涡流器连接结构以及航空发动机的燃烧室的制作方法
【技术领域】
[0001]本实用新型涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种涡流器连接结构以及设置该涡流器连接结构的航空发动机的燃烧室。
【背景技术】
[0002]燃料在燃气轮机燃烧室中燃烧释放出大量热能，燃烧室在高温、大负荷条件下工作，要承受由气体压力、轴向力及惯性力产生的静负荷与振动负荷，由于温度场不均匀，还要承受热应力以及燃气的热腐蚀等。燃烧室的各零部件在复杂的工作环境下易产生屈曲、变形、裂纹、积碳、过热及烧穿等故障，因此燃烧室的结构设计必须保证零部件的自由热膨胀。
[0003]涡流器装在燃烧室火焰筒的前端，其作用是使高温燃气在火焰筒头部产生低速回流区，以稳定火焰，使空气与燃油能很好掺混，点燃后续混气，提高燃烧效率。燃油喷嘴的作用是将燃油雾化，加速混合气形成，保证燃烧稳定性和提高燃烧效率。
[0004]由于燃烧室燃油与空气的混合、雾化、燃烧室组织的不够完善，常产生未氧化的炭。炭沉积于温度较低的物体上如涡流器及喷嘴附近，生成积碳。涡流器上的积碳会改变燃气流量的特性，降低发动机的性能和寿命。另外，涡流器在工作过程中可能产生裂纹等缺陷。燃烧室在维修过程中需要对涡流器进行清洗、修理或者更换。
[0005]航空发动机的维修性是指发动机维修的难易程度。由于航空发动机结构日益复杂，在设计中事先研宄发动机有关维修的问题，已成为保证发动机使用可靠性，提高发动机的出勤率以及降低总寿命期费用的重要手段。
[0006]本申请人发现:现有技术至少存在以下技术问题:
[0007]对于现有技术中将压板焊接在安装座上固定涡流器的结构，维修过程中需要首先打磨焊缝，取下压板，才能将涡流器取出。涡流器完成清洗、检查或者更换后，压板要重新焊接才能将涡流器固定，维修过程相对比较复杂。
【实用新型内容】
[0008]本实用新型的其中一个目的是提出一种涡流器连接结构以及设置该涡流器连接结构的航空发动机的燃烧室，解决了现有技术存在拆装、维修不方便的技术问题。本实用新型提供的诸多技术方案中的优选技术方案所能产生的诸多技术效果详见下文阐述。
[0009]为实现上述目的，本实用新型提供了以下技术方案:
[0010]本实用新型实施例提供的涡流器连接结构，包括安装座以及可拆卸锁定结构，其中:
[0011]所述可拆卸锁定结构与所述安装座可拆卸连接，且所述可拆卸锁定结构抵压在涡流器的外筒上的安装凸缘上且其对所述安装凸缘施加的抵压力能将所述安装凸缘锁定在所述可拆卸锁定结构与所述安装座之间；
[0012]所述可拆卸锁定结构在所述安装凸缘的挤压下能沿所述安装座的轴向和/或径向方向发生变形或位移。
[0013]作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案的进一步优化，所述安装座包括防脱部、筒状部以及止位部，其中:
[0014]所述防脱部与所述止位部分别固设在所述筒状部轴向方向上的两端边缘处，且所述防脱部朝接近所述筒状部轴心线的方向延伸；
[0015]所述安装凸缘的其中一侧与所述止位部相抵接，所述安装凸缘的其中另一侧与所述可拆卸锁定结构相抵接，所述可拆卸锁定结构背离所述安装凸缘的一侧与所述防脱部相抵接。
[0016]作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案的进一步优化，所述可拆卸锁定结构包括垫体以及挡体，其中:
[0017]所述安装凸缘的数目为至少两个，至少所述筒状部上设置有与所述安装凸缘一一对应的嵌入槽，每个所述安装凸缘均嵌在一个所述嵌入槽内且其夹在所述垫体、所述止位部之间，所述安装凸缘能沿所述安装座的径向方向在所述垫体与所述止位部之间滑动；
[0018]所述挡体的其中一侧与所述垫体背离所述安装凸缘的一侧相抵接，所述挡体的其中另一侧与所述防脱部相抵接；
[0019]所述挡体至少能沿所述安装座的轴向方向发生变形或位移。
[0020]作为本实用新型任一技术方案的进一步优化，所述筒状部以及所述防脱部两者共同设置有与所述安装凸缘一一对应的所述嵌入槽。
[0021]作为本实用新型任一技术方案的进一步优化，所述垫体为垫圈，所述挡体为设置有开口的弹性挡圈，所述弹性挡圈的两端之间的间隙形成所述开口。
[0022]作为本实用新型任一技术方案的进一步优化，所述垫圈的外径尺寸小于所述防脱部的内径尺寸，所述垫圈套设在所述涡流器的外筒上且与所述涡流器的外筒之间存在间隙。
[0023]作为本实用新型任一技术方案的进一步优化，所述挡体的横截面的内轮廓和/或外轮廓为优弧。
[0024]作为本实用新型任一技术方案的进一步优化，所述挡体在不受径向挤压的自然状态下其外径尺寸大于所述防脱部的内径尺寸，但所述挡体能被挤压至所述挡体的外径尺寸小于所述防脱部的内径尺寸的程度。作为本实用新型任一技术方案的进一步优化，所述弹性挡圈的两端中的每一端上均设置有夹持孔或夹持槽。
[0025]作为本实用新型任一技术方案的进一步优化，所述弹性挡圈沿远离其两端的方向宽度尺寸逐渐增大。作为本实用新型任一技术方案的进一步优化，所述垫体以及所述挡体均为金属材料制成。
[0026]本实用新型实施例提供的航空发动机的燃烧室，包括火焰筒外环、头部转接段、燃油喷嘴、涡流器以及本实用新型任一技术方案提供的涡流器连接结构，其中:
[0027]所述涡流器套设在所述燃油喷嘴上且与所述燃油喷嘴固定连接；
[0028]所述头部转接段与所述火焰筒外环固定连接或为一体式结构；
[0029]所述涡流器连接结构的安装座与所述头部转接段固定连接或为一体式结构，所述涡流器的外筒上的安装凸缘通过所述涡流器连接结构与所述安装座相连接。
[0030]基于上述技术方案，本实用新型实施例至少可以产生如下技术效果:
[0031]本实用新型实施例提供的涡流器连接结构中采用了安装座上的可拆卸锁定结构将涡流器的外筒上的安装凸缘锁定在了安装座上，由于可拆卸锁定结构是可以在不破坏锁定结构的前提下进行拆卸的，相对于现有技术中采用焊接连接的方式相比，更便于拆装和维修，所以解决了现有技术存在拆装、维修不方便的技术问题。
【附图说明】
[0032]此处所说明的附图用来提供对本实用新型的进一步理解，构成本申请的一部分，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。在附图中:
[0033]图1为本实用新型实施例所提供的航空发动机的燃烧室的结构示意图；
[0034]图2为本实用新型实施例所提供的航空发动机的燃烧室中燃油喷嘴与涡流器之间连接关系的不意图；
[0035]图3为本实用新型实施例所提供的航空发动机的燃烧室中涡流器的外筒与其上的安装凸缘之间连接关系的示意图；
[0036]图4为本实用新型实施例所提供的航空发动机的燃烧室中涡流器外筒上的安装凸缘与安装座的局部结构之间连接关系的示意图；
[0037]图5为本实用新型实施例所提供的涡流器连接结构的垫体的示意图；
[0038]图6为本实用新型实施例所提供的涡流器连接结构的垫体的剖视示意图；
[0039]图7为本实用新型实施例所提供的涡流器连接结构的挡体的示意图；
[0040]图中标记:1、燃烧室；2、燃油喷嘴；3、涡流器；31、外筒；32、安装凸缘；4、点火电嘴；5、火焰筒外环；6、火焰筒内环；7、帽罩；8、外机匣；9、头部转接段；91、安装座；911、防脱部；912、筒状部；913、止位部；914、嵌入槽;10、定位销;11、垫体；12、挡体；121、夹持孔；D、内圆