专利名称：航空发动机火焰筒外壳结构的制作方法
技术领域：
本实用新型涉及一种航空发动机火焰筒外壳结构，具体涉及一种为提高航空发动机寿命而进行的火焰筒外壳的改进设计。属于航空发动机燃烧室结构设计技术领域。
背景技术：
现有航空发动机原火焰筒的最热点在进气斗侧面，在大负荷长时间运转后，常出现裂纹，裂纹扩展产生掉块从而危及发动机转子系统正常工作，影响发动机工作寿命、危及发动机使用安全。为满足发动机使用方对涡喷十一型航空发动机提出的性能需求，提高发动机使用寿命，对该型航空发动机的火焰筒外壳部件进行了改进设计。原火焰筒外壳是该型发动机最薄弱的环节，由于结构设计上的缺陷，火焰筒外壳壁面温度分布很不均勻，温差最大值达400°C以上，最热点进气斗侧面，在大负荷长时间运转后，常出现裂纹，裂纹扩展到两个进气斗之间的小孔，容易产生掉块，影响整机工作寿命。
实用新型内容本实用新型的目的是提供一种航空发动机火焰筒外壳结构，以提高航空发动机的使用寿命。为实现上述目的，本实用新型采取以下设计方案一种航空发动机火焰筒外壳结构，其包括火焰筒外壳加强环1、固定环2、固定钩3、前进气锥4、火焰筒外壳前段5、进气斗6、火焰筒外壳后段7及火焰筒后安装边8。火焰筒外壳前段和火焰筒外壳后段通过焊接连接为一体形成火焰筒外壳，在火焰筒外壳前段前端焊接着火焰筒外壳加强环以形成安装前进气锥的内安装边。在火焰筒外壳后段的后端焊接着火焰筒后安装边。在火焰筒外壳前段冲出的长圆形孔中焊接着进气斗。在将前进气锥和火焰筒外壳组合时，固定钩装入前进气锥斜槽定位保证前锥与外壳间形成2. 4mm缝隙，再由背后将固定钩焊在前进气锥上。然后用拚成一个整圆、分为三块的固定环卡在固定钩和火焰筒外壳加强环之间，使固定钩卡紧，再将分成三段的固定环焊成一个整环。火焰筒外壳前段的冷却采用气膜冷却，气膜是由与火焰筒径向成30°的窄固定钩垫在火焰筒外壳壁面和前进气锥前端面之间所形成的2. 4mm的环形缝隙形成的。一种航空发动机火焰筒外壳结构，其包括火焰筒外壳加强环、固定环、固定钩、前进气锥、火焰筒外壳前段、进气斗、火焰筒外壳后段及火焰筒后安装边；火焰筒外壳前段和火焰筒外壳后段通过焊接连接为一体形成火焰筒外壳，在火焰筒外壳前段前端焊接着火焰筒外壳加强环以形成安装前进气锥的内安装边。在火焰筒外壳后段的后端焊接着火焰筒后安装边；在火焰筒外壳前段冲出的长圆形孔中焊接着进气斗；固定钩焊在前进气锥；其特征在于所述的固定钩宽度由原先的Ilmm改为4. 5mm，固定钩厚度由1. 8mm改为3mm，固定钩安放角度改为顺气流方向摆放，与火焰筒径向轴线夹角为30°。所述的进气斗迎燃气侧面的多余材料予以切除，以进气斗短边中心向进气斗背部方向切除材料至与进气斗底面6mm处为止。本实用新型一种航空发动机火焰筒外壳结构，其优点及功效在于1、有效降低了火焰筒外壳壁面的最高温度。2、改善了火焰筒外壳壁面温度分布不均勻的情况。3、对火焰筒流量分配没有改变，不影响主燃区的燃烧以及火焰筒的工作特性。
图1所示为火焰筒结构示意图图2『1、加-2所示为现有技术中固定钩结构示意图图2b-l、2b_2所示为本实用新型中固定钩结构示意图图3a所示为现有技术中固定钩摆放角度示意图图北所示为本实用新型中固定钩摆放角度示意图图4所示为本实用新型中前进气锥与火焰筒外壳间间隙示意图图5a-l、fe_2所示为现有技术中进气斗结构示意图图5b-l』b_2所示为本实用新型中进气斗结构示意图图中标号具体如下1、火焰筒外壳加强环；2、固定环；3、固定钩；4、前进气锥；5、火焰筒外壳前段；6、 进气斗；7、火焰筒外壳后段；8、火焰筒后安装边；9、火焰筒内燃气气流；10-进气斗前部； 11-进气斗背部W、W’ -固定钩宽度T、T’ -固定钩厚度S-前进气锥与火焰筒外壳间的间隙 θ -固定钩与火焰筒径向轴线夹角H-进气斗背部去除材料后与进气斗底面的距离
具体实施方式
航空发动机火焰筒外壳改进结构如图1至图5所示。固定钩改进是宽度W'由原先的Ilmm改为4. 5mm,固定钩厚度T’由1. 8mm改为3mm，见图2a_l、图2a_2、图沘_1、图沘_2 所示。固定钩安放角度改为顺气流方向摆放，与火焰筒径向轴线夹角θ为30°，见图3a、 图北所示。通过增加固定钩的厚度使得前进气锥与火焰筒外壳间的间隙S由原先的1. 8mm 增加为现在的2. 4mm，如图4所示。顺气流方向摆放的窄固定钩有效的消除了原来固定钩后的气流分离区，使得冷却气膜得以沿壁面更均勻的连续流动，从而降低了外壳前端壁面的温度并使温度分布更加均勻一致。原有进气斗侧壁面过热的原因是打旋的气流进入火焰筒，燃烧后打旋的燃气被进气斗背面挡住后滞止(见图5a-l、fe_2)，使得进气斗背面温度很高。改进的火焰筒风斗设计主要是切除进气斗背面部分材料，以进气斗短边中心向进气斗背部11方向切除材料至与进气斗底面6mm处为止，见图恥-1、图恥-2所示。通过切除进气斗背面部分材料以及通过增加前进气锥与火焰筒外壳间的间隙从而增大冷却气膜厚度后，使得进气斗热点温度降低了约 200°C。
权利要求1.一种航空发动机火焰筒外壳结构，其包括火焰筒外壳加强环、固定环、固定钩、前进气锥、火焰筒外壳前段、进气斗、火焰筒外壳后段及火焰筒后安装边；火焰筒外壳前段和火焰筒外壳后段通过焊接连接为一体形成火焰筒外壳，在火焰筒外壳前段前端焊接着火焰筒外壳加强环以形成安装前进气锥的内安装边，在火焰筒外壳后段的后端焊接着火焰筒后安装边；在火焰筒外壳前段冲出的长圆形孔中焊接着进气斗；固定钩焊在前进气锥；其特征在于所述的固定钩宽度由原先的Ilmm改为4. 5mm，固定钩厚度由1. 8mm改为3mm，固定钩安放角度改为顺气流方向摆放，与火焰筒径向轴线夹角为30°。
2.根据权利要求1所述的航空发动机火焰筒外壳结构，其特征在于所述的进气斗迎燃气侧面的多余材料予以切除，以进气斗短边中心向进气斗背部方向切除材料至与进气斗底面6mm处为止。
专利摘要本实用新型一种航空发动机火焰筒外壳结构，包括火焰筒外壳加强环、固定环、固定钩、前进气锥、火焰筒外壳前段、进气斗、火焰筒外壳后段及火焰筒后安装边；火焰筒外壳前段和火焰筒外壳后段通过焊接连接为一体形成火焰筒外壳，在火焰筒外壳前段前端焊接着火焰筒外壳加强环以形成安装前进气锥的内安装边。在火焰筒外壳后段的后端焊接着火焰筒后安装边；在火焰筒外壳前段冲出的长圆形孔中焊接着进气斗；固定钩焊在前进气锥；所述的固定钩宽度由原先的11mm改为4.5mm，固定钩厚度由1.8mm改为3mm，固定钩安放角度改为顺气流方向摆放，与火焰筒径向轴线夹角为30°。本实用新型有效降低火焰筒外壳的壁面温度；切除进气斗迎燃气侧面多余材料，解决了进气斗出现裂纹的问题。
文档编号F23R3/42GK202032611SQ201120000620
公开日2011年11月9日 申请日期2011年1月4日 优先权日2011年1月4日
发明者俞裕民, 吴一黄, 桑万章, 潘宁民, 王景惠, 陈明明 申请人:北京航空航天大学