一种带进气斗的陶瓷基复合材料火焰筒制造技术

本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种带进气斗的陶瓷基复合材料火焰筒，采用浮动与后定位的方式固定陶瓷基复合材料火焰筒，防止火焰筒由于膨胀量不匹配导致陶瓷基火焰筒发生破坏的同时，后固定的方式也有利于燃烧室温度场品质的提高。在陶瓷基复合材料火焰筒与金属导流罩和金属固定环连接时，均在连接结构之间预留轴向和径向的环槽间隙，使得火焰筒内、外壁在冷热态均存在一定范围的自由活动空间，解决陶瓷基复合材料与金属材料热膨胀不匹配的问题，缓解冷热态尺寸的差异。缓解冷热态尺寸的差异。缓解冷热态尺寸的差异。

【技术实现步骤摘要】
一种带进气斗的陶瓷基复合材料火焰筒


[0001]本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种带进气斗的陶瓷基复合材料火焰筒。

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
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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。陶瓷基复合材料用于燃烧室火焰筒有以下几点优势：
[0003]a)减轻燃烧室重量。火焰筒是燃烧室除机匣外重量占比最大的组件，陶瓷基低密度仅为高温合金的1/3～1/4，可以大幅减轻燃烧室重量；
[0004]b)极大缓解火焰筒冷却设计的难题，减少冷却气量，可用于掺混，从而改善燃烧室出口温度场；
[0005]c)提高燃烧室温升潜力。陶瓷基复合材料耐温能力使用温度1350℃，比现在使用的高温合金高370℃，大大提高了燃烧室的温升潜力。
[0006]d)减少NOX和CO的排放。
[0007]随着燃烧室流量的增加，燃烧室中火焰筒腔道高度逐渐增加，为了增加火焰筒内外壁主燃孔、掺混孔的进气穿透深度，通常采用进气漏斗装置来提高穿透深度和孔的流量系数，但由于陶瓷基复合材料自身的特性，应用于火焰筒上尚有诸多问题需要解决，目前带进气斗的陶瓷基复合材料火焰筒的带进气斗的陶瓷基复合材料火焰筒设计较为少见，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]本专利技术中，采用浮动与后定位的方式固定陶瓷基复合材料火焰筒，防止火焰筒由于膨胀量不匹配导致陶瓷基火焰筒发生破坏的同时，后固定的方式也有利于燃烧室温度场品质的提高。在陶瓷基复合材料火焰筒与金属导流罩和金属固定环连接时，均在连接结构之间预留轴向和径向的环槽间隙，使得火焰筒内、外壁在冷热态均存在一定范围的自由活动空间，解决陶瓷基复合材料与金属材料热膨胀不匹配的问题，缓解冷热态尺寸的差异。
[0009]为了增加火焰筒内外壁主燃孔、掺混孔的进气穿透深度，需在火焰筒的壁面上增加进气漏斗装置，但由于陶瓷基进气漏斗不能采用传统的方法进行焊接，需要采用新型连接方式解决其固定问题。本专利技术通过双耳安装边和铆钉在沉积过程中将进气斗与火焰筒筒壁连接，该结构无需对进气斗进行折弯，避免了对进气斗内纤维的损伤，有效提高了进气斗的固定可靠性。同时由于进气斗处在高温燃气当中，容易产生高温烧蚀，针对进气斗采取了局部加强冷却的措施，防止进气斗在高温中发生破坏和烧蚀，影响燃烧室穿透深度，进而影响燃烧室出口温度场等性能。本专利技术的具体方案如下，包括：
[0010]环形的燃烧室机匣与环形的火焰筒；燃烧室机匣具有大环槽，大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大环槽，火焰筒通过所述大环槽的槽口插入大环槽内；
[0011]火焰筒包括内环与外环，内环与外环之间的间隙形成飞机燃油燃烧的环形燃烧腔，所述内环与外环均包括导流罩，燃烧壁，固定环；导流罩的前端具有容纳燃油喷嘴的开口，燃油喷嘴与燃烧壁连接，并且起到一定的固定支撑的作用，导流罩的后端具有L型槽，燃烧壁的前端落入所述L型槽，燃烧壁与导流罩在所述L型槽处通过铆钉固定连接，燃烧壁的后端插入固定环具有的U型槽内，燃烧壁与固定环在U型槽处通过铆钉固定连接，所述内环的固定环与燃烧室机匣内侧槽口面固定连接，所述外环的固定环与燃烧室机匣外侧槽口面固定连接；
[0012]燃烧壁的材料为陶瓷基复合材料，燃烧壁具有多个周向排列的通孔，每个通孔均套设安装有筒状的进气斗，用于联通所述大环槽与所述环形燃烧腔，进气斗的材料均是陶瓷基复合材料。
[0013]优选的是，进气斗的筒体具有槽，双耳安装边的一端插入并固定于槽中，另一端通过铆钉与燃烧壁固定连接。
[0014]优选的是，进气斗与双耳安装边通过陶瓷基复合材料化学气相沉积过程沉积为一体。
[0015]优选的是，燃烧壁的所述通孔的直径大于进气斗的直径，使进气斗的筒壁与燃烧壁之间形成周向的间隙。
[0016]优选的是，燃烧壁的后端与固定环的U型槽为间隙配合，用于解决陶瓷基复合材料与金属材料热膨胀不匹配的问题。
[0017]优选的是，沿火焰筒轴向方向进气斗与所述通孔之间的间隙包括第一间隙与第二间隙，第一间隙靠近燃烧室机匣的槽底，第二间隙靠近燃烧室机匣的槽口，第一间隙小于第二间隙。
[0018]优选的是，外环导流罩与内环导流罩的L型槽的槽口开口均朝向燃烧室机匣的中轴线。
[0019]优选的是，进气斗的出口端伸入火焰筒的环形燃烧腔中，所述出口端具有向槽底倾斜的斜切面。
[0020]优选的是，进气斗与燃烧壁通过陶瓷基复合材料化学气相沉积过程沉积为一体。
[0021]优选的是，火焰筒的内环与外环壁面整体为平直曲面。
[0022]本申请的优点包括：本专利技术要解决的技术问题是陶瓷基复合材料火焰筒与金属机匣和导流罩的连接固定问题。由于陶瓷基复合材料与所连接的高温合金连接件之间的线膨
胀系数差异很大陶瓷基复合材料的线膨胀系数约为金属材料的1/3，在发动机使用过程中，由于温度的变化在两种材料的界面处，会产生较大残余热应力，严重影响复合材料的承载能力，火焰筒是发动机中温度最高的部件，线膨胀系数差异引起的残余热应力的影响更明显，本专利技术通过浮动定位+间接固定的方式，解决了陶瓷基复合材料火焰筒的连接固定的难题，同时通过预留的间隙解决了陶瓷基复合材料与金属材料冷热不匹配的问题。同时陶瓷基复合材料熔点高，电绝缘性这些区别于金属的特性都使其无法采用传统的焊接方法进行连接，陶瓷基复合材料的脆性也使其连接方式不能采用传统的螺栓连接，通过设置双耳安装边将进气斗固定于火焰筒壁面，解决了进气斗的固定问题，同时对进气斗采取局部冷却的方式防止其高温烧蚀。
附图说明
[0023]图1是一种带进气斗的陶瓷基复合材料火焰筒结构示意图。
[0024]图2是火焰筒金属固定环4示意图。
[0025]图3是金属固定环4通过第一铆钉5与燃烧壁2连接示意图。
[0026]图4是导流罩7带有周向L型槽本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种带进气斗的陶瓷基复合材料火焰筒，其特征在于，包括：环形的燃烧室机匣(A)与环形的火焰筒(B)；燃烧室机匣(A)具有大环槽，大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大环槽，火焰筒(B)通过所述大环槽的槽口插入大环槽内；火焰筒(B)包括内环与外环，内环与外环之间的间隙形成飞机燃油燃烧的环形燃烧腔，所述内环与外环均包括导流罩(7)，燃烧壁(2)，固定环(4)；导流罩(7)的前端具有容纳燃油喷嘴(15)的开口，导流罩(7)的后端具有L型槽(9)，燃烧壁(2)的前端落入所述L型槽(9)，燃烧壁(2)与导流罩(7)在所述L型槽(9)处通过铆钉固定连接，燃烧壁(2)的后端插入固定环(4)具有的U型槽(8)内，燃烧壁(2)与固定环(4)在U型槽(8)处通过铆钉固定连接，所述内环的固定环(4)与燃烧室机匣(A)内侧槽口面固定连接，所述外环的固定环(4)与燃烧室机匣(A)外侧槽口面固定连接；燃烧壁(2)的材料为陶瓷基复合材料，燃烧壁(2)具有多个周向排列的通孔，每个通孔均套设安装有筒状的进气斗(10)，用于联通所述大环槽与所述环形燃烧腔，进气斗(10)的材料均是陶瓷基复合材料。2.如权利要求1所述的带进气斗的陶瓷基复合材料火焰筒，其特征在于，进气斗(10)的筒体具有槽(11)，双耳安装边(12)的一端插入并固定于槽(11)中，另一端通过铆钉与燃烧壁(2)固定连接。3.如权利要求1所述的带进气斗的陶瓷基复合材料火焰筒，其...

【专利技术属性】
技术研发人员：迟雪，万斌，李美烨，常峰，
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：