统及使用铸造高温合金的形成方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN207145016U (zh) 燃气涡轮发动机涡轮端导向器
CN104525660B (zh) 一种电流辅助钛合金波纹管热成形装置和方法
CN105772726A (zh) 一种半固态复杂难加工致密件热等静压近净成形方法
CN107178792A (zh) 一种燃气轮机及航空发动机燃烧器尾筒结构
CN103649664A (zh) 用于工厂等的辐射管状元件
CN102280152A (zh) 制备二氧化铀陶瓷燃料微球的方法
CN102530887A (zh) 一种硫酸转化升温的方法
CN203454734U (zh) 一种坩埚熔化炉
CN102819649A (zh) 一种大型光亮退火马弗管等蠕变寿命的设计方法
CN102620556A (zh) 丝网烧结炉和用该炉进行丝网烧结的方法
CN103307599B (zh) 用于家用燃气灶的内燃火燃烧器
CN111974924B (zh) 一种等温锻造模具用辅助加热方法
CN104196633B (zh) 一种燃气轮机螺旋管式回热器
CN210311183U (zh) 分段加热式热封辊机构
CN103486871A (zh) 一种设有余热回收结构的熔化炉烟囱
CN204301557U (zh) 对固体热料进行换热的换热装置
CN203908331U (zh) 单炉体在线合金炉
CN209614560U (zh) 一种放热焊接用引燃装置
CN203731675U (zh) 环绕送风整体式燃气热风炉
CN102889781A (zh) 使用丝网烧结炉进行丝网烧结的方法
CN104959507A (zh) 高温合金环形件锻造用工装及方法
CN205027108U (zh) 一种变温真空炉炉管
CN205860477U (zh) 一种连铸中间包胎模燃烧器
CN206600802U (zh) 一种扁平联焰蓄热式辐射管燃烧装置
CN105344752B (zh) 一种锥形薄壁零件用校形胎具

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
WW01 Invention patent application withdrawn after publication

Application publication date: 20170919

WW01 Invention patent application withdrawn after publication