[发明专利]连接结构以及包括该连接结构的航空发动机的排气系统

说明书

一种连接结构，用于将不同热膨胀系数的部件相连接，所述连接结构包括：第一部件、第二部件；所述第一部件与所述第二部件的热膨胀系数不同；滑块，所述滑块的包括斜面，所述滑块设置于所述第一部件、第二部件之间；所述第一部件设有多个导向槽，所述斜面与所述导向槽的侧面紧密接触；轴形连接件，所述轴形连接件用于连接所述第一部件、滑块、第二部件；所述斜面的倾角大于摩擦角，当所述连接结构受热时，所述导向槽与所述滑块发生相对滑动；且使得滑块的热膨胀滑动量在轴向的分量等于轴形连接件的热变形量。相应地，包括上述连接结构的航空发动机的排气系统，具有结构稳定、可靠等优点。

技术领域

本发明涉及一种连接结构，尤其涉及一种将不同热膨胀系数的部件相连接的连接结构。

背景技术

航空发动机的排气系统，将涡轮排出的燃气以一定的速度和要求的方向排入大气，产生推力。如图1所示，航空发动机的排气系统主要包括排气锥46与排气喷管42，以控制涡轮排气的方向。排气锥46控制涡轮排气流的内侧边缘，排气锥46连接至发动机涡轮机匣。排气锥46靠整流支板固定在排气喷管42内，排气锥46和排气喷管42之间形成扩散形通道，使燃气速度降低，以减小流动摩擦损失。如图2，排气锥46与涡轮机匣10通过环形金属构件47相连接，而连接结构普遍为螺纹连接结构。

出于高温服役环境以及热变形匹配的考虑，早期航空发动机排气系统的排气锥46、排气喷管42及其相邻安装结构，例如上述环形金属构件47，以及螺纹连接结构采用的螺栓、螺钉等紧固件，均采用同种的高温合金材料制成。由于现代航空发动机的燃烧温度越来越高，排气温度也随之上升。相对于高温合金，陶瓷基复合材料的耐热性、化学稳定性更好、密度更低，既能够适应越来越高的排气温度条件，同时也能达到轻量化的效果。因此，目前，主流的研发方向是采用陶瓷基复合材料代替高温合金材料制造排气锥46，但是陶瓷基复合材料与高温合金材料间存在的热膨胀系数差异，排气锥46采用陶瓷基复合材料，而环形金属构件47以及螺纹连接结构各部件仍为高温合金，两者的热膨胀系数差异可能导致陶瓷基复合材料排气锥46与环形金属构件47之间的连接结构，以及排气锥46与环形金属构件47整体沿径向的的热失配变形，若热失配变形无法释放，则可能对部件的强度安全裕度和寿命产生影响，进而影响发动机的安全可靠性。

现有技术中，为了补偿陶瓷基复合材料部件与高温合金部件之间的热膨胀系数差异，陶瓷基复合材料部件通过有弹性的挠性紧固件耳片而安装到由高温合金制成的外壳上，所述紧固件耳片一般由耐高温的高温合金制成。例如，公开号为CN102144084A，公开日期为2011年8月3日，名为“用于连接CMC制成的部件的挠性对接连接件”的中国发明专利申请文件公开了一种有弹性的挠性紧固件耳片，其包括径向连接部与轴向连接部，径向连接部与陶瓷基复合材料制成的排气锥，轴向连接部与环形金属构件连接。

然而，发明人认识到，采用有弹性的挠性紧固件，其结构较为复杂。并且，在排气锥高温的工作环境下，若长时间工作，则紧固件的弹性可能减弱，即在高温下环境下导致的形变降温后无法完全自然回复，从而增大了对陶瓷基复合材料部件的应力，进而对部件的寿命产生影响。

现有技术中，也有采用连接螺钉与衬套间隙配合的方式释放热失配应力。例如，公开号为US20160131083A1，公开日期为2016年5月12日，名为“EXHAUST NOZZLE CENTER BODYATTACHMENT”的美国专利申请文件公开了一种陶瓷基复合材料排气锥与环形金属构件的连接结构，其中，如其说明书第[0020]、[0022]段所记载，轴套通过安装座组设于陶瓷基复合材料的排气锥，而螺钉连接环形金属构件、排气锥，螺钉的顶部直径略微小于与轴套的内表面直径，受热时螺钉与轴套仅发生y轴方向的滑动。

然而，发明人认识到，虽然这种间隙配合结构能够在受热时有效释放热失配应力，但要在实际机械加工中达到螺钉的顶部直径略微小于与轴套的内表面直径，形成有效的间隙配合，对于轴套内表面的加工精度要求很高。

因此本领域需要一种能够结构简单、安全可靠、易加工的可将不同热膨胀系数的部件相连接的连接结构。