CN112065590B - 一种航空发动机火焰筒出口的定位支撑结构 - Google Patents

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Abstract

一种航空发动机火焰筒出口的定位支撑结构，包括第一弹性支撑环和第二弹性支撑环，第一弹性支撑环外周侧固连在燃烧室机匣与涡轮机匣之间，内周侧固连在火焰筒外壁上；第二弹性支撑环外周侧固连在火焰筒内壁上，内周侧固连在涡轮静子结构件上；两个弹性支撑环结构相同，其截面形状为多段线结构，分为第一径向平直段、斜向平直段、轴向平直段及第二径向平直段且顺序分布；第一径向平直段上设有法兰安装孔。当火焰筒出口采用本发明的定位支撑结构后，可以避免火焰筒出口端薄壁结构件产生磨损和裂纹，可协调降低火焰筒热变形应力，可抵抗火焰筒高频振动引发的金属疲劳，增强火焰筒可靠性，延长火焰筒使用寿命，保证航空发动机运行安全。

Description

一种航空发动机火焰筒出口的定位支撑结构
技术领域
本发明属于航空发动机技术领域，特别是涉及一种航空发动机火焰筒出口的定位支撑结构。
背景技术
火焰筒作为航空发动机燃烧室的重要部件之一，其定位和支撑结构也是航空发动机的关键组成部分，同样起着至关重要的作用。火焰筒出口通常采用轴向定位和径向支撑结构，并且要求结构可靠简单，应尽可能避免由于不同膨胀而产生热应力危害。
如图3所示，为某型号航空发动机火焰筒出口的传统定位支撑结构，火焰筒出口端插装在内壁定位套和外壁定位套之间，即火焰筒出口端与内/外壁定位套形成了搭接结构。但是，当采用图3所示的传统定位支撑结构后，火焰筒的薄壁柱壳结构在受到燃烧室内部声激励载荷作用下会产生高频随机振动，进而导致在搭接结构处发生微动磨损，并导致火焰筒出口端薄壁结构件产生严重磨损，甚至产生大量裂纹，进而危害到航空发动机的安全，给航空发动机的运行带来了极大的安全隐患。
发明内容
针对现有技术存在的问题，本发明提供一种航空发动机火焰筒出口的定位支撑结构，该定位支撑结构首次引入了全新的弹性支撑环，避免了因燃烧室内部声激励载荷作用导致的火焰筒出口端薄壁结构件产生的磨损和裂纹故障，通过弹性支撑环还可以有效协调降低火焰筒热变形应力，同时可以抵抗火焰筒高频振动引发的金属疲劳，进而增强了火焰筒的可靠性，也延长了火焰筒的使用寿命，最终保证了航空发动机的运行安全。
为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：一种航空发动机火焰筒出口的定位支撑结构，包括第一弹性支撑环和第二弹性支撑环，所述第一弹性支撑环的外周侧固连在燃烧室机匣与涡轮机匣之间，第一弹性支撑环的内周侧固连在火焰筒的外壁上；所述第二弹性支撑环的外周侧固连在火焰筒的内壁上，第二弹性支撑环的内周侧固连在涡轮静子结构件上。
所述第一弹性支撑环和第二弹性支撑环结构相同，其截面形状为多段线结构，分为第一径向平直段、斜向平直段、轴向平直段及第二径向平直段，且第一径向平直段、斜向平直段、轴向平直段及第二径向平直段顺序分布；在所述第一径向平直段上开设有法兰安装孔；所述第一径向平直段与斜向平直段的夹角为110°～135°；所述斜向平直段与轴向平直段的夹角为20°～45°；所述轴向平直段与第二径向平直段相垂直；所述第一径向平直段的长度大于第二径向平直段的长度。
所述第一弹性支撑环通过第一径向平直段上的法兰安装孔与燃烧室机匣及涡轮机匣进行螺栓连接，第一弹性支撑环通过第二径向平直段与火焰筒的外壁进行焊接连接。
所述第二弹性支撑环通过第一径向平直段上的法兰安装孔与涡轮静子结构件进行螺栓连接，第二弹性支撑环通过第二径向平直段与火焰筒的内壁进行焊接连接。
本发明的有益效果：
本发明的航空发动机火焰筒出口的定位支撑结构，该定位支撑结构首次引入了全新的弹性支撑环，避免了因燃烧室内部声激励载荷作用导致的火焰筒出口端薄壁结构件产生的磨损和裂纹故障，通过弹性支撑环还可以有效协调降低火焰筒热变形应力，同时可以抵抗火焰筒高频振动引发的金属疲劳，进而增强了火焰筒的可靠性，也延长了火焰筒的使用寿命，最终保证了航空发动机的运行安全。
附图说明
图1为本发明的一种航空发动机火焰筒出口的定位支撑结构的结构示意图；
图2为本发明的第一/第二弹性支撑环的结构示意图(截面处)；
图3为传统定位支撑结构的结构示意图；
图中，1—第一弹性支撑环，2—第二弹性支撑环，3—燃烧室机匣，4—涡轮机匣，5—火焰筒，6—第一径向平直段，7—斜向平直段，8—轴向平直段，9—第二径向平直段，10—法兰安装孔，11—内壁定位套，12—外壁定位套，13—磨损，14—裂纹。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步的详细说明。
如图1、2所示，一种航空发动机火焰筒出口的定位支撑结构，包括第一弹性支撑环1和第二弹性支撑环2，所述第一弹性支撑环1的外周侧固连在燃烧室机匣3与涡轮机匣4之间，第一弹性支撑环1的内周侧固连在火焰筒5的外壁上；所述第二弹性支撑环2的外周侧固连在火焰筒5的内壁上，第二弹性支撑环2的内周侧固连在涡轮静子结构件上。
所述第一弹性支撑环1和第二弹性支撑环2结构相同，其截面形状为多段线结构，分为第一径向平直段6、斜向平直段7、轴向平直段8及第二径向平直段9，且第一径向平直段6、斜向平直段7、轴向平直段8及第二径向平直段9顺序分布；在所述第一径向平直段6上开设有法兰安装孔10；所述第一径向平直段6与斜向平直段7的夹角为110°～135°，本实施例中，该夹角优选120°；所述斜向平直段7与轴向平直段8的夹角为20°～45°，本实施例中，该夹角优选30°；所述轴向平直段8与第二径向平直段9相垂直；所述第一径向平直段6的长度大于第二径向平直段9的长度。
所述第一弹性支撑环1通过第一径向平直段6上的法兰安装孔10与燃烧室机匣3及涡轮机匣4进行螺栓连接，第一弹性支撑环1通过第二径向平直段9与火焰筒5的外壁进行焊接连接。
所述第二弹性支撑环2通过第一径向平直段6上的法兰安装孔10与涡轮静子结构件进行螺栓连接，第二弹性支撑环2通过第二径向平直段9与火焰筒5的内壁进行焊接连接。
当航空发动机火焰筒出口采用了本发明的定位支撑结构后，在航空发动机运行过程中，受到热负荷影响，火焰筒5会发生轴向伸长和径向膨胀，此时第一弹性支撑环1和第二弹性支撑环2会同步发生弹性变形来响应火焰筒5的热变形，通过弹性变形来协调火焰筒5在轴向和径向上的热变形应力，从而防止热应力集中引发的结构破坏故障情况的发生。
此外，由于火焰筒5内部燃烧不均匀会产生脉动，从而在火焰筒5中形成一个较宽频率范围的声激励，而火焰筒5的薄壁柱壳结构受到这种声激励载荷作用会产生高频随机振动，由于弹性支撑环的存在，其凭借自身刚度可以有效抵抗火焰筒5高频振动引发的金属疲劳，进而增强了火焰筒5的可靠性，延长了火焰筒5的使用寿命。
实施例中的方案并非用以限制本发明的专利保护范围，凡未脱离本发明所为的等效实施或变更，均包含于本案的专利范围中。

Claims (1)

1.一种航空发动机火焰筒出口的定位支撑结构，其特征在于：包括第一弹性支撑环和第二弹性支撑环，所述第一弹性支撑环的外周侧固连在燃烧室机匣与涡轮机匣之间，第一弹性支撑环的内周侧固连在火焰筒的外壁上；所述第二弹性支撑环的外周侧固连在火焰筒的内壁上，第二弹性支撑环的内周侧固连在涡轮静子结构件上；
所述第一弹性支撑环和第二弹性支撑环结构相同，其截面形状为多段线结构，分为第一径向平直段、斜向平直段、轴向平直段及第二径向平直段，且第一径向平直段、斜向平直段、轴向平直段及第二径向平直段顺序分布；在所述第一径向平直段上开设有法兰安装孔；所述第一径向平直段与斜向平直段的夹角为110°～135°；所述斜向平直段与轴向平直段的夹角为20°～45°；所述轴向平直段与第二径向平直段相垂直；所述第一径向平直段的长度大于第二径向平直段的长度；
所述第一弹性支撑环通过第一径向平直段上的法兰安装孔与燃烧室机匣及涡轮机匣进行螺栓连接，第一弹性支撑环通过第二径向平直段与火焰筒的外壁进行焊接连接；
所述第二弹性支撑环通过第一径向平直段上的法兰安装孔与涡轮静子结构件进行螺栓连接，第二弹性支撑环通过第二径向平直段与火焰筒的内壁进行焊接连接。
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