CN215863521U - 陶瓷基复合材料火焰筒连接装置、航空发动机和飞行器 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种陶瓷基复合材料火焰筒连接装置、航空发动机和飞行器，所述陶瓷基复合材料火焰筒连接装置包括至少一个筒环、至少一个帽罩和若干个金属弹片，若干个所述金属弹片分别连接于所述帽罩的两侧，且所述帽罩与若干个所述金属弹片之间形成有容纳腔，所述筒环的端部具有沿其径向方向向外延伸的凸起部，所述凸起部嵌设于所述容纳腔内，且所述金属弹片贴合抵靠于所述凸起部的外表面，以限制所述凸起部脱离于所述容纳腔。通过容纳腔能够为筒环的形变提供空间，且通过金属弹片与凸起部的配合，也能够达到一定程度释放筒环的热态膨胀变形效果，从而降低陶瓷基复合材料火焰筒连接装置的应力，降低失效风险，提高使用寿命。

Description

陶瓷基复合材料火焰筒连接装置、航空发动机和飞行器

技术领域

本实用新型涉及一种陶瓷基复合材料火焰筒连接装置、航空发动机和飞行器。

背景技术

随着先进航空发动机性能设计指标要求越来越高，燃烧室进出口温度不断提高，传统的高温合金材料往往暴露出其耐温能力不足的问题，需采用复杂的气膜冷却系统以降低其服役温度。大量冷却气体的引入又会使得燃烧不充分，造成有害气体的排放，污染环境，降低发动机的热效率。

对于宽体民用航空发动机，其涵道比、压比、推力等性能指标要求更高，对传统高温合金制造的燃烧室火焰筒寿命带来极大挑战，所以必须考虑发展耐温能力更高的陶瓷基复合材料，即CMC材料，是在脆性的陶瓷基体中引入增韧补强材料而形成的一类复合材料。CMC材料受限于制造工艺，CMC材料现主要用于燃烧室火焰筒内外环、涡轮叶片等，不能大范围使用。同时，因CMC材料的线膨胀系数较低，其与其他金属零件的连接结构设计需要关注，避免热态下膨胀量不同导致内应力较大从而产生结构失效。

目前，航空发动机燃烧室结构为环形结构，具体如图1所示，主要包括燃烧室外机匣3’、燃烧室扩压器4’、内机匣5’、燃油喷嘴1’、火焰筒2’。发动机工作时，高温压缩空气从压气机流入燃烧室内扩压器4’，进而进入火焰筒2’内，在火焰筒2’内进行燃烧。燃烧时会造成火焰筒2’壁处于较高温度的工作环境中。目前主流发动机的火焰筒2’壁为高温合金材料，并进行冷却设计。随着对发动机推力的要求越来越高，火焰筒2’壁需要承受的温度逐渐升高，金属已经不能满足相应的使用环境需求，新型的陶瓷基复合材料CMC成为火焰筒2’的未来发展趋势，并已经在GE9X型号发动机上完成工程应用。陶瓷基复合材料CMC有着耐高温的优点，但是线膨胀系数较低，约为金属材料的40％以内。在火焰筒设计中需要将复合材料CMC的火焰筒壁安装在金属零件上，在工作状态下，陶瓷基复合材料CMC与金属件6’因膨胀量不同导致两者连接处产生高应力，造成连接处结构失效，可能引起燃烧室CMC火焰筒内火焰蹿出，引发发动机故障。

实用新型内容

本实用新型要解决的技术问题是为了克服现有复合材料CMC的火焰筒壁安装在金属零件上，因膨胀量不同导致两者连接处产生高应力，造成连接处结构失效等缺陷，提供一种陶瓷基复合材料火焰筒连接装置、航空发动机和飞行器。

本实用新型是通过下述技术方案来解决上述技术问题：

一种陶瓷基复合材料火焰筒连接装置，其特点在于，其包括至少一个筒环、至少一个帽罩和若干个金属弹片，若干个所述金属弹片分别连接于所述帽罩的两侧，且所述帽罩与若干个所述金属弹片之间形成有容纳腔，所述筒环的端部具有沿其径向方向向外延伸的凸起部，所述凸起部嵌设于所述容纳腔内，且所述金属弹片贴合抵靠于所述凸起部的外表面，以限制所述凸起部脱离于所述容纳腔。

在本方案中，采用上述结构形式，筒环通过凸起部嵌设于容纳腔内以实现连接，通过容纳腔能够为筒环的形变提供空间，且通过金属弹片与凸起部的配合，金属弹片在热态下易变形，也能够达到一定程度释放筒环的热态膨胀变形效果，从而降低应力，降低失效风险，提高使用寿命。

较佳地，所述金属弹片的两端分别具有连接部和贴合部，所述连接部通过紧固件连接于所述帽罩，所述贴合部露出于所述帽罩的端面，且所述贴合部沿靠近所述筒环向内凸起并贴合抵靠于所述凸起部的外表面。

在本方案中，采用上述结构形式，通过连接部便于金属弹片与帽罩相连接，通过贴合部贴合抵靠凸起部，将用于限制凸起部脱离于容纳腔。

较佳地，所述凸起部中背向所述帽罩的侧面为装配曲面，所述贴合部的内壁面与所述装配曲面相匹配。

在本方案中，采用上述结构形式，带曲面设计的贴合部与装配曲面进行配合，金属弹片在热态下易变形，以达到一定程度释放筒环热态膨胀变形的效果。同时，有效限制了凸起部11脱离于容纳腔，且结构简单，加工制作方便。

较佳地，所述陶瓷基复合材料火焰筒连接装置还包括弹性封严环，所述弹性封严环位于所述容纳腔内，且所述弹性封严环的两侧分别抵靠于所述帽罩和所述筒环，以实现所述凸起部与所述金属弹片之间紧密贴合抵靠。

在本方案中，采用上述结构形式，通过弹性封严环能够实现在装配后给到筒环一定的轴向预紧力，使得约束筒环的轴向位移，同时达到密封的效果。同时，通过金属弹片与弹性封严环的易变形的特点，使得CMC材料的筒环可以变形，受到较小的限制，可以降低应力，降低失效风险，提高寿命。

较佳地，所述弹性封严环的截面形成呈波浪形。

在本方案中，采用上述结构形式，弹性效果佳且稳定性高。

较佳地，所述凸起部中朝向所述帽罩的侧面为平面并抵靠于所述弹性封严环。

在本方案中，采用上述结构形式，通过平面与弹性封严环接触抵靠，使得接触抵靠面积大，稳定性高。

较佳地，所述陶瓷基复合材料火焰筒连接装置还包括头部转接段，所述帽罩连接于所述头部转接段，且所述连接部压设于所述帽罩与所述头部转接段之间，所述贴合部与所述头部转接段之间具有形变间隙。

在本方案中，采用上述结构形式，通过形变间隙能够有利于贴合部的变形，降低对CMC材料的筒环的变形约束，从而降低应力，降低失效风险，提高了陶瓷基复合材料火焰筒连接装置的使用寿命。

较佳地，所述头部转接段的端部具有环形凸台，所述环形凸台密封抵靠于所述帽罩的侧面。

在本方案中，采用上述结构形式，通过环形凸台与帽罩将相互密封抵靠，从而达到密封效果。

较佳地，所述贴合部上开设有至少一个槽口。

在本方案中，采用上述结构形式，通过在贴合部上开设槽口，相比于无开槽的整圈弹片设计相比，金属弹片的贴合部更易变形，实现与凸起部的贴合更好，且热态下与筒环的变形协调度更高。

较佳地，多个所述金属弹片沿所述帽罩的周向上连续不间断地设置于所述帽罩。

在本方案中，采用上述结构形式，使得设计为多个扇形段的金属弹片环绕成一圈，方便装配；同时，在局部损坏后可以只更换失效的金属弹片，方便维修，降低维修成本。

较佳地，所述凸起部的两端分别沿所述筒环的两侧向外延伸，至少两个所述金属弹片分别对应连接于所述帽罩的两侧并贴合抵靠于所述凸起部的两端。

一种航空发动机，其特点在于，其包括如上所述的陶瓷基复合材料火焰筒连接装置。

在本方案中，采用上述结构形式，通过容纳腔的变形空间以及金属弹片自身易变形的特点，从而达到一定程度释放筒环的热态膨胀变形效果，从而降低应力，降低失效风险，提高了航空发动机的使用寿命。

一种飞行器，其特点在于，其包括如上所述的航空发动机。

在本方案中，采用上述结构形式，通过容纳腔的变形空间以及金属弹片自身易变形的特点，从而达到一定程度释放筒环的热态膨胀变形效果，从而降低应力，降低失效风险，提高了飞行器的使用寿命。

在符合本领域常识的基础上，上述各优选条件，可任意组合，即得本实用新型各较佳实例。

本实用新型的积极进步效果在于：

本实用新型的陶瓷基复合材料火焰筒连接装置、航空发动机和飞行器，筒环通过凸起部嵌设于容纳腔内以实现连接，通过容纳腔能够为筒环的形变提供空间，且通过金属弹片与凸起部的配合，金属弹片在热态下易变形，也能够达到一定程度释放筒环的热态膨胀变形效果，从而降低陶瓷基复合材料火焰筒连接装置的应力，降低失效风险，提高使用寿命。

附图说明

图1为现有技术的航空发动机燃烧室结构的部分内部结构示意图。

图2为本实用新型实施例的陶瓷基复合材料火焰筒连接装置的部分内部结构示意图。

图3为本实用新型实施例的陶瓷基复合材料火焰筒连接装置的局部放大示意图。

图4为本实用新型实施例的陶瓷基复合材料火焰筒连接装置的金属弹片的结构示意图。

背景技术的附图标记说明：

燃油喷嘴1’

火焰筒2’

燃烧室外机匣3’

燃烧室扩压器4’

内机匣5’

金属件6’

具体实施方式的附图标记说明：

筒环1

凸起部11

装配曲面111

平面112

帽罩2

金属弹片3

容纳腔31

连接部32

连接孔321

贴合部33

槽口331

紧固件34

弹性封严环4

头部转接段5

环形凸台51

具体实施方式

下面通过实施例的方式并结合附图来更清楚完整地说明本实用新型，但并不因此将本实用新型限制在的实施例范围之中。

如图2、图3和图4所示，本实用新型实施例的陶瓷基复合材料火焰筒连接装置包括至少一个筒环1、至少一个帽罩2和若干个金属弹片3，若干个金属弹片3分别连接于帽罩2的两侧，且帽罩2与若干个金属弹片3之间形成有容纳腔31，筒环1的端部具有沿其径向方向向外延伸的凸起部11，凸起部11嵌设于容纳腔31内，且金属弹片3贴合抵靠于凸起部11的外表面，以限制凸起部11脱离于容纳腔31。

筒环1的材料为陶瓷基复合材料。通过在帽罩2的两侧安装连接金属弹片3并形成容纳腔31，筒环1通过凸起部11嵌设于容纳腔31内以实现连接。通过容纳腔31能够为筒环1的形变提供空间，从而有效降低了筒环1与帽罩2之间连接处产生高应力。同时，通过金属弹片3与凸起部11的配合，从而限制了凸起部11脱离于容纳腔31，保证了结构连接强度，稳定性高。且金属弹片3在热态下易变形，也能够达到一定程度释放筒环1的热态膨胀变形效果，从而降低陶瓷基复合材料火焰筒连接装置的应力，降低失效风险，提高了陶瓷基复合材料火焰筒连接装置的使用寿命。

在本实施例中，筒环1和帽罩2的数量均为两个，两个帽罩2分别为外帽罩和内帽罩，两个筒环1分别为火焰筒外环和火焰筒内环，外帽罩通过多个金属弹片3与火焰筒外环相连接，内帽罩通过多个金属弹片3与火焰筒内环相连接。

在本实施例中，凸起部11的两端分别沿筒环1的两侧向外延伸，至少两个金属弹片3分别对应连接于帽罩2的两侧并贴合抵靠于凸起部11的两端。也就是凸起部11的上下两端分别沿筒环1的径向方向向外延伸凸起，通过两个金属弹片3贴合抵靠于凸起部11的上下两端，使得筒环1的端部被限制在容纳腔31内，实现筒环1与帽罩2之间通过金属弹片3连接更加稳定。

多个金属弹片3沿帽罩2的周向上连续不间断地设置于帽罩2。金属弹片3可以在周向分为多段设计，使得设计为多个扇形段的金属弹片3环绕成一圈，方便装配；同时，在局部损坏后可以只更换失效的金属弹片3，方便维修，降低维修成本。

金属弹片3的两端分别具有连接部32和贴合部33，连接部32通过紧固件34连接于帽罩2，贴合部33露出于帽罩2的端面，且贴合部33沿靠近筒环1向内凸起并贴合抵靠于凸起部11的外表面。通过连接部32便于金属弹片3与帽罩2相连接，通过贴合部33贴合抵靠凸起部11，将用于限制凸起部11脱离于容纳腔31。在本实施例中，连接部32上具有多个连接孔321，紧固件34穿过连接孔321并连接于帽罩2。紧固件34可以为螺栓。

贴合部33上开设有至少一个槽口331。通过在贴合部33上开设槽口331，相比于无开槽的整圈弹片设计相比，金属弹片3的贴合部33更易变形，实现与凸起部11的贴合更好，且热态下与筒环1的变形协调度更高。在本实施例中，槽口331的数量为多个并间隔设置。

凸起部11中背向帽罩2的侧面为装配曲面111，贴合部33的内壁面与装配曲面111相匹配。带曲面设计的贴合部33与装配曲面111进行配合，金属弹片3在热态下易变形，以达到一定程度释放筒环1热态膨胀变形的效果。同时，有效限制了凸起部11脱离于容纳腔31，且结构简单，加工制作方便。

在本实施例中，筒环1上的凸起部11的厚度大于其他位置的厚度，厚度向内外方向生长，并以装配曲面111向下游过渡，贴合部33也设计成与装配曲面111相匹配的曲面，从而可以约束筒环1径向的自由度。

金属弹片3中连接部32的厚度大于贴合部33的厚度，连接部32的厚度较大实现金属弹片3与帽罩2之间连接更加稳定，贴合部33的厚度应设计较小，以获得在筒环1在径向上有较好的弹性变形，热态下可以随筒环1膨胀变形，以达到支撑的作用。

陶瓷基复合材料火焰筒连接装置还包括弹性封严环4，弹性封严环4位于容纳腔31内，且弹性封严环4的两侧分别抵靠于帽罩2和筒环1，以实现凸起部11与金属弹片3之间紧密贴合抵靠。通过弹性封严环4能够实现在装配后给到筒环1一定的轴向预紧力，使得凸起部11的装配曲面111与贴合部33的曲面配合共同约束筒环1的轴向位移，同时达到密封的效果。同时，通过金属弹片3与弹性封严环4的易变形的特点，使得CMC材料的筒环1可以变形，受到较小的限制，可以降低应力，降低失效风险，提高寿命。其中，弹性封严环4的截面形成呈波浪形，弹性效果佳且稳定性高。

凸起部11中朝向帽罩2的侧面为平面112并抵靠于弹性封严环4。通过平面112与弹性封严环4接触抵靠，使得接触抵靠面积大，稳定性高。在本实施例中，帽罩2朝向凸起部11的侧面开设有凹槽，弹性封严环4插入至凹槽内。以防止弹性封严环4的错误装配或者装配位置偏差较大。当然，在其他实施例中，也可以在凸起部11的侧面上开设用于弹性封严环4插入的凹槽。或者，帽罩2朝向凸起部11的侧面呈平面。

陶瓷基复合材料火焰筒连接装置还包括头部转接段5，帽罩2连接于头部转接段5，且连接部32压设于帽罩2与头部转接段5之间，贴合部33与头部转接段5之间具有形变间隙。通过形变间隙能够有利于贴合部33的变形，降低对CMC材料的筒环的变形约束，从而降低应力，降低失效风险，提高了陶瓷基复合材料火焰筒连接装置的使用寿命。在本实施例中，金属弹片3自连接部32朝向贴合部33的厚度逐渐变小。

头部转接段5的端部具有环形凸台51，环形凸台51密封抵靠于帽罩2的侧面。环形凸台51与帽罩2的侧面抵靠，通过紧固件34将连接部32、帽罩2和头部转接段5连接在一起，紧固件34在拧紧后环形凸台51与帽罩2将相互挤压，从而达到密封效果。

本实用新型实施例还公开了一种航空发动机，该航空发动机包括如上所述的陶瓷基复合材料火焰筒连接装置。通过容纳腔31的变形空间以及金属弹片3自身易变形的特点，从而达到一定程度释放筒环1的热态膨胀变形效果，从而降低应力，降低失效风险，提高了航空发动机的使用寿命。

本实用新型实施例还公开了一种飞行器，该飞行器包括如上所述的航空发动机。

虽然以上描述了本实用新型的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这仅是举例说明，本实用新型的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本实用新型的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本实用新型的保护范围。

Claims (13)

1.一种陶瓷基复合材料火焰筒连接装置，其特征在于，其包括至少一个筒环、至少一个帽罩和若干个金属弹片，若干个所述金属弹片分别连接于所述帽罩的两侧，且所述帽罩与若干个所述金属弹片之间形成有容纳腔，所述筒环的端部具有沿其径向方向向外延伸的凸起部，所述凸起部嵌设于所述容纳腔内，且所述金属弹片贴合抵靠于所述凸起部的外表面，以限制所述凸起部脱离于所述容纳腔。

2.如权利要求1所述的陶瓷基复合材料火焰筒连接装置，其特征在于，所述金属弹片的两端分别具有连接部和贴合部，所述连接部通过紧固件连接于所述帽罩，所述贴合部露出于所述帽罩的端面，且所述贴合部沿靠近所述筒环向内凸起并贴合抵靠于所述凸起部的外表面。

3.如权利要求2所述的陶瓷基复合材料火焰筒连接装置，其特征在于，所述凸起部中背向所述帽罩的侧面为装配曲面，所述贴合部的内壁面与所述装配曲面相匹配。

4.如权利要求2所述的陶瓷基复合材料火焰筒连接装置，其特征在于，所述陶瓷基复合材料火焰筒连接装置还包括弹性封严环，所述弹性封严环位于所述容纳腔内，且所述弹性封严环的两侧分别抵靠于所述帽罩和所述筒环，以实现所述凸起部与所述金属弹片之间紧密贴合抵靠。

5.如权利要求4所述的陶瓷基复合材料火焰筒连接装置，其特征在于，所述弹性封严环的截面形成呈波浪形。

6.如权利要求4所述的陶瓷基复合材料火焰筒连接装置，其特征在于，所述凸起部中朝向所述帽罩的侧面为平面并抵靠于所述弹性封严环。

7.如权利要求2所述的陶瓷基复合材料火焰筒连接装置，其特征在于，所述陶瓷基复合材料火焰筒连接装置还包括头部转接段，所述帽罩连接于所述头部转接段，且所述连接部压设于所述帽罩与所述头部转接段之间，所述贴合部与所述头部转接段之间具有形变间隙。

8.如权利要求7所述的陶瓷基复合材料火焰筒连接装置，其特征在于，所述头部转接段的端部具有环形凸台，所述环形凸台密封抵靠于所述帽罩的侧面。

9.如权利要求2所述的陶瓷基复合材料火焰筒连接装置，其特征在于，所述贴合部上开设有至少一个槽口。

10.如权利要求1所述的陶瓷基复合材料火焰筒连接装置，其特征在于，多个所述金属弹片沿所述帽罩的周向上连续不间断地设置于所述帽罩。

11.如权利要求1所述的陶瓷基复合材料火焰筒连接装置，其特征在于，所述凸起部的两端分别沿所述筒环的两侧向外延伸，至少两个所述金属弹片分别对应连接于所述帽罩的两侧并贴合抵靠于所述凸起部的两端。

12.一种航空发动机，其特征在于，其包括如权利要求1-11中任意一项所述的陶瓷基复合材料火焰筒连接装置。

13.一种飞行器，其特征在于，其包括如权利要求12所述的航空发动机。

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