一种带陶瓷基复合材料火焰筒的燃烧室制造技术

本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种带陶瓷基复合材料火焰筒的燃烧室，本专利所涉及的发动机燃烧室火焰筒，其筒壁为采用陶瓷基复合材料的结构。陶瓷基复合材料作为一种新型耐高温材料，工程应用首先需解决的就是定位固定问题，由于陶瓷基复合材料的材料特殊性，陶瓷基构件的定位方式不能采用金属构件传统刚性固定方式进行设计，同时由于高温下陶瓷基复合材料热膨胀系数仅为金属材料1/3左右，如在冷热态结构不匹配容易导致构件失效，本发明专利技术解决的是陶瓷基复合材料火焰筒定位问题及陶瓷基复合材料与金属材料的连接时热膨胀不匹配的问题。的问题。的问题。

【技术实现步骤摘要】
一种带陶瓷基复合材料火焰筒的燃烧室


[0001]本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种带陶瓷基复合材料火焰筒的燃烧室。

技术介绍

[0002]高推重比航空发动机是发展先进军用飞机的基础，提高发动机的涡轮进口温度和降低结构重量是提高推重比的主要途径,为保证燃烧性能，燃烧空气比例需大幅增加，冷却空气的比例减少。同时高温升燃烧室在冷却气量分配减少和冷却气品质下降的条件下，还要求进一步保持甚至提高火焰筒的耐久性。为满足上述要求，除采用先进火焰筒壁面冷却技术外，还需要采用新型耐高温、低密度、高强韧性的结构材料，这既是发动机性能不断提高的需要，也是提高航空发动机推重比的关键。SiC纤维增强陶瓷基复合材料(CMC
‑
SiC)具有高比强、高比模、耐高温、抗烧蚀、抗氧化和低密度等特点,其密度为2～2.5g/cm3,仅是高温合金和铌合金的1/3～1/4,钨合金的1/9～1/10，采用该材料可以有效减轻构件重量，从而提高发动机的推重比。目前该材料的长期使用温度1350℃，可比高温合金提高150～350℃，是最有潜力的热结构材料之一。
[0003]燃烧室火焰筒采用陶瓷基复合材料具有以下优势：
[0004]a)减轻燃烧室重量。CMC
‑
SiC密度仅为2～2.5g/cm3，目前火焰筒多采用高温合金，陶瓷基复合材料的密度仅是高温合金1/3～1/4，同样的构件可以减重较多；其次，CMC
‑
SiC材料耐温更高，原来采用高温合金时因冷却需要采用的复杂结构因此得到简化，同样可以减轻燃烧室重量。
[0005]b)提高主燃烧室的温升。发动机推重比的提高很大程度上依靠燃烧室温升的提高，而火焰筒及温度制约了燃烧室的温升。CMC
‑
SiC使用温度为1350℃，比高温合金提高150～350℃，从而可以提高燃烧室的温升潜力。
[0006]c)减少燃烧室冷却气量，由于CMC
‑
SiC材料耐温更高，用于燃烧室冷却的气量可大幅减少，剩余的冷却气量可用于头部组织燃烧或掺混气量，从而改善燃烧性能。
[0007]目前高推重比发动机燃烧室出口温度达到2100K以上，现有燃烧室火焰筒均采用高温合金材料，目前高温合金结合高效冷却及热障涂层技术也无法满足高推重比航空发动机主燃烧室火焰筒的设计要求，火焰筒耐温能力已成为高推重比发动机实现技术指标的瓶颈及制约因素。

技术实现思路

[0008]为了实现上述专利技术目的，本专利技术采用了以下的技术方案：
[0009]陶瓷基复合材料作为一种新型耐高温材料，工程应用首先需解决的就是定位固定问题。由于陶瓷基复合材料本身的脆性特征，陶瓷基构件的定位方式不能采用金属构件传统刚性固定方式进行设计。本专利中，采用贯穿销钉+金属定位块的间接定位方式将陶瓷基复合材料火焰筒固定于燃烧室机匣上，使火焰筒在轴向和径向有一定自由空间，防止其刚性连接导致火焰筒的破坏，同时前固定的方式也有利于于燃烧室油气混合的均匀性和喷嘴
的对中性。
[0010]陶瓷基复合材料与高温合金连接件之间的线膨胀系数差异很大，由于温度的变化在两种材料的界面处会产生较大热应力，本专利采用预留膨胀间隙的方式，解决了陶瓷基复合材料与金属材料的热膨胀不匹配的问题，防止火焰筒发生破坏。
[0011]由于陶瓷基复合材料与金属材料不能采用焊接的方法固定，本专利采用金属铆钉穿过陶瓷基复合材料构件并与金属构件点焊的方式，实现陶瓷基复合材料构件与金属构件非焊接式的固定。
[0012]本申请方案具体是，包括：
[0013]机匣、定位杆、火焰筒；机匣与火焰筒均为环形；机匣具有环槽，环槽的槽底具有空气通道，航空发动机前端的气流通过所述空气通道流入所述环槽，火焰筒通过所述环槽的槽口插入大环槽内，火焰筒的前端具有开口，燃油喷嘴伸入所述开口，火焰筒的后端搭接发动机的涡轮组件；
[0014]火焰筒包括环状的内壁与环状的外壁，内壁与外壁的材料均为陶瓷基复合材料；内壁与外壁之间的间隙形成飞机燃油燃烧的环形燃烧腔，外壁的前端通过第一铆钉安装有金属的外壁定位块，内壁的前端通过第二铆钉安装有金属的内壁定位块，定位杆分别穿过外壁定位块的通孔与内壁定位块的通孔，定位杆的两端固定在机匣上，外壁的前端安装有外导流罩，内壁的前端安装有内导流罩。
[0015]优选的是，外壁与外壁定位块的具体安装结构为：外壁定位块通过铆钉连接于外壁靠近所述环形燃烧腔的壁面，外壁在外壁定位块的通孔处具有安装孔，外导流罩在外壁定位块的通孔处具有穿孔，定位杆依次穿过外导流罩的穿孔，外壁的安装孔以及外壁定位块的通孔；内壁定位块通过铆钉连接于内壁靠近所述环形燃烧腔的壁面，内壁在内壁定位块的通孔处具有安装孔，内导流罩在内壁定位块的通孔处具有穿孔，定位杆依次穿过内壁定位块的通孔，内壁的安装孔以及内导流罩的穿孔。
[0016]优选的是，内壁定位块的通孔直径小于内壁的安装孔直径，外壁定位块的通孔直径小于外壁的安装孔直径。
[0017]优选的是，定位杆的两端与机匣固定的具体结构为：机匣的所述环槽的外壁具有螺纹孔，螺纹孔贯穿所述环槽的外壁，机匣的所述环槽的内壁具有定位孔，定位杆通过螺纹孔插入所述环槽并落入定位孔中，定位杆在与螺纹孔接触的位置处具有外螺纹，定位杆通过所述外螺纹与螺纹孔螺纹连接。
[0018]优选的是，内壁定位块与外壁定位块的相邻铆钉孔之间具有缝隙，所述缝隙用于消除热应力。
[0019]优选的是，所述缝隙的宽度为0.8～1.2mm。
[0020]优选的是，外壁与外壁定位块连接的第一铆钉为带120
°
沉头的铆钉，120
°
沉头朝向环形燃烧腔内，第一铆钉的末端通过点焊固定；内壁与内壁定位块连接的第二铆钉为带120
°
沉头的铆钉，第二铆钉的末端通过点焊固定。
[0021]优选的是，定位杆沿机匣周向均匀布置。
[0022]优选的是，机匣在螺纹孔对应位置处具有使螺纹孔长度延长的安装座，机匣在定位孔对应位置处具有使定位孔长度延长的凸台。
[0023]优选的是，所述燃油喷嘴布置于相邻两个定位杆之间
[0024]本申请的优点包括：1、陶瓷基复合材料作为一种新型耐高温材料，工程应用首先需解决的就是定位固定问题。本专利设计了一种燃烧室陶瓷基复合材料火焰筒固定结构，采用贯穿销钉+金属定位块的间接定位方式固定陶瓷基复合材料火焰筒，使火焰筒在轴向和径向有一定自由空间，防止其刚性连接导致火焰筒的破坏。
[0025]2、陶瓷基复合材料与高温合金连接件之间的线膨胀系数差异很大，由于温度的变化在两种材料的界面处会产生较大热应力，本专利采用预留膨胀间隙的方式，解决了陶瓷基复合材料与金属材料的热膨胀不匹配的问题。
[0026]3、由于陶瓷基复合材料与金属材料不能采用焊接的方法固定，本专利采用金属铆钉穿过陶瓷基复合材料构件并与金属构件点焊的方式，实现陶瓷基复合材料构件与金属构件非焊接式的固定。
[0027]本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种带陶瓷基复合材料火焰筒的燃烧室，其特征在于，包括：机匣(1)、定位杆(2)、火焰筒(3)；机匣(1)与火焰筒(3)均为环形；机匣(1)具有环槽，环槽的槽底具有空气通道，航空发动机前端的气流通过所述空气通道流入所述环槽，火焰筒(3)通过所述环槽的槽口插入大环槽内，火焰筒(3)的前端具有开口，燃油喷嘴伸入所述开口，火焰筒(3)的后端搭接发动机的涡轮组件；火焰筒(3)包括环状的内壁(3g)与环状的外壁(3b)，内壁(3g)与外壁(3b)的材料均为陶瓷基复合材料；内壁(3g)与外壁(3b)之间的间隙形成飞机燃油燃烧的环形燃烧腔，外壁(3b)的前端通过第一铆钉(3h)安装有金属的外壁定位块(3d)，内壁(3g)的前端通过第二铆钉(3j)安装有金属的内壁定位块(3e)，定位杆(2)分别穿过外壁定位块(3d)的通孔与内壁定位块(3e)的通孔，定位杆(2)的两端固定在机匣(1)上，外壁(3b)的前端安装有外导流罩(3a)，内壁(3g)的前端安装有内导流罩(3f)。2.如权利要求1所述的陶瓷基复合材料火焰筒固定结构，其特征在于，外壁(3b)与外壁定位块(3d)的具体安装结构为：外壁定位块(3d)通过铆钉连接于外壁(3b)靠近所述环形燃烧腔的壁面，外壁(3b)在外壁定位块(3d)的通孔处具有安装孔，外导流罩(3a)在外壁定位块(3d)的通孔处具有穿孔，定位杆(2)依次穿过外导流罩(3a)的穿孔，外壁(3b)的安装孔以及外壁定位块(3d)的通孔；内壁定位块(3e)通过铆钉连接于内壁(3g)靠近所述环形燃烧腔的壁面，内壁(3g)在内壁定位块(3e)的通孔处具有安装孔，内导流罩(3f)在内壁定位块(3e)的通孔处具有穿孔，定位杆(2)依次穿过内壁定位块(3e)的通孔，内壁(3g)的安装孔以及内导流罩(3f)的穿孔。3.如权利要求2所述的陶瓷基复合材料火焰筒固定结构，其特征在于，内壁定位块(3e)的通孔...

【专利技术属性】
技术研发人员：迟雪，张成凯，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：