CN114413285B - 一种大弯管密封结构 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种大弯管密封结构，包括大弯管和火焰筒，大弯管内侧设置有与火焰筒固定连接的小弯管，大弯管和火焰筒之间设置有密封组件。本发明使用陶瓷基复合材料大弯管、陶瓷基复合材料密封环、陶瓷基复合材料销钉和陶瓷材料填充层形成了密封环槽，在搭配金属涨圈后可避免陶瓷基复合材料与金属材料因热态膨胀量不一致而产生的非预期气流通道，因而可保证燃烧室总压损失符合设计预期，进而保证涡轮导叶获得足够的冷却气量，本发明设计了合理可行的陶瓷基复合材料大弯管的密封结构，解决了该处的密封问题，保证总压损失满足设计预期，避免涡轮导叶长期运行后产生导叶烧蚀、裂纹等故障，最终提高航空发动机的使用寿命。

Description

一种大弯管密封结构

技术领域

本发明属于航空发动机技术领域，特别涉及一种大弯管密封结构。

背景技术

航空发动机在燃烧室部件将燃料通过燃烧过程转换成高温燃气，推动涡轮做功。回流燃烧室能够有效缩短发动机转子的轴系长度，在转速较高的中小型航空发动机中应用广泛。大弯管是回流燃烧室中的特有结构，用以引导高温燃气转折180度后进入涡轮。

为了实现航空发动机的高性能，燃烧室内零件的工作温度也越来越高。陶瓷基复合材料具有较金属材料更高的耐温能力，更小的密度，是国际公认的极具应用前景的航空发动机耐温材料之一。因此，将陶瓷基复合材料应用于航空发动机燃烧室的高温零件是提高航空发动机性能的有效手段。

回流燃烧室的大弯管若选用陶瓷基复合材料，则必然与金属材料火焰筒外环存在连接结构，目前采用的结构如图1所示，包括燃烧室机匣、扩压器机匣、大弯管、火焰筒和涡轮导叶，其中火焰筒表面有通孔，外部空气可以从通孔进入火焰筒，由于陶瓷基复合材料的热膨胀系数仅为金属零件的1/4左右，当前结构将导致连接部位在高温下产生较大间隙，形成非预期的气流通道，导致外部空气会进入火焰筒内，影响火焰筒内的高温燃气，这种非预期的气流通道将使燃烧室总压损失(即图1中压差值P1-P2)下降，进而减少涡轮导叶冷却气量。涡轮导叶在这种情况下长期运行极易产生导叶烧蚀、裂纹等故障，缩短航空发动机的使用寿命。

因此，现有技术无法实现陶瓷基复合材料大弯管与金属材料火焰筒外环在高温(即发动机运行)条件下的有效密封，进而产生非预期的气流通道，导致涡轮导叶冷却气流下降，缩短航空发动机的使用寿命。

发明内容

针对上述问题，提供一种新型的陶瓷基复合材料大弯管结构，在热态下能够实现良好的密封性能，提高航空发动机使用寿命。

为了实现上述目的，本发明采用以下技术方案：

一种大弯管密封结构，包括大弯管和火焰筒，所述大弯管内侧设置有与火焰筒固定连接的小弯管，所述大弯管和火焰筒之间设置有密封组件；

所述密封组件包括销钉、填充层、若干密封环和若干金属涨圈；

若干所述金属涨圈设置在相邻密封环之间且侧面与密封环接触；

所述密封环设置在大弯管周侧且通过销钉与大弯管连接；

所述密封环与大弯管之间设置有配合间隙，所述填充层充满配合间隙。

优选的，所述大弯管为回转体结构，包括外管壁，所述外管壁为弧形结构且位于小弯管外侧，所述外管壁的上端设置有水平管壁，所述水平管壁与火焰筒内壁之间构成环形间隙，所述密封组件设置在环形间隙内。

优选的，所述金属涨圈、填充层和密封环均为环形结构，所述销钉呈柱状结构，所述密封环与水平管壁同轴设置，且密封环与水平管壁之间通过销钉连接，所述金属涨圈的外圈与火焰筒内壁相接触。

优选的，所述金属涨圈的外圈为弹性材料且沿周向均匀设置有若干断口。

优选的，所述大弯管、销钉和密封环均采用陶瓷基复合材料，所述填充层为陶瓷材料。

优选的，所述大弯管、销钉、填充层和密封环的热膨胀系数相同。

优选的，所述大弯管的末端连接有涡轮导叶。

优选的，所述大弯管外侧还设置有扩压器机匣，所述扩压器机匣与外管壁的末端固定连接。

优选的，所述火焰筒的外侧还设置有燃烧室机匣，所述燃烧室机匣与涡轮导叶的一端固定连接。

优选的，所述密封环内侧开设有若干均布的预制孔，所述销钉安装在预制孔中。

本发明的有益效果：

相较于其他陶瓷基复合材料大弯管结构，本发明提供了一种带密封功能的陶瓷基复合材料大弯管结构，该结构利用陶瓷基复合材料大弯管、陶瓷基复合材料密封环、陶瓷基复合材料销钉和陶瓷材料填充层形成了密封环槽，在搭配金属涨圈后可避免陶瓷基复合材料与金属材料因热态膨胀量不一致而产生的非预期气流通道，因而可保证燃烧室总压损失符合设计预期，进而保证涡轮导叶获得足够的冷却气量，本发明设计了合理可行的陶瓷基复合材料大弯管的密封结构，解决了该处的密封问题，保证总压损失满足设计预期，避免涡轮导叶长期运行后产生导叶烧蚀、裂纹等故障，最终提高航空发动机的使用寿命。

本发明的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在说明书、权利要求书以及附图中所指出的结构来实现和获得。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出了常规陶瓷基复合材料大弯管结构示意图；

图2示出了本发明的一种带陶瓷基复合材料大弯管的燃烧室结构截面示意图；

图3示出了本发明的陶瓷基复合材料大弯管的密封组件截面图；

图4示出了陶瓷基复合材料金属涨圈的三维示意图。

图中：1、燃烧室机匣；2、扩压器机匣；3、大弯管；301、外管壁；302、水平管壁；303、销钉；304、填充层；305、密封环；4、火焰筒；5、金属涨圈；501、断口；6、涡轮导叶；7、小弯管。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地说明，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

一种大弯管密封结构，如图2所示，包括大弯管3和火焰筒4，大弯管3内侧设置有与火焰筒4固定连接的小弯管7，大弯管3和火焰筒4之间设置有密封组件，密封组件包括销钉303、填充层304、若干密封环305和若干金属涨圈5，若干金属涨圈5设置在相邻密封环305之间且侧面与密封环305接触，密封环305设置在大弯管3周侧且通过销钉303与大弯管3连接，密封环305与大弯管3之间设置有配合间隙，填充层304充满配合间隙。

上述结构中，金属涨圈5非工作状态(冷态)下为被压缩状态，在工作状态(热态)下，大弯管3、密封环305、销钉303和填充层304的膨胀系数一致，因此膨胀量一致，能够保证良好的结构完整性。火焰筒4与陶瓷基复合材料大弯管3的环形间隙相对增大时，金属涨圈5外圈在弹性作用下能够始终贴合火焰筒4内壁，前端则在压差作用(压力P1与P2的差值)下贴合一侧的密封环305。两件以上的金属涨圈5的断口501在周向错位布置。

需要说明的是，该密封结构在使用时可以使用两个密封环305，然后将将金属涨圈5安装在密封环305之间，使其与密封环305内侧面相接触。

需要说明的是，大弯管3和小弯管7均为管壁结构，另外，火焰筒4位于大弯管3内侧，并与小弯管7固定连接。

进一步地，大弯管3为回转体结构，包括外管壁301，所述外管壁301为弧形结构且位于小弯管7外侧，外管壁301的上端设置有水平管壁302，水平管壁302与火焰筒4内壁之间构成环形间隙，密封组件设置在环形间隙内。

需要说明的是，上述结构中，大弯管3与火焰筒4构成的环形间隙会随温度发生变化，因此需要设置密封组件。

进一步地，如图3所示，金属涨圈5、填充层304和密封环305均为环形结构，销钉303呈柱状结构，密封环305与水平管壁302同轴设置，且密封环305与水平管壁302之间通过销钉303连接，金属涨圈5的外圈与火焰筒4内壁接触。

需要说明的是，该密封结构实现了大弯管3与火焰筒4(外环部位)在高温(即发动机运行)条件下的有效密封，进而避免出现非设计预期的气流通道，保证涡轮导叶6获得足够的冷却气流量，避免涡轮导叶6长期运行后产生导叶烧蚀、裂纹等故障，本发明最终能够达到提高航空发动机的使用寿命的作用。

需要说明的是，金属涨圈5为环形结构，一端断开，金属涨圈5数量不少于2个，并排置于两个密封环305之间。在工作状态下处于被压缩状态，且其外径能够在弹性作用下随火焰筒4的膨胀量变化(温度变化导致)紧密贴合，避免漏气，同时不同金属涨圈5的断口501应该在周向错位布置，避免形成明显的气流通道。

进一步地，如图4所示，金属涨圈5的外圈为弹性材料且沿周向均匀设置有若干断口501。

上述结构中，断口501是将环形金属涨圈5外圈某处切断，使其在结构形式上具有径向的变形能力(弹性)进而形成密封面的良好密封。其次，该断口501也是将金属涨圈5装配至相邻密封环305之间的必要条件。

进一步地，大弯管3、销钉303和密封环305均采用陶瓷基复合材料，填充层304为陶瓷材料，大弯管3、销钉303、填充层304和密封环305的热膨胀系数相同。

上述结构中，在工作状态下，大弯管3、销钉303、填充层304和密封环305都会在高温下膨胀，有利于提高密封效果，它们是连接在一起的，若它们的膨胀系数不同，容易导致高温下它们膨胀量不一致，进而开裂(产生裂纹)影响密封。

进一步地，大弯管3的末端连接有涡轮导叶6，大弯管3外侧还设置有扩压器机匣2，扩压器机匣2与外管壁301的末端固定连接，火焰筒4的外侧还设置有燃烧室机匣1，燃烧室机匣1与涡轮导叶6的一端固定连接。

需要说明的是，航空发动机工作时，空气从燃烧室机匣1与扩压器机匣2之间的通道进入燃烧室，并从火焰筒4上的进气孔中进入火焰筒4的腔室内与燃油混合并燃烧形成高温燃气。大弯管3的导向转折180度后，流向涡轮导叶6，供给涡轮做功。在此过程中，火焰筒4、大弯管3均会承受高温作用，进而产生热膨胀，火焰筒4与大弯管3位于相同区域，温度相近。

进一步地，密封环305内侧开设有若干均布的预制孔，销钉303安装在预制孔中。

需要说明的是，销钉303用于固定密封环305，使其与大弯管3的水平管壁302固定连接。销钉303的作用是将密封环305与大弯管3的轴向位置固定，并传递在工作状态下金属涨圈5所受的压力载荷。

需要说明的是，大弯管3、密封环305和销钉303限位后，采用气相化学沉积法在环形间隙(保证装配性专门设置的狭小间隙)之间沉积陶瓷材料填充层304。该填充层304的功能是避免环形间隙导致工作状态的漏气，同时也利用其固定了销钉303。

尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (8)

1.一种大弯管密封结构，包括大弯管(3)和火焰筒(4)，所述大弯管(3)内侧设置有与火焰筒(4)固定连接的小弯管(7)，其特征在于，所述大弯管(3)和火焰筒(4)之间设置有密封组件；

所述密封组件包括销钉(303)、填充层(304)、若干密封环(305)和若干金属涨圈(5)；

若干所述金属涨圈(5)设置在相邻密封环(305)之间且侧面与密封环(305)接触；

所述密封环(305)设置在大弯管(3)周侧且通过销钉(303)与大弯管(3)连接；

所述密封环(305)与大弯管(3)之间设置有配合间隙，所述填充层(304)充满配合间隙；

所述大弯管(3)为回转体结构，包括外管壁(301)，所述外管壁(301)为弧形结构且位于小弯管(7)外侧，所述外管壁(301)的上端设置有水平管壁(302)，所述水平管壁(302)与火焰筒(4)内壁之间构成环形间隙，所述密封组件设置在环形间隙内；

所述金属涨圈(5)、填充层(304)和密封环(305)均为环形结构，所述销钉(303)呈柱状结构，所述密封环(305)与水平管壁(302)同轴设置，且密封环(305)与水平管壁(302)之间通过销钉(303)连接，所述金属涨圈(5)的外圈与火焰筒(4)内壁相接触。

2.根据权利要求1所述的一种大弯管密封结构，其特征在于，所述金属涨圈(5)的外圈为弹性材料且沿周向均匀设置有若干断口(501)。

3.根据权利要求1所述的一种大弯管密封结构，其特征在于，所述大弯管(3)、销钉(303)和密封环(305)均采用陶瓷基复合材料，所述填充层(304)为陶瓷材料。

4.根据权利要求1所述的一种大弯管密封结构，其特征在于，所述大弯管(3)、销钉(303)、填充层(304)和密封环(305)的热膨胀系数相同。

5.根据权利要求1－4任一项所述的一种大弯管密封结构，其特征在于，所述大弯管(3)的末端连接有涡轮导叶(6)。

6.根据权利要求1所述的一种大弯管密封结构，其特征在于，所述大弯管(3)外侧还设置有扩压器机匣(2)，所述扩压器机匣(2)与外管壁(301)的末端固定连接。

7.根据权利要求6所述的一种大弯管密封结构，其特征在于，所述火焰筒(4)的外侧还设置有燃烧室机匣(1)，所述燃烧室机匣(1)与涡轮导叶(6)的一端固定连接。

8.根据权利要求1所述的一种大弯管密封结构，其特征在于，所述密封环(305)内侧开设有若干均布的预制孔，所述销钉(303)安装在预制孔中。

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