[实用新型]航空发动机燃烧室壁

说明书

技术领域    

本实用新型涉及航空发动机燃烧室，具体涉及航空发动机燃烧室壁。

背景技术   

航空发动机是航空飞行器的心脏，燃烧室是航空发动机的重要部件，保证在各种飞行状态下，将燃料化学能转化为热能。燃烧室处于极端恶劣的工作环境中，通常发动机燃烧室内壁上衬高温防护涂层以提高抗氧化以及抗腐蚀性能。由于采用高温防护涂层可以有效降低燃烧室基体的工作温度，提高材料的热强度、热疲劳性能以及抗冲蚀性能，因此，高温防护涂层在航空发动机燃烧室设计和制造上得到了广泛的应用。

燃烧室受到高温燃气冲刷，在热应力以及燃气中的S和O元素的作用下发生化学反应，其晶界生成碳化物造成贫铬区，在酸性物质的作用下，材料表面沿晶面开裂产生晶粒脱落。超长期，高温氧化形成氧化膜，氧化到一定程度后，材料表面呈片状破裂或网状剥落造成微损伤，受到微损伤的构件在振动的作用下，会产生微裂纹，微裂纹扩展可导致构件断裂。热障涂层热变形小，耐蚀耐磨密封性好，用在燃烧室上可提高发动机效率和延长发动机使用寿命，成为航空发动机设计和维护的关键技术之一。

目前，主要采用热喷涂涂层技术，利用一定热源（如气体燃烧火焰、多体爆炸火焰、电弧、电弧等离子体）将涂层材料加热到熔融状态下，然后利用高速气流雾化，并以一定的速度喷涂于共组表面，形成高温防护涂层。

发明内容   

本实用新型要解决的问题是提供一种涂层和基体结合更加牢靠的航空发动机燃烧室壁。

为了解决上述技术问题，本实用新型的技术方案为：

一种航空发动机燃烧室壁，包括基体内表面和高温防护涂层，所述基体内表面是整体为圆柱面的带有突起和凹陷的粗糙表面，基体内表面的面积较圆柱面增大10%，基体内表面上形成高温防护涂层。

上述航空发动机燃烧室壁，所述突起和凹陷为矩形槽和矩形突起，它们交错排列。

上述航空发动机燃烧室壁，所述高温防护涂层是由多晶氧化铝纤维纸、多晶莫来石纤维纸、硅酸盐纤维纸之一浸渍于陶瓷胶粘剂、改性陶瓷胶粘剂或者无机磷酸系列耐高温复合型粘剂预成形后经冷模压成型工艺涂覆在基体内表面上。

增加燃烧室基体内表面表面积，使得高温防护涂层和燃烧室基体的接触面积增大，整体上增强了高温防护涂层附着的牢固性。基体内表面表面积的增大，相对分散了基体热应力的分布，降低了热应力的作用，延长了航空发动机燃烧室的使用寿命。

附图说明   

下面结合附图对本实用新型的具体实施方式作进一步详细的说明：

图1为本实用新型的局部断面结构示意图。

图2为本实用新型采用冷陶瓷涂层的局部断面结构示意图。

图中：1基体,2高温防护涂层。

具体实施方式

如图1所示，一种航空发动机燃烧室壁，包括基体1内表面和高温防护涂层2，所述基体内表面为整体为圆柱面的带有突起和凹陷的粗糙表面，基体内表面的面积较圆柱面增大10%，基体内表面上热喷涂高温防护涂层。增加燃烧室基体内表面表面积，使得高温防护涂层和燃烧室基体的接触面积增大，整体上增强了高温防护涂层附着的牢固性。基体内表面表面积的增大，相对分散了基体热应力的分布，降低了热应力的作用，延长了航空发动机燃烧室的使用寿命。

为了便于加工制造，所述突起和凹陷为矩形槽和矩形突起，它们交错排列。

如图2所示，下面介绍一种新型的高温防护涂层结构。所述高温防护涂层是由多晶氧化铝纤维纸、多晶莫来石纤维纸、硅酸盐纤维纸之一浸渍于陶瓷胶粘剂、改性陶瓷胶粘剂或者无机磷酸系列耐高温复合型粘剂预成形后经冷模压成型工艺涂覆在基体内表面上。这种制造工艺避免了单纯陶瓷材料机械加工难、加工成本高的缺陷，通过冷模压成型，无需机械加工。

本实用新型是对发动机的局部改进，提高了热障涂层的附着牢固性，节约了成本，提高了航空发动机运行稳定性。另外，采用冷涂层陶瓷工艺进一步提高了航空发动机的使用寿命和运行的经济效益。