[发明专利]一种燃气轮机的燃烧室及其CMC火焰筒

说明书

一种CMC火焰筒，其连接支撑结构包括连接在所述上游侧端的移动部；连接在所述火焰筒头部的移动配合部；设置在所述上游侧端的第一周向侧和所述火焰筒头部之间的第一弹性部；以及设置在所述上游侧端的第二周向侧和所述火焰筒头部之间的第二弹性部；其中，所述移动部和所述移动配合部配合成移动副，多个所述移动副沿所述上游侧端和所述火焰筒头部的周向分布，所述第一弹性部和所述第二弹性部在所述上游侧端的两侧保持所述上游侧端的位置，并容许所述上游侧端和所述火焰筒头部之间因受热膨胀而沿所述移动副的移动方向进行相对移动，上述火焰筒可有效解决CMC火焰筒内、外环与高温合金的火焰筒头部之间的热膨胀失配问题。

技术领域

本发明涉及燃气轮机领域，具体涉及一种具有CMC火焰筒的燃烧室。

背景技术

现代大涵道比涡扇航空发动机是一种燃气轮机，通常由进气道、风扇增压级、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、尾喷管串联组成。其燃烧室火焰筒内、外环均采用镍基或钴基耐高温合金材料制成。随着航空发动机技术指标要求不断提高，燃烧室进、出口温度和压力也越来越高，传统的耐高温合金材料已暴露出其耐温能力不足，需使用大量冷却空气降低其工作温度的问题。同时大量冷却气的引入也会使得燃烧不够充分，生成过量污染排放物，难以满足高标准的航空发动机产品需求。

陶瓷基复合材料(Ceramic Matrix Composites，CMC)是在脆性的陶瓷基体中引入增韧补强材料而形成的一类复合材料，其中，碳化硅纤维增韧补强碳化硅陶瓷基复合材料(SiCf/SiC)作为一种新型耐高温陶瓷基复合材料，具有耐高温(短时工作温度可达1650℃)、低密度(3.0g/cm3，约为耐高温合金的1/3)、低膨胀系数(4～5×10^-6/℃，只有耐高温合金的1/3)、高比强、高模量、抗氧化、抗烧蚀，对裂纹相对不敏感等优点。因此，与传统的耐高温合金材料相比较，将陶瓷基复合材料应用于航空发动机燃烧室等热端零部件后，单个发动机构件可减重30％以上，能大幅度降低冷却空气用量，并具有将发动机涡轮前工作温度提高约200℃～300℃的潜力，进一步提高航空发动机热效率，同时还能够大幅降低航空发动机油耗，降低NOx、COx排放量并显著提升构件的疲劳使用寿命。基于上述优势，陶瓷基复合材料成为了先进航空发动机热端零部件的理想材料选择。

以SNECMA、GE和罗罗为代表的国际航空发动机公司很早就意识到了陶瓷基复合材料的优异性能和应用前景，积极开展了陶瓷基复合材料在航空发动机中的研究和应用。在各大公司所在国家政府机构(比如美国航空航天管理局NASA和能源部DoE)陶瓷基复合材料研制项目支持下，联合高校和科研机构，以型号研制为验证平台，从地面燃气轮机到军用小涵道比涡扇发动机再到商用大涵道比涡扇发动机，从技术风险较低的密封片、调节片和尾喷管等构件到航空发动机核心的高压涡轮和燃烧室构件，对陶瓷基复合材料构件进行了大量应用验证。在本世纪初，陶瓷基复合材料尤其是SiCf/SiC复合材料在燃烧室火焰筒内、外环上的工程应用呈现出快速发展的势头。最新报道显示，GE公司已经成功完成了GE9X发动机SiCf/SiC复合材料构件的第二阶段测试，测试的复合材料部件包括燃烧室火焰筒内、外环，2018年已完成适航取证，预计2019年底实现在GE9X发动机上的商业应用。

采用耐高温合金材料制备的火焰筒内、外环通常通过焊接或螺栓连接的方式与采用相同或相似的耐高温合金材料制备的火焰筒头部端壁装配在一起，连接部位的应力集中程度不会高于金属基体很多。但是当采用上述的装配方式将陶瓷基复合材料和耐高温合金材料连接到一起时，由于这两种材料的物理化学特性和热机械性能差异很大，会产生连接界面应力过大、密封不良、热膨胀失配等技术问题；同时，对于采用预浸料带-铺层-溶渗工艺技术制备的陶瓷基复合材料构件还需要解决开孔或弯折部位的脱胶分层问题。

发明内容

本发明的目的之一是提供一种CMC火焰筒，其连接支撑结构可有效解决陶瓷基复合材料(CMC)的火焰筒内、外环与耐高温合金材料的火焰筒头部的装配连接，有效缓解热膨胀失配问题。