陶瓷基复合材料火焰筒连接装置、航空发动机和飞行器的制作方法

1.本发明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：

2.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。
3.目前主流发动机的火焰筒为高温合金材料，长期许用温度在1000℃以下，因此需要大量冷却空气对其壁面进行冷却设计。随着对发动机推力的要求越来越高，火焰筒需要承受的温度逐渐升高，高温合金已经不能满足相应的环境使用需求。sicf/sic复合材料作为一种陶瓷基复合材料，具有耐高温、低密度(约为高温合金的1/3)、抗氧化等特点，长期许用温度可达到1200℃。其作为燃气涡轮发动机的燃烧室火焰筒结构材料，能够大幅度降低冷却气体用量，提高发动机效率，同时具备降低发动机重量的巨大潜力，sicf/sic复合材料已经在ge9x型号发动机上完成工程应用。
4.但是sicf/sic复合材料与金属材料的热膨胀系数相差甚远，通过紧固件穿过sicf/sic复合材料和金属件并定位连接，虽然目前在紧固件与sicf/sic复合材料之间通过设置垫块以实现轴向一定的浮动量，但是浮动量仍然较小，在工作状态下，sicf/sic复合材料与金属件由于膨胀量不同在两者连接处会产生高应力，并且与高温合金相比sicf/sic材料的拉伸强度和塑性较低，因此还是容易导致其断裂破坏，引发发动机故障。


技术实现要素：

5.本发明要解决的技术问题是为了克服现有sicf/sic复合材料与金属件的连接处会产生高应力，并且sicf/sic材料的拉伸强度和塑性较低，容易导致其断裂破坏，引发发动机故障等缺陷，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。
6.本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题：
7.一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卡扣部件，若干个所述卡扣部件的一端分别通过紧固件连接于所述帽罩的两侧，若干个所述卡扣部件的另一端向外延伸并沿相对方向弯折，以使所述帽罩的端面与若干个所述卡扣部件之间形成有活动腔，所述筒环的端部具有沿其径向方向向外延伸的凸起部，所述活动腔套设于所述凸起部，使得所述凸起部在所述活动腔内活动并限制所述凸起部脱离出所述活动腔，所述筒环的材料为陶瓷基复合材料。
8.在本方案中，采用上述结构形式，筒环通过凸起部限制在活动腔内活动，使得帽罩通过卡扣部件对筒环实现轴向和径向的装配定位，且通过活动腔实现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，大大提高了使用寿命。
9.较佳地，所述凸起部包括第一凸起部和第二凸起部，所述第一凸起部和所述第二
凸起部分别位于所述筒环的两侧并沿相反的方向向外延伸；
10.所述第一凸起部和所述第二凸起部在所述活动腔能够沿所述筒环的轴向、径向以及周向上移动。
11.在本方案中，采用上述结构形式，从而实现对筒环进行轴向和径向的装配定位，且在热态下有效降低了筒环所受应力，降低失效风险，大大提高了陶瓷基复合材料火焰筒连接装置的使用寿命；同时，结构简单，加工制作方便。
12.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圈，所述弹性封严圈位于所述活动腔内，且所述弹性封严圈压设于所述卡扣部件与所述筒环之间并对所述卡扣部件和所述筒环施加径向作用力。
13.在本方案中，采用上述结构形式，弹性封严圈在装配时有一定的径向压紧力，使得卡扣部件与凸起部相接触，且卡扣部件与凸起部的接触面、凸起部与弹性封严圈之间的接触面都处于压紧状态，通过弹性封严圈的使用达到密封效果，同时可实现筒环径向的浮动。
14.较佳地，所述帽罩的端部具有凸出段，所述筒环的端部具有凹槽，所述凸出段嵌设于所述凹槽内以实现沿所述筒环的周向上的限位作用。
15.在本方案中，采用上述结构形式，通过凸出段嵌设于凹槽，利用金属弧形凸起可以对筒环进行周向定位；同时，在热态下金属膨胀还可以实现曲面密封的效果，通过凸出段和凹槽增加了接触面积，提高密封性。
16.较佳地，所述凸出段和所述凹槽的表面形状均呈弧形，且所述凸出段与所述凹槽相匹配接触。
17.在本方案中，采用上述结构形式，接触面大，进一步提高密封效果。
18.较佳地，多个所述卡扣部件沿所述帽罩的周向上连续不间断地设置于所述帽罩，且所述卡扣部件通过螺栓可拆卸地连接于所述帽罩上。
19.在本方案中，采用上述结构形式，使得设计为多个扇形段的卡扣部件环绕成一圈，方便装配；同时，在局部损坏后可以只更换失效的卡扣部件，方便维修，降低维修成本。
20.较佳地，在相邻的两个所述卡扣部件中，其中一个所述卡扣部件具有向外延伸的伸出段，另一个所述卡扣部件具有向内凹陷的避让段，所述伸出段伸入所述避让段内并与所述避让段的内壁面相互贴合抵靠。
21.在本方案中，采用上述结构形式，通过伸出段伸入避让段内，在装配时能够增加相邻的两个卡扣部件的接触面积，提高配合程度。
22.较佳地，所述伸出段的顶端与所述避让段的槽底之间具有间隙。
23.在本方案中，采用上述结构形式，卡扣部件在周向上位移时通过间隙具有形变位移空间，使得在热态下有效降低了卡扣部件所受应力，降低失效风险，大大提高了卡扣部件的使用寿命。
24.一种航空发动机，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。
25.在本方案中，采用上述结构形式，通过活动腔实现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，大大提高了航空发动机的使用寿命。
26.一种飞行器，其特点在于，其包括如上所述的航空发动机。
27.在本方案中，采用上述结构形式，通过活动腔实现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，大大提高了飞行器的使用寿命。
28.在符合本领域常识的基础上，上述各优选条件，可任意组合，即得本发明各较佳实例。
29.本发明的积极进步效果在于：
30.本发明的陶瓷基复合材料火焰筒连接装置、航空发动机和飞行器，通过凸起部限制在活动腔内活动，使得帽罩通过卡扣部件对筒环实现轴向和径向的装配定位，且通过活动腔实现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，大大提高了使用寿命。
附图说明
31.图1为本发明实施例的陶瓷基复合材料火焰筒连接装置的内部结构示意图。
32.图2为本发明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。
33.图3为本发明实施例的陶瓷基复合材料火焰筒连接装置的另一部分内部结构示意图。
34.图4为本发明实施例的陶瓷基复合材料火焰筒连接装置的卡扣部件的部分结构示意图。
35.附图标记说明：
36.筒环1
37.凸起部11
38.凹槽12
39.帽罩2
40.凸出段21
41.卡扣部件3
42.活动腔31
43.伸出段32
44.避让段33
45.紧固件4
46.弹性封严圈5
具体实施方式
47.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发明，但并不因此将本发明限制在的实施例范围之中。
48.如图1、图2、图3和图4所示，本发明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和若干个卡扣部件3，若干个卡扣部件3的一端分别通过紧固件4连接于帽罩2的两侧，若干个卡扣部件3的另一端向外延伸并沿相对方向弯折，以使帽罩2的端面与若干个卡扣部件3之间形成有活动腔31，筒环1的端部具有沿其径向方向向外延伸的凸起部11，活动腔31套设于凸起部11，使得凸起部11在活动腔31内活动并限制凸起部11脱离出活动腔31，筒环1的材料为陶瓷基复合材料。
49.筒环1的材料为陶瓷基复合材料，帽罩2、卡扣部件3和紧固件4等其余件都采用高
温合金材料。卡扣部件3的一端通过紧固件4安装在帽罩2上，卡扣部件3的另一端向外延伸并与帽罩2的端面形成有活动腔31，紧固件4将通过在活动腔31内，使得紧固件4与帽罩2和卡扣部件3的接触面大，连接更加稳定。筒环1通过凸起部11限制在活动腔31内活动，使得帽罩2通过卡扣部件3对筒环1实现轴向和径向的装配定位，且通过活动腔31实现筒环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，大大提高了使用寿命。
50.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，外帽罩通过多个卡扣部件3与火焰筒外环相连接，内帽罩通过多个卡扣部件3与火焰筒内环相连接。
51.在本实施例中，凸起部11包括第一凸起部和第二凸起部，第一凸起部和第二凸起部分别位于筒环1的两侧并沿相反的方向向外延伸；第一凸起部和第二凸起部在活动腔31能够沿筒环1的轴向、径向以及周向上移动。帽罩2两侧的卡扣部件3沿相对方向弯折，第一凸起部和第二凸起部分别通过相对应的两个卡扣部件3的弯折部分进行卡位接触，可以约束筒环1的轴向、径向自由度，从而实现对筒环1进行轴向和径向的装配定位，且实现了凸起部11在活动腔31内沿筒环1的轴向、径向以及周向上移动，在热态下有效降低了筒环1所受应力，降低失效风险，大大提高了陶瓷基复合材料火焰筒连接装置的使用寿命；同时，结构简单，加工制作方便。其中，筒环1中具有第一凸起部和第二凸起部的厚度大于其他位置的厚度。
52.陶瓷基复合材料火焰筒连接装置还包括弹性封严圈5，弹性封严圈5位于活动腔31内，且弹性封严圈5压设于卡扣部件3与筒环1之间并对卡扣部件3和筒环1施加径向作用力。弹性封严圈5在装配时有一定的径向压紧力，使得卡扣部件3与凸起部11相接触，且卡扣部件3与凸起部11的接触面、凸起部11与弹性封严圈5之间的接触面都处于压紧状态，通过弹性封严圈5的使用达到密封效果，同时可实现筒环1径向的浮动。其中，弹性封严圈5的截面形状可以呈u形，也可以呈w形或其他可弹性变形的密封件。
53.帽罩2的端部具有凸出段21，筒环1的端部具有凹槽12，凸出段21嵌设于凹槽12内以实现沿筒环1的周向上的限位作用。通过凸出段21嵌设于凹槽12，利用金属弧形凸起可以对筒环1进行周向定位；同时，在热态下金属膨胀还可以实现曲面密封的效果，通过凸出段21和凹槽12增加了接触面积，提高密封性。其中，凸出段21和凹槽12的表面形状均呈弧形，且凸出段21与凹槽12相匹配接触。接触面大，进一步提高密封效果。凸出段21和凹槽12的数量均可以为多个，多个凸出段21和多个凹槽12对应设置。
54.多个卡扣部件3沿帽罩2的周向上连续不间断地设置于帽罩2，且卡扣部件3通过螺栓可拆卸地连接于帽罩2上。卡扣部件3可以在周向分为多段设计，使得设计为多个扇形段的卡扣部件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卡扣部件3，方便维修，降低维修成本。
55.在相邻的两个卡扣部件3中，其中一个卡扣部件3具有向外延伸的伸出段32，另一个卡扣部件3具有向内凹陷的避让段33，伸出段32伸入避让段33内并与避让段33的内壁面相互贴合抵靠。通过伸出段32伸入避让段33内，在装配时能够增加相邻的两个卡扣部件3的接触面积，提高配合程度。
56.其中，伸出段32的顶端与避让段33的槽底之间具有间隙。卡扣部件3在周向上位移
时通过间隙具有形变位移空间，使得在热态下有效降低了卡扣部件3所受应力，降低失效风险，大大提高了卡扣部件3的使用寿命。
57.本发明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通过凸起部11限制在活动腔31内活动，使得帽罩2通过卡扣部件3对筒环1实现轴向和径向的装配定位，且通过活动腔31实现筒环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，大大提高了使用寿命。
58.本发明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。
59.虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这仅是举例说明，本发明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发明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发明的保护范围。