[發明專利]一種燃氣輪機的燃燒室及其CMC火焰筒

有效

• 申請號: 202010647999.4
• 申請日: 2020-07-07
• 公開（公告）號: CN113898976B
• 公開（公告）日: 2022-11-11
• 發明（設計）人: 李強;李彬;易琪
• 申請（專利權）人: 中國航發商用航空發動機有限責任公司
• 主分類號: F23R3/52
• 分類號: F23R3/52;F23R3/60
• 代理公司: 上海專利商標事務所有限公司 31100
• 代理人: 喻學兵

一種CMC火焰筒，其連接支撐結構包括連接在所述上游側端的移動部；連接在所述火焰筒頭部的移動配合部；設置在所述上游側端的第一周向側和所述火焰筒頭部之間的第一彈性部；以及設置在所述上游側端的第二周向側和所述火焰筒頭部之間的第二彈性部；其中，所述移動部和所述移動配合部配合成移動副，多個所述移動副沿所述上游側端和所述火焰筒頭部的周向分布，所述第一彈性部和所述第二彈性部在所述上游側端的兩側保持所述上游側端的位置，并容許所述上游側端和所述火焰筒頭部之間因受熱膨脹而沿所述移動副的移動方向進行相對移動，上述火焰筒可有效解決CMC火焰筒內、外環與高溫合金的火焰筒頭部之間的熱膨脹失配問題。

技術領域

本發明涉及燃氣輪機領域，具體涉及一種具有CMC火焰筒的燃燒室。

背景技術

現代大涵道比渦扇航空發動機是一種燃氣輪機，通常由進氣道、風扇增壓級、高壓壓氣機、燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪、尾噴管串聯組成。其燃燒室火焰筒內、外環均采用鎳基或鈷基耐高溫合金材料制成。隨著航空發動機技術指標要求不斷提高，燃燒室進、出口溫度和壓力也越來越高，傳統的耐高溫合金材料已暴露出其耐溫能力不足，需使用大量冷卻空氣降低其工作溫度的問題。同時大量冷卻氣的引入也會使得燃燒不夠充分，生成過量污染排放物，難以滿足高標準的航空發動機產品需求。

陶瓷基復合材料(Ceramic Matrix Composites，CMC)是在脆性的陶瓷基體中引入增韌補強材料而形成的一類復合材料，其中，碳化硅纖維增韌補強碳化硅陶瓷基復合材料(SiCf/SiC)作為一種新型耐高溫陶瓷基復合材料，具有耐高溫(短時工作溫度可達1650℃)、低密度(3.0g/cm3，約為耐高溫合金的1/3)、低膨脹系數(4～5×10^-6/℃，只有耐高溫合金的1/3)、高比強、高模量、抗氧化、抗燒蝕，對裂紋相對不敏感等優點。因此，與傳統的耐高溫合金材料相比較，將陶瓷基復合材料應用于航空發動機燃燒室等熱端零部件后，單個發動機構件可減重30％以上，能大幅度降低冷卻空氣用量，并具有將發動機渦輪前工作溫度提高約200℃～300℃的潛力，進一步提高航空發動機熱效率，同時還能夠大幅降低航空發動機油耗，降低NOx、COx排放量并顯著提升構件的疲勞使用壽命。基于上述優勢，陶瓷基復合材料成為了先進航空發動機熱端零部件的理想材料選擇。

以SNECMA、GE和羅羅為代表的國際航空發動機公司很早就意識到了陶瓷基復合材料的優異性能和應用前景，積極開展了陶瓷基復合材料在航空發動機中的研究和應用。在各大公司所在國家政府機構(比如美國航空航天管理局NASA和能源部DoE)陶瓷基復合材料研制項目支持下，聯合高校和科研機構，以型號研制為驗證平臺，從地面燃氣輪機到軍用小涵道比渦扇發動機再到商用大涵道比渦扇發動機，從技術風險較低的密封片、調節片和尾噴管等構件到航空發動機核心的高壓渦輪和燃燒室構件，對陶瓷基復合材料構件進行了大量應用驗證。在本世紀初，陶瓷基復合材料尤其是SiCf/SiC復合材料在燃燒室火焰筒內、外環上的工程應用呈現出快速發展的勢頭。最新報道顯示，GE公司已經成功完成了GE9X發動機SiCf/SiC復合材料構件的第二階段測試，測試的復合材料部件包括燃燒室火焰筒內、外環，2018年已完成適航取證，預計2019年底實現在GE9X發動機上的商業應用。

采用耐高溫合金材料制備的火焰筒內、外環通常通過焊接或螺栓連接的方式與采用相同或相似的耐高溫合金材料制備的火焰筒頭部端壁裝配在一起，連接部位的應力集中程度不會高于金屬基體很多。但是當采用上述的裝配方式將陶瓷基復合材料和耐高溫合金材料連接到一起時，由于這兩種材料的物理化學特性和熱機械性能差異很大，會產生連接界面應力過大、密封不良、熱膨脹失配等技術問題；同時，對于采用預浸料帶-鋪層-溶滲工藝技術制備的陶瓷基復合材料構件還需要解決開孔或彎折部位的脫膠分層問題。

發明內容

本發明的目的之一是提供一種CMC火焰筒，其連接支撐結構可有效解決陶瓷基復合材料(CMC)的火焰筒內、外環與耐高溫合金材料的火焰筒頭部的裝配連接，有效緩解熱膨脹失配問題。