CN215951500U - 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，陶瓷基复合材料火焰筒连接装置包括至少一个筒环和至少一个帽罩，筒环的材料为陶瓷基复合材料，帽罩的端面具有向内凹陷的安装腔，筒环包括若干个扇形部件，若干个扇形部件沿筒环的周向依次设置，且任意相邻两个扇形部件之间相互搭接，若干个扇形部件的端部均嵌设于安装腔内并能够在安装腔内受热自由膨胀变形。航空发动机包括如上的陶瓷基复合材料火焰筒连接装置。飞行器包括如上的航空发动机。通过安装腔能够为筒环的形变提供空间；采用搭接方式实现在径向与周向的变形受到较小的限制，降低应力，降低失效风险，提高寿命，且在热态下防止火焰溢出。

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CMC。受限于制造工艺，CMC材料目前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。因CMC材料的线膨胀系数较低，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，航空发动机燃烧室为环形结构，具体结构如图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，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陶瓷基复合材料CMC与金属件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，引发发动机故障的缺陷，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和至少一个帽罩，所述筒环的材料为陶瓷基复合材料，所述帽罩的端面具有向内凹陷的安装腔，所述筒环包括若干个扇形部件，若干个所述扇形部件沿所述筒环的周向依次设置，且任意相邻两个所述扇形部件之间相互搭接，若干个所述扇形部件的端部均嵌设于所述安装腔内并能够在所述安装腔内受热自由膨胀变形。

在本方案中，采用上述结构形式，筒环通过若干个扇形部件相互搭接并嵌设于安装腔内，通过安装腔能够为筒环的形变提供空间，使得筒环在各个方向具有位移空间，在热态下有效降低了筒环所受应力，降低失效风险，提高寿命。同时，筒环采用若干个扇形部件的搭接方式，提供发动机燃烧环境，实现筒环在径向与周向的变形受到较小的限制，进一步降低应力，降低失效风险，大大提高了使用寿命；且在热态下保证相邻扇形部件之间不形成缝隙，防止火焰溢出。

较佳地，所述扇形部件沿所述筒环周向的两端分别具有第一减薄段和第二减薄段，在任意相邻两个所述扇形部件中，所述第一减薄段与所述第二减薄段之间相互搭接。

在本方案中，采用上述结构形式，相邻两个扇形部件通过第一减薄段和第二减薄段之间相互搭接并相互配合，实现搭接型式装配。同时，实现相邻的两个扇形部件之间不形成缝隙，防止火焰溢出。

较佳地，所述扇形部件的端部具有若干个连接孔，所述连接孔通过紧固件连接于所述帽罩，所述连接孔的内径大于所述紧固件的外径。

在本方案中，采用上述结构形式，通过连接孔使得紧固件与扇形部件之间存在有间隙，可以允许筒环在热态下有一定的自由变形量，在热态下有效降低了筒环所受应力，降低失效风险，提高寿命。

较佳地，所述安装腔内的相对两侧分别具有上内壁面和下内壁面，所述扇形部件的端部位于所述上内壁面和下内壁面之间，且所述扇形部件的端部与所述上内壁面之间和/或所述扇形部件的端部与所述下内壁面之间具有间隙。

在本方案中，采用上述结构形式，通过间隙使得筒环在热态下可以沿其径向具有一定的自由变形量，可以允许筒环的膨胀变形，在热态下有效降低了筒环所受应力，降低失效风险，提高寿命。

较佳地，所述扇形部件的端部具有沿靠近所述上内壁面的方向向外延伸的上凸起部，所述上凸起部抵靠于所述上内壁面；

和/或，所述扇形部件的端部具有沿靠近所述下内壁面的方向向外延伸的下凸起部，所述下凸起部抵靠于所述下内壁面。

在本方案中，采用上述结构形式，筒环与帽罩之间形成紧密的装配配合，筒环与帽罩之间有一定的挤压力，实现装配精密，连接更加稳定。

较佳地，所述扇形部件的端部与所述上内壁面之间和/或所述扇形部件的端部与所述下内壁面之间具有密封圈。

在本方案中，采用上述结构形式，帽罩通过密封圈与筒环装配，保证在装配状态与筒环处于挤压状态，且密封圈在一定的压缩量下形成密封效果。

较佳地，所述陶瓷基复合材料火焰筒连接装置还包括金属支撑圈，所述筒环的外周面上开设有一圈的凹槽，所述金属支撑圈套设于所述凹槽内。

在本方案中，采用上述结构形式，装配后金属支撑圈对筒环有一定的箍紧作用，通过金属支撑圈与筒环之间的压紧力可以减小相邻的扇形部件变形的差异。

较佳地，所述金属支撑圈上开设有开口。

在本方案中，采用上述结构形式，在装配时金属支撑圈通过开口可以撑开一定变形量，可以方便金属支撑圈在套入筒环之后再收紧，使用非常方便。

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，筒环通过若干个扇形部件相互搭接并嵌设于安装腔内，通过安装腔能够为筒环的形变提供空间，使得筒环在各个方向具有位移空间，在热态下有效降低了筒环所受应力，降低失效风险，提高寿命。同时，筒环采用若干个扇形部件的搭接方式，提供发动机燃烧环境，实现筒环在径向与周向的变形受到较小的限制，进一步降低应力，降低失效风险，大大提高了使用寿命；且在热态下保证相邻扇形部件之间不形成缝隙，防止火焰溢出。

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，通过安装腔能够为筒环的形变提供空间，使得筒环在各个方向具有位移空间，在热态下有效降低了筒环所受应力，降低失效风险，提高寿命。同时，实现筒环在径向与周向的变形受到较小的限制，进一步降低应力，降低失效风险，大大提高了使用寿命；且在热态下保证相邻扇形部件之间不形成缝隙，防止火焰溢出。

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，若干个扇形部件相互搭接并嵌设于安装腔内，通过安装腔能够为筒环的形变提供空间；同时，采用搭接方式实现在径向与周向的变形受到较小的限制，降低应力，降低失效风险，提高寿命，且在热态下保证相邻扇形部件之间不形成缝隙，防止火焰溢出。

附图说明

图1为现有技术的航空发动机燃烧室的内部示意图。

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部分内部结构示意图。

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在不具有上凸起部和下凸起部的内部结构示意图。

图5为本实用新型实施例的陶瓷基复合材料火焰筒连接装置在具有上凸起部和下凸起部的内部结构示意图。

图6为本实用新型实施例的扇形部件的结构示意图。

图7为本实用新型实施例的相邻两个扇形部件的部分内部结构示意图。

图8为本实用新型实施例的筒环和金属支撑圈的内部结构示意图。

图9为本实用新型实施例的金属支撑圈的结构示意图。

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

扇形部件 11

第一减薄段 111

第二减薄段 112

连接孔 113

上凸起部 114

下凸起部 115

凹槽 12

帽罩 2

安装腔 21

上内壁面 211

下内壁面 212

密封圈 3

紧固件 4

金属支撑圈 5

开口 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至图9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和至少一个帽罩2，筒环1的材料为陶瓷基复合材料，帽罩2的端面具有向内凹陷的安装腔21，筒环1包括若干个扇形部件11，若干个扇形部件11沿筒环1的周向依次设置，且任意相邻两个扇形部件11之间相互搭接，若干个扇形部件11的端部均嵌设于安装腔21内并能够在安装腔21内受热自由膨胀变形。

筒环1的材料为陶瓷基复合材料，帽罩2等其余件都采用高温合金材料。筒环1通过若干个扇形部件11相互搭接并嵌设于安装腔21内，通过安装腔21能够为筒环1的形变提供空间，使得筒环1在各个方向具有位移空间，在热态下有效降低了筒环1所受应力，降低失效风险，提高寿命。同时，筒环1采用若干个扇形部件11的搭接方式，提供发动机燃烧环境，实现筒环1在径向与周向的变形受到较小的限制，进一步降低应力，降低失效风险，大大提高了使用寿命；且在热态下保证相邻扇形部件11之间不形成缝隙，防止火焰溢出。

在本实施例中，如图3所示，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，外帽罩通过多个紧固件4与火焰筒外环相连接，内帽罩通过多个紧固件4与火焰筒内环相连接。

如图6和图7所示，扇形部件11沿筒环1周向的两端分别具有第一减薄段111和第二减薄段112，在任意相邻两个扇形部件11中，第一减薄段111与第二减薄段112之间相互搭接。

筒环1的结构在火焰筒一周布置若干个扇形部件11相互搭接，每一个扇形部件11的形状呈扇形结构，相邻两个扇形部件11通过第一减薄段111和第二减薄段112之间相互搭接并相互配合，实现搭接型式装配。即其中一个扇形部件11的第一减薄段111搭接在另一个扇形部件11的第二减薄段112上。在本实施例中，在发动机工作时，帽罩2等金属零件发生膨胀，其径向与周向变大，筒环1的材料的线膨胀系数低于一般金属材料，周向的膨胀量较小，扇形部件11装配固定在帽罩2上，故相邻的两个扇形部件11有相互分离的趋势，即相互搭接在一起的第一减薄段111和第二减薄段112相互分离，使得第一减薄段111与第二减薄段112的搭接面积减小，故相邻的两个扇形部件11的搭接面积需要保证在热态下仍有一定的搭接面积，实现相邻的两个扇形部件11之间不形成缝隙，防止火焰溢出。同时，在冷态下也易于装配，保证试制的可实现性。

扇形部件11的端部具有若干个连接孔113，连接孔113通过紧固件4连接于帽罩2，连接孔113的内径大于紧固件4的外径。通过连接孔113的内径大于紧固件4的外径，使得紧固件4与扇形部件11之间存在有间隙，可以允许筒环1在热态下有一定的自由变形量，在热态下有效降低了筒环1所受应力，降低失效风险，提高寿命。在本实施例中，扇形部件11在伸入至安装腔21内的部分结构上开设有若干个连接孔113，连接孔113设计有跑道形孔，使得孔边与螺栓间隙较大。当然，扇形部件11的端部也可以设置有定位孔，定位孔为圆形孔，装配精密螺栓，用于装配定位。

如图4所示，安装腔21内的相对两侧分别具有上内壁面211和下内壁面212，扇形部件11的端部位于上内壁面211和下内壁面212之间，且扇形部件11的端部与上内壁面211之间和/或扇形部件11的端部与下内壁面212之间具有间隙。扇形部件11通过紧固件4装配在安装腔21内，通过间隙使得筒环1在热态下可以沿其径向具有一定的自由变形量，可以允许筒环1的膨胀变形，在热态下有效降低了筒环1所受应力，降低失效风险，提高寿命。

如图5和图6所示，扇形部件11的端部具有沿靠近上内壁面211的方向向外延伸的上凸起部114，上凸起部114抵靠于上内壁面211；和/或，扇形部件11的端部具有沿靠近下内壁面212的方向向外延伸的下凸起部115，下凸起部115抵靠于下内壁面212。通过上凸起部114、下凸起部115能够分别抵靠于上内壁面211和下内壁面212，筒环1在试制中通过机械加工保证精度，筒环1并与帽罩2之间形成紧密的装配配合，在紧固件4的装配力矩的作用下，筒环1与帽罩2之间有一定的挤压力，实现装配精密，连接更加稳定。

在本实施例中，上凸起部114和下凸起部115均环绕于定位孔并分别位于定位孔的上下两端。定位孔设计凸台面形成上凸起部114和下凸起部115，筒环1通过紧固件4穿过定位孔装配到帽罩2上。在装配时，筒环1的前端面与安装腔21的开槽底面相互贴合，便于筒环1与帽罩2的装配固定。扇形部件11的定位孔位于中间，其他连接孔113为跑道形螺栓孔，与紧固件4有一定间隙，可以释放筒环1在平面内变形。

扇形部件11的端部与上内壁面211之间和/或扇形部件11的端部与下内壁面212之间具有密封圈3。帽罩2通过密封圈3与筒环1装配，保证在装配状态与筒环1处于挤压状态，且密封圈3在一定的压缩量下形成密封效果。

如图8所示，陶瓷基复合材料火焰筒连接装置还包括金属支撑圈5，筒环1的外周面上开设有一圈的凹槽12，金属支撑圈5套设于凹槽12内。在筒环1中远离帽罩2的一端设计金属支撑圈5，装配后金属支撑圈5对筒环1有一定的箍紧作用，辅助装配。在热态下火焰筒膨胀后，金属支撑圈5随筒环1变形，通过金属支撑圈5与筒环1之间的压紧力可以减小相邻的扇形部件11变形的差异。在本实施例中，在火焰筒外环的下游段开设有矩形的凹槽12，矩形槽沿周向360°分布在火焰筒外环的外周面上，金属支撑圈5的内圆直径应稍小于凹槽12的槽底的直径，从而达到装配后金属支撑圈5对火焰筒外环具有箍紧作用。

如图9所示，金属支撑圈5上开设有开口51。在装配时金属支撑圈5通过开口51可以撑开一定变形量，可以方便金属支撑圈5在套入筒环1的矩形槽之后再收紧，使用非常方便。

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。筒环1通过若干个扇形部件11相互搭接并嵌设于安装腔21内，通过安装腔21能够为筒环1的形变提供空间，使得筒环1在各个方向具有位移空间，在热态下有效降低了筒环1所受应力，降低失效风险，提高寿命。同时，筒环1采用若干个扇形部件11的搭接方式，提供发动机燃烧环境，实现筒环1在径向与周向的变形受到较小的限制，进一步降低应力，降低失效风险，大大提高了使用寿命；且在热态下保证相邻扇形部件11之间不形成缝隙，防止火焰溢出。

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 (10)

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和至少一个帽罩，所述筒环的材料为陶瓷基复合材料，所述帽罩的端面具有向内凹陷的安装腔，所述筒环包括若干个扇形部件，若干个所述扇形部件沿所述筒环的周向依次设置，且任意相邻两个所述扇形部件之间相互搭接，若干个所述扇形部件的端部均嵌设于所述安装腔内并能够在所述安装腔内受热自由膨胀变形。

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，所述扇形部件沿所述筒环周向的两端分别具有第一减薄段和第二减薄段，在任意相邻两个所述扇形部件中，所述第一减薄段与所述第二减薄段之间相互搭接。

3.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，所述扇形部件的端部具有若干个连接孔，所述连接孔通过紧固件连接于所述帽罩，所述连接孔的内径大于所述紧固件的外径。

4.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，所述安装腔内的相对两侧分别具有上内壁面和下内壁面，所述扇形部件的端部位于所述上内壁面和下内壁面之间，且所述扇形部件的端部与所述上内壁面之间和/或所述扇形部件的端部与所述下内壁面之间具有间隙。

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，所述扇形部件的端部具有沿靠近所述上内壁面的方向向外延伸的上凸起部，所述上凸起部抵靠于所述上内壁面；

和/或，所述扇形部件的端部具有沿靠近所述下内壁面的方向向外延伸的下凸起部，所述下凸起部抵靠于所述下内壁面。

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，所述扇形部件的端部与所述上内壁面之间和/或所述扇形部件的端部与所述下内壁面之间具有密封圈。

7.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，所述陶瓷基复合材料火焰筒连接装置还包括金属支撑圈，所述筒环的外周面上开设有一圈的凹槽，所述金属支撑圈套设于所述凹槽内。

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，所述金属支撑圈上开设有开口。

9.一种航空发动机，其特征在于，其包括如权利要求1-8中任意一项所述的陶瓷基复合材料火焰筒连接装置。

10.一种飞行器，其特征在于，其包括如权利要求9所述的航空发动机。

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