涡轮外环连接结构、中承机匣、燃气涡轮发动机及连接方法

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，尤其涉及涡轮外环连接结构、中承机匣、燃气涡轮发动机及连接方法。

背景技术

CMC陶瓷基复合材料是以陶瓷为基体与各种纤维复合的一类复合材料。陶瓷基体可为氮化硅、碳化硅等高温结构陶瓷。CMC陶瓷基复合材料具有耐高温、高强度和刚度、低密度相对重量较轻、抗腐蚀等优异性能，已经被应用于航空发动机的高温热端部件，如外环、尾喷系统、火焰筒等。被视为取代高温合金，实现新型先进发动机减重增效“升级换代材料”之首选。

发明内容

本发明的目的是提供一种涡轮外环连接结构。

本发明的另一目的是提供一种燃气涡轮发动机。

本发明的又一目的是提供一种中承机匣。

本发明的又一目的是提供一种连接方法。

根据本发明一方面的一种涡轮外环连接结构，包括：涡轮外环件，包括涡轮外环本体以及延伸部，所述延伸部包括从所述涡轮外环本体径向向外延伸的轴向相邻的第一肋板以及第二肋板；中承机匣，包括分体设置的第一机匣部、第二机匣部以及位于两者之间的连接部；其中，所述第一机匣部对应与所述第一肋板可拆卸连接，所述第二机匣部对应与所述第二肋板可拆卸连接，所述连接部包括可伸缩段，所述可伸缩段的在轴向两侧分别与所述第一机匣部、第二机匣部可拆卸连接；所述涡轮外环件的热膨胀系数小于所述中承机匣的热膨胀系数。

本申请的技术方案通过设置可伸缩段，实现调节中承机匣与涡轮外环件的轴向尺寸，当发动机运行过程中，在高温温度场条件下，允许中承机匣发生轴向位移，防止中承机匣与涡轮外环件的轴向约束产生高应力。

根据所述的涡轮外环连接结构的一个或多个实施例中，所述第一肋板、第二肋板分别具有第一连接孔、第二连接孔；所述中承机匣的第一机匣部、第二机匣部分别具有对应所述第一连接孔的第三连接孔，对应所述第二连接孔的第四连接孔；所述涡轮外环连接结构还包括第一连接件，第二连接件；其中，第一连接件连接所述第一连接孔、第三连接孔，所述第一肋板与所述第一机匣部在轴向面-面紧贴地连接，所述第一肋板位于所述第一机匣部的轴向下游侧，所述第一连接件与所述第一肋板的接触位置设置有弹性件；所述第二机匣部包括第一段、第二段，所述第四连接孔包括第一孔段以及第二孔段，所述第一段、第二段之间具有轴向空间，所述第二肋板在轴向位于该轴向空间内，且第二肋板的轴向尺寸小于该轴向空间的尺寸，所述第二连接件在轴向上游至下游的方向依次连接所述第四连接孔的第一孔段、所述第二连接孔以及所述第四连接孔的第二孔段。

根据所述的涡轮外环连接结构的一个或多个实施例中，所述涡轮外环连接结构包括冷态以及热态：

在所述冷态，所述第一机匣部与所述第一肋板紧贴地连接，所述第二机匣部的第一段与所述第二肋板紧贴地连接，所述第二机匣部的第二段与所述第二肋板具有第一轴向间隙；

在所述热态，所述第一机匣部与所述第一肋板紧贴地连接，所述第二机匣部的第一段与所述第二肋板紧贴地连接，所述第二机匣部的第二段与所述第二肋板具有第二轴向间隙，所述第二轴向间隙小于所述第一轴向间隙。

根据所述的涡轮外环连接结构的一个或多个实施例中，所述第二机匣部的第一段包括第一本体以及第一凸伸部，所述第二段包括第二本体以及第二凸伸部，所述第一凸伸部从所述第一本体向轴向下游凸伸，所述第二凸伸部从所述第二本体向轴向上游凸伸，所述第一凸伸部、所述第二凸伸部用于对所述第二肋板轴向限位。

根据所述的涡轮外环连接结构的一个或多个实施例中，所述第一连接件、第二连接件的热膨胀系数与所述中承机匣的热膨胀系数相同，所述第一连接件、所述第二连接件分别对应与所述第一连接孔、所述第二连接孔为间隙配合。

根据所述的涡轮外环连接结构的一个或多个实施例中，所述第一连接孔、第二连接孔、第三连接孔以及第四连接孔在轴向共轴线地设置。

根据所述的涡轮外环连接结构的一个或多个实施例中，所述第一段包括第一段本体以及第一段连接体，所述第二段包括第二段本体以及第二段连接体，所述第一段连接体具有所述第四连接孔的第一孔段，所述第二段连接体具有所述第四连接孔的第二孔段，所述第一段连接体、第二段连接体之间具有所述轴向空间，所述第二肋板在轴向位于该轴向空间内，且第二肋板的轴向尺寸小于该轴向空间的尺寸；所述第一段本体与所述第二段本体面面紧贴地可拆卸地固定连接，所述第一段本体与所述连接部可拆卸地连接。

根据所述的涡轮外环连接结构的一个或多个实施例中，所述第一机匣部包括第一机匣部本体以及第一安装部，所述第一安装部与所述第一肋板可拆卸地安装连接，所述第一机匣部本体开设有冷气通道，所述冷气通道连通所述中承机匣与所述涡轮外环件限定的空间。

根据所述的涡轮外环连接结构的一个或多个实施例中，所述连接部还包括第一连接部、第二连接部，分别与所述可伸缩段的轴向两端连接，所述第一连接部、第二连接部分别具有第五连接孔、第六连接孔，所述第一机匣部、第二机匣部分别具有第七连接孔、第八连接孔，所述涡轮外环连接结构还包括第三连接件、第四连接件，所述第三连接件连接所述第五连接孔、第七连接孔，以连接所述第一机匣部与所述第一连接部，所述第四连接件连接所述第六连接孔、第八连接孔，以连接所述第二机匣部与所述第二连接部。

根据所述的涡轮外环连接结构的一个或多个实施例中，所述可伸缩段为波纹管状。

根据所述的涡轮外环连接结构的一个或多个实施例中，所述涡轮外环件为陶瓷基复合材料，所述中承机匣为高温合金。

根据本发明另一方面的一种燃气涡轮发动机，包括如上所述的涡轮外环连接结构。

根据本发明又一方面的一种中承机匣，包括分体设置的第一机匣部、第二机匣部以及位于两者之间的连接部；其中，所述连接部包括可伸缩段，所述可伸缩段在轴向两侧分别与所述第一机匣部、所述第二机匣部可拆卸连接。

根据本发明又一方面的一种连接方法，用于将第一环形件安装于与其同轴的第二环形件，所述第一环形件采用第一材料，所述第二环形件采用第二材料，所述第一材料的热膨胀系数小于所述第二材料的热膨胀系数，包括：

在第一环形件设置从第一环形件径向向外延伸的轴向相邻的第一肋板以及第二肋板，两者分别具有第一连接孔、第二连接孔；

在第二环形件设置为分体的第一部、第二部以及位于两者之间用于连接两者的连接部；

所述第一部被设置为对应与所述第一肋板可拆卸连接，所述第二部被设置为对应与所述第二肋板可拆卸连接，所述连接部包括可伸缩段，其在轴向的长度可伸缩，所述可伸缩段的在轴向两侧分别与所述第一部、第二部可拆卸连接；所述第一环形件的热膨胀系数小于所述第二环形件的热膨胀系数。

附图说明

本发明上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，在附图中相同的附图标记始终表示相同的特征，需要注意的是，这些附图均仅作为示例，其并非是按照等比例的条件绘制的，并且不应该以此作为对本发明实际要求的保护范围构成限制，其中：

图1为一实施例的涡轮外环连接结构的结构示意图；

图2为一实施例的涡轮外环连接结构的另一视角的结构示意图；

图3为一实施例的连接部的结构示意图。

具体实施方式

现在将详细地参考本发明的各个实施方案，这些实施方案的实例被显示在附图中并描述如下。尽管本发明将与示例性实施方案相结合进行描述，但是应当意识到，本说明书并非旨在将本发明限制为那些示例性实施方案。相反，本发明旨在不但覆盖这些示例性实施方案，而且覆盖可以被包括在由所附权利要求所限定的本发明的精神和范围之内的各种选择形式、修改形式、等效形式及其它实施方案。

在随后的描述中，“径向”、“轴向”、“内”、“外”或者其他方位术语指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或部件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

同时，本申请使用了特定词语来描述本申请的实施例。如“一个实施例”和/或“一实施例”意指与本申请至少一个实施例相关的某一特征、结构或特点。因此，应强调并注意的是，本说明书中在不同位置两次或多次提及的“一实施例”或“一个实施例”并不一定是指同一实施例。此外，本申请的一个或多个实施例中的某些特征、结构或特点可以进行适当的组合。

目前，随着对航空发动机减重增效的要求日益提高，需要进一步改善发动机。

本申请的发明人经过深入研究发现，CMC陶瓷基复合材料与金属材料的热导率、热膨胀系数相差较大，在高温环境下金属材料的变形大，CMC陶瓷基复合材料的变形小，因此CMC陶瓷基复合材料与金属材料的连接尤为重要，既要保证结构的功能、传递载荷、限制位移，又需要避免金属材料和CMC陶瓷基复合材料的变形不一致导致CMC陶瓷基复合材料的破坏。因此CMC采用陶瓷基复合材料外环应用于航空发动机部件，需要考虑外环与金属件的热失配连接问题。热失配是指同一系统内具有不同热膨胀系数的相邻材料或部件在温度变化过程中表现出来的热膨胀变形大小不一致的现象称之为热失配现象，无法释放的热变形失配会在系统内造成显著的热失配应力。

基于以上考虑，发明人经过深入研究，设计了一种涡轮外环连接结构，通过设置可伸缩段，实现调节中承机匣与涡轮外环件的轴向尺寸，当发动机运行过程中，在高温温度场条件下，允许中承机匣发生轴向位移，防止中承机匣与涡轮外环件的轴向约束产生高应力。另外，涡轮外环件的结构类似于π字型，方便制造。

虽然本申请实施例公开的涡轮外环连接结构适用于燃气涡轮发动机以达到防止热失配产生热应力的效果，但不以此为限，只要是连接为防止因变形不统一导致高应力可以应用本申请实施例公开的连接结构即可。

参考图1所示，在一个实施例中，涡轮外环连接结构100的具体结构可以是，包括涡轮外环件1、中承机匣2。涡轮外环件1，包括涡轮外环本体11以及延伸部12，延伸部12包括从涡轮外环本体11径向向外延伸的轴向相邻的第一肋板121以及第二肋板122。中承机匣2，包括分体设置的第一机匣部21、第二机匣部22以及位于两者之间的连接部23。其中，第一机匣部21对应与第一肋板121可拆卸连接，第二机匣部22对应与第二肋板122可拆卸连接，连接部23包括可伸缩段230，可伸缩段230的在轴向两侧分别与第一机匣部21、第二机匣部22可拆卸连接。涡轮外环件1的热膨胀系数小于中承机匣2的热膨胀系数。

此处的“涡轮外环件1”的含义是指航空发动机隔绝高温燃气冲刷、保持机匣结构完整性的部件。

此处的“中承机匣2”的含义是指航空发动机上的主要承力部件，属于静止件。在发动机叶片脱落时，包容叶片。

本实施例的有益效果在于，通过设置可伸缩段，实现调节中承机匣与涡轮外环件的轴向尺寸，当发动机运行过程中，在高温温度场条件下，允许中承机匣发生轴向位移，防止中承机匣与涡轮外环件的轴向约束产生高应力。

参考图1结合图2所示，在一些实施例中，涡轮外环连接结构100的具体结构可以是，第一肋板121、第二肋板122分别具有第一连接孔311、第二连接孔32。中承机匣2的第一机匣部21、第二机匣部22分别具有对应第一连接孔31的第三连接孔5，对应第二连接孔32的第四连接孔6。涡轮外环连接结构100还包括第一连接件35，第二连接件46。其中，第一连接件35连接第一连接孔31、第三连接孔5，第一肋板121与第一机匣部21在轴向面-面紧贴地连接，第一肋板121位于第一机匣部21的轴向下游侧，第一连接件35与第一肋板121的接触位置设置有弹性件7。在一些实施例中，如图2所示，弹性件7为弹簧垫片。

第二机匣部22包括第一段221、第二段222，第四连接孔6包括第一孔段601以及第二孔段602，第一段221、第二段222之间具有轴向空间a，第二肋板122在轴向位于该轴向空间a内，且第二肋板122的轴向尺寸小于该轴向空间a的尺寸，第二连接件46在轴向上游至下游的方向依次连接第四连接孔6的第一孔段601、第二连接孔32以及第四连接孔6的第二孔段602。

本实施例的有益效果在于，将中承机匣由传统的整体中承机匣分成第一机匣部、第二机匣部以及位于两者之间的连接部的分块设计，方便结构的装配与拆卸。通过设置可伸缩段，调节中承机匣的轴向尺寸，在发动机运行过程中，可以允许中承机匣的轴向位移，可以释放中承机匣的轴向应力。通过设置连接件，使整个连接结构更加牢固且易于拆装。通过设置弹性件以及轴向空间，使中承机匣和涡轮外环件均允许轴向变形位移，其原理在于，例如图2所示，第一机匣部21与第一肋板121紧贴，第一肋板121与第一连接件35之间设有弹性件7，当发生热失配时，第一机匣部21发生热变形向轴向下游位移，推动第一肋板121，第一肋板121挤压弹性件7也发生轴向位移直至达到弹性件7不能被压缩；第二肋板122与第二段222留有轴向空间，允许第一段221向轴向下游位移带动第二肋板122向轴向下游位移，直至与第二段222贴合。如此既可以实现对涡轮外环件的限位，又可以防止中承机匣和涡轮外环件热膨胀系数不同，避免中承机匣在高温下向下游变形，对第一肋板、第二肋板的根部产生较高应力，发生破坏。在安装状态时可以保证结构足够的牢固；在热失配状态时，可以有效防止应力过高。

在一些实施例中，如图2所示，第一连接件35、第二连接件46为螺栓。

继续参考图1结合图2所示，在一些实施例中，涡轮外环连接结构100的具体结构可以是，涡轮外环连接结构100包括冷态以及热态：

在冷态，第一机匣部21与第一肋板121紧贴地连接，第二机匣部22的第一段221与第二肋板122紧贴地连接，第二机匣部22的第二段222与第二肋板122具有第一轴向间隙。此时为安装状态，可以保证涡轮外环连接结构足够牢固，并为中承机匣发生热变形留有足够的空间，以便使涡轮外环件可以根据发动机的运行情况自适应移动，释放变形和载荷，防止高应力产生。

在热态，第一机匣部21与第一肋板121紧贴地连接，第二机匣部22的第一段221与第二肋板122紧贴地连接，第二机匣部22的第二段222与第二肋板122具有第二轴向间隙，第二轴向间隙小于第一轴向间隙，第二轴向间隙甚至可以是0。当发动机运行时，在高温状态，中承机匣的热变形量大于涡轮外环件的热变形量，整体向轴向下游发生位移，使第二段与第二肋板的轴向间隙减小，直至第二段与第二肋板贴合，既实现对涡轮外环件的限位，由防止热失配应力导致破坏。

在一些实施例中，如图1、图2所示，在冷态安装状态时，中承机匣2与第一肋板121、第二肋板122的上端面径向接触；在发动机运行时，在高温状态和内外腔压作用下，中承机匣2向径向外侧变形大于涡轮外环件1，中承机匣2与第一肋板121、第二肋板122上端面自动释放一定间隙，防止中承机匣2对涡轮外环件1产生过大径向载荷，导致损坏，同时又起到径向限位作用。

继续参考图1结合图2所示，在一些实施例中，第二机匣部22的具体结构可以是，第二机匣部22的第一段221包括第一本体2211以及第一凸伸部2212，第二段222包括第二本体2221以及第二凸伸部2222，第一凸伸部2212从第一本体2211向轴向下游凸伸，第二凸伸部2222从第二本体2221向轴向上游凸伸，第一凸伸部2212、第二凸伸部2222用于对第二肋板122轴向限位。设置第一凸伸部、第二凸伸部的有益效果在于，保证对第二肋板轴向限位，同时减小与肋板的接触面积，便于保证接触面的加工精度，易于加工。另外，如此设计还可减轻第二机匣部的重量，达到轻量化设计的效果。

继续参考图1结合图2所示，在一些实施例中，涡轮外环连接结构100的具体结构可以是，第一连接件35、第二连接件46的热膨胀系数与中承机匣2的热膨胀系数相同，第一连接件35、第二连接件46分别对应与第一连接孔31、第二连接孔32为间隙配合。

此处的“热膨胀系数相同”为大致相同，即第一连接件、第二连接件的热膨胀系数与中承机匣的热膨胀系数的差别，相比于涡轮外环件的热膨胀系数与中承机匣的热膨胀系数的差别是可以忽略不计的。例如第一连接件、第二连接件与中承机匣的材料完全相同，又例如第一连接件、第二连接件与中承机匣的材料均为镍基高温合金，但属于不同的牌号的镍基高温合金，这种情况也属于上述的“第一连接件、第二连接件的热膨胀系数与所述中承机匣的热膨胀系数相同”。

间隙配合的设置，可有效防止连接孔与连接件的热失配应力，同时也更有利于中承机匣与涡轮外环件的轴向移动，防止第一肋板、第二肋板的根部产生高应力，导致损坏。

参考图2所示，在一些实施例中，涡轮外环连接结构100的具体结构可以是，第一连接孔31、第二连接孔32、第三连接孔5以及第四连接孔6在轴向共轴线地设置。如此设置的有益效果在于，可促进涡轮外环件与中承机匣在同一方向移动，更易于释放热应力。

参考图1结合图2所示，在一些实施例中，第二机匣部22的具体结构可以是，第一段221包括第一段本体2201以及第一段连接体2202，第二段222包括第二段本体2203以及第二段连接体2204，第一段连接体2201具有第四连接孔6的第一孔段601，第二段连接体2204具有第四连接孔6的第二孔段602，第一段连接体2202、第二段连接体2204之间具有轴向空间a，第二肋板122在轴向位于该轴向空间a内，且第二肋板122的轴向尺寸小于该轴向空间a的尺寸；第一段本体2201与第二段本体2203面面紧贴地可拆卸地固定连接，第一段本体2201与连接部23可拆卸地连接。如此设置既为第二机匣部的轴向位移留有空间，又对第二肋板进行限位，同时还更易于装配。

在一些实施例中，如图1、图2所示，第一段本体2201具有第九连接孔51，第二段本体2203具有第十连接孔52，第一段本体2201、第二段本体2203通过第五连接件9连接，第五连接件9为沉头螺钉，便于拆装。

继续参考图1结合图2所示，在一些实施例中，第一机匣部21的具体结构可以是，包括第一机匣部本体211以及第一安装部212，第一安装部212与第一肋板121可拆卸地安装连接，第一机匣部21本体开设有冷气通道8，冷气通道8连通中承机匣2与涡轮外环件1限定的空间b，以降低涡轮外环件以及中承机匣的温度。

在一些实施例中，如图2所示，第一连接件35、第二连接件46的中心开设有孔道与空间b连通，用于排出由冷却通道8进入的冷气，促进气流流通，使冷却效果更好。

参考图1至图3所示，在一些实施例中，连接部23的具体结构可以是，还包括第一连接部231、第二连接部232，分别与可伸缩段230的轴向两端连接，第一连接部231、第二连接部232分别具有第五连接孔40、第六连接孔41，第一机匣部21、第二机匣部22分别具有第七连接孔42、第八连接孔43，涡轮外环连接结构100还包括第三连接件44、第四连接件45，第三连接件44连接第五连接孔40、第七连接孔42，以连接第一机匣部21与第一连接部23，第四连接件45连接第六连接孔41、第八连接孔43，以连接第二机匣部22与第二连接部23，如此设置使连接更加稳固。在一些实施例中，如图2所示，第三连接件44、第四连接件45为螺栓。

参考图3所示，在一些实施例中，可伸缩段230的具体结构可以是，可伸缩段230为波纹管状，易于加工制造，且具有较佳的伸缩性，利于中承机匣发生轴向位移，防止热失配发生的热应力。

参考图1所示，在一些实施例中，涡轮外环连接结构100的具体结构可以是，涡轮外环件1为陶瓷基复合材料，中承机匣2为高温合金。采用陶瓷基符合材料的涡轮外环件的结构类似于π字型，方便制造，同时使用陶瓷基复合材料，使涡轮外环件具备耐高温、高硬度等优异特性的同时，降低涡轮外环件的重量，实现轻量化设计。

在一个实施例中，燃气涡轮发动机的具体结构可以是，包括如上所述的涡轮外环连接结构。采用如上所述涡轮外环连接结构的燃气涡轮发动机，涡轮外环连接结构的涡轮外环件可有效隔热，可以显著地提高发动机的涡轮前温度，提高发动机性能。同时涡轮外环连接结构对涡轮外环件限位的同时又允许中承机匣与涡轮外环件发生轴向位移，实现应力释放，不必担心温度过高导致热失配应力，部件被破坏。

参考图1所示，在一个实施例中，中承机匣2的具体结构可以是，包括分体设置的第一机匣部21、第二机匣部22以及位于两者之间的连接部23。其中，连接部23包括可伸缩段230，可伸缩段230在轴向两侧分别与第一机匣部21、第二机匣部22可拆卸连接。将中承机匣分成多块设计，由传统的整体中承机匣分成第一机匣部、第二机匣部以及位于两者之间的连接部设计，易于装配。可伸缩段可以调节中承机匣的轴向尺寸，在发动机运行过程中，可以允许中承机匣的轴向位移，可以释放中承机匣的轴向应力。

参考图1至图3所示，在一个实施例中，用于将第一环形件安装于与其同轴的第二环形件的连接方法，第一环形件采用第一材料，第二环形件采用第二材料，第一材料的热膨胀系数小于第二材料的热膨胀系数，其具体步骤可以是，包括：

在第一环形件设置从第一环形件径向向外延伸的轴向相邻的第一肋板以及第二肋板，两者分别具有第一连接孔、第二连接孔。承上所述的，第一环境件为涡轮外环件1，包括涡轮外环本体11以及延伸部12，延伸部12包括从涡轮外环本体11径向向外延伸的轴向相邻的第一肋板121以及第二肋板122。第一肋板121、第二肋板122分别具有第一连接孔311、第二连接孔32。

在第二环形件设置为分体的第一部、第二部以及位于两者之间用于连接两者的连接部。承上所述的，第二环形件为中承机匣2，包括分体设置的第一机匣部21、第二机匣部22以及位于两者之间的连接部23。

第一部被设置为对应与第一肋板可拆卸连接，第二部被设置为对应与第二肋板可拆卸连接，连接部包括可伸缩段，其在轴向的长度可伸缩，可伸缩段的在轴向两侧分别与第一部、第二部可拆卸连接；第一环形件的热膨胀系数小于第二环形件的热膨胀系数。承上所述的，第一机匣部21对应与第一肋板121可拆卸连接，第二机匣部22对应与第二肋板122可拆卸连接，连接部23包括可伸缩段230，可伸缩段230的在轴向两侧分别与第一机匣部21、第二机匣部22可拆卸连接。涡轮外环件1的热膨胀系数小于中承机匣2的热膨胀系数。

采用本实施例的连接方法，允许第一环形件与第二环形件均发生轴向位移，有效防止引热膨胀系数不同产生热失配导致热失配应力，发生部件损坏，同时又可以对第一环形件进行限位。

本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本发明权利要求所界定的保护范围之内。