[发明专利]回流燃烧室机匣头部结构及其制造方法和发动机燃烧室

说明书

本发明公开了一种回流燃烧室机匣头部结构及其制造方法和发动机燃烧室，回流燃烧室机匣头部结构采用环形基体构造，包括沿环形基体构造的周线方向交替布设的弓形承力梁和喷嘴部，弓形承力梁与喷嘴部采用圆弧面平滑过渡连接；弓形承力梁采用横截面为弓字形基体构造，弓形承力梁的径向尺寸由燃烧室机匣向涡轮机匣方向逐渐减小；喷嘴部包括处于相邻两个弓形承力梁之间并与火焰筒的头部平行的喷嘴安装面，处于喷嘴安装面底端并与喷嘴安装面垂直布设的连接面，喷嘴安装面与连接面圆滑过渡连接。本发明的回流燃烧室机匣头部结构，形成类似于框架式结构，受到载荷作用时，不发生变形，始终保证发动机转、静子同心，避免转子刮磨、振动等问题。

技术领域

本发明涉及，燃气涡轮发动机燃烧室领域，特别地，涉及一种回流燃烧室机匣头部结构。此外，本发明还涉及一种包括上述回流燃烧室机匣头部结构的制造方法和发动机燃烧室。

背景技术

在中小型航空发动机领域，燃气涡轮发动机燃烧室中，燃烧室机匣作为燃烧室部件的外壳，其作用主要为包容并支撑火焰筒，形成发动机内部流道，同时承接压气机机匣和涡轮机匣。燃烧室机匣作为发动机的重要承力部件，不仅承担燃烧室部件自身高压气压，同时也需传递发动机各部件产生的气动和机动载荷，作为热端机匣其工作条件十分严酷。由于发动机转速非常高，为了缓解转子动力学问题，常常采用回流燃烧室结构，以缩短轴系长度。燃烧室机匣头部是回流燃烧室机匣的特有结构，主要因为在回流燃烧室中，涡轮部件一般包裹在燃烧室部件内部，燃烧室机匣和涡轮机匣连接位置形成径向落差，而火焰筒头部则位于燃烧室的后方，所以，连接燃烧室机匣和涡轮机匣，并包裹火焰筒头部的机匣结构称为燃烧室机匣头部，如图1所示。

发动机正常工作时，燃烧室机匣内部可能达到十几个大气压，并且燃烧室机匣还将承受高压气体在发动机内流动时内对各零部件施加的气动载荷、螺旋桨正常工作时产生的扭矩、拉力和1P载荷(涡桨发动机)，以及飞机在机动飞行时，对发动机各零部件造成的惯性载荷。而另一方面，燃烧室机匣处于发动机热端部位，燃烧室机匣壁温可达400℃～500℃，在高温条件下工作材料的屈服极限将会下降，燃烧室机匣强度设计面临较大挑战。采用回流燃烧室结构的发动机，涡轮部件一般包裹在燃烧室部件内部，径向高度上两部件存在一定的落差，燃烧室机匣必须克服燃烧室与涡轮的高度落差与涡轮机匣连接。燃气涡轮发动机工作时燃烧室机匣头部所受应力、载荷很大，对于回流燃烧室机匣而言，极容易在径向尺寸剧烈变化的部位形成应力集中，超过材料允许使用的应力极限，且在应力集中部位容易造成局部变形，影响发动机的安全。

发明内容

本发明提供了一种回流燃烧室机匣头部结构及其制造方法和发动机燃烧室，以解决现有的燃烧室机匣头部所受应力、载荷大，超过材料允许使用的应力极限，容易发生局部变形，影响发动机安全的技术问题。

本发明采用的技术方案如下：

一种回流燃烧室机匣头部结构，处于燃烧室机匣与涡轮机匣之间，用于包裹火焰筒的头部，回流燃烧室机匣头部结构采用环形基体构造，回流燃烧室机匣头部结构的一端与燃烧室机匣连接，回流燃烧室机匣头部结构的另一端与涡轮机匣连接；回流燃烧室机匣头部结构包括沿环形基体构造的周线方向交替布设的弓形承力梁和喷嘴部，弓形承力梁与喷嘴部采用圆弧面平滑过渡连接；弓形承力梁采用横截面为弓字形基体构造，弓形承力梁的径向尺寸由燃烧室机匣向涡轮机匣方向逐渐减小，以形成连接燃烧室机匣与涡轮机匣的倾斜段；喷嘴部包括处于相邻两个弓形承力梁之间并与火焰筒的头部平行的喷嘴安装面，喷嘴安装面可实现燃油喷嘴以直插方式安装，处于喷嘴安装面底端并与喷嘴安装面垂直布设的连接面，喷嘴安装面与连接面圆滑过渡连接；弓形承力梁、喷嘴安装面和连接面组合形成向内凹陷的凹槽结构。

进一步地，喷嘴安装面设有用于燃油喷嘴以水平直线方式插入火焰筒的头部内部的喷嘴安装凸台，喷嘴安装凸台上设有用于燃油喷嘴穿设于喷嘴安装凸台以插入火焰筒头部内部的喷嘴安装孔，用于燃油喷嘴安装固定的螺纹孔。

进一步地，弓形承力梁与涡轮机匣之间的连接段采用光滑圆弧过渡连接，圆弧的半径R大于10mm。