陶瓷基复合材料火焰筒连接装置、航空发动机和飞行器制造方法及图纸

本实用新型专利技术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。且在热态下防止火焰溢出。且在热态下防止火焰溢出。

【技术实现步骤摘要】
陶瓷基复合材料火焰筒连接装置、航空发动机和飞行器


[0001]本技术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。

技术介绍

[0002]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。
[0003]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。
[0004]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。

技术实现思路

[0005]本技术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。
[0006]本技术是通过下述技术方案来解决上述技术问题：
[0007]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。
[0008]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。
[0009]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。
[0010]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。
[0011]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。
[0012]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。
[0013]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。
[0014]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。
[0015]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；
[0016]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。
[0017]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。
[0018]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。
[0019]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。
[0020]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。
[0021]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。
[0022]较佳地，所述金属支撑圈上开设有开口。
[0023]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。
[0024]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。
[0025]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。
[0026]一种飞行器，其特点在于，其包括如上所述的航空发动机。
[0027]在本方案中，采用本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
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...

【专利技术属性】
技术研发人员：许璠璠，王西，平学寿，
申请(专利权)人：中国航发商用航空发动机有限责任公司，
类型：新型
国别省市：