CN104454171A - 一种航空发动机高温部件冷却方法 - Google Patents

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石岩
宋扬
张栓
刘洋
刘博�
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Abstract

一种航空发动机高温部件冷却方法，引入发动机高压压气机出口附近高压气体，经过进气嘴的气流达到超音速的速度；高速的气流沿涡流室周边的切线方向进入涡流室，气流先在涡流室的周边部分形成旋转的自由涡流，然后由自由涡流的扩散和挤压，使一部分气体移到涡流室中心；沿航空发动机外涵机匣圆周分布的多个冷却空气发生装置最小单元，产生大量的冷、热气流，经冷、热气流收集管收集后，冷空气可以实现对高温部件的冷却。本发明的优点：实现对相关高温部件进行冷却的作用，有效降低涡轮前温度，提高发动机整机效率；热气流经过热空气流路引入高压压气机出口，起到回热作用，进一步提高发动机的整机效率。

Description

一种航空发动机高温部件冷却方法
技术领域
本发明涉及航空发动机领域，特别涉及了一种航空发动机高温部件冷却方法。
背景技术
目前，航空发动机涡轮叶片等高温部件采用从高压压气机等部位引冷却空气进行气冷的冷却方式。由于空气在发动机风扇/低压压气机、高压压气机中增压过程中，温度也有所升高，实际上的冷却空气也有近600K的温度，因此通过高压引气对高温部件冷却的效果有所不足。
较高的涡轮前温度是航空发动机重要参数指标之一，提高涡轮前温度是提升航空发动机性能的重要手段。然而，较高的涡轮前温度也带来了相关高温部件冷却的难题，受相关部件的材料性能、冷却技术限制，近年来航空发动机涡轮前温度提升尤为缓慢，直接制约了航空发动机的发展。
发明内容
本发明的目的是冷却发动机高温部件，大幅提高涡轮前温度，促进航空发动机整机性能的提高，热空气能实现高压压气机出口的回热效果，进一步提高发动机的整机效率，特提供了一种航空发动机高温部件冷却方法。
本发明提供了一种航空发动机高温部件冷却方法，其特征在于：所述的航空发动机高温部件冷却方法，冷却结构包括风扇/低压压气机，高压压气机，燃烧室，高/低压涡轮，基于涡流制冷原理设计的冷却空气发生装置，冷却空气流路，热空气流路，单向增压活门；其中，基于涡流制冷原理设计的冷却空气发生装置，包括进气嘴，冷气流收集管，热气流收集管，涡流室；
引入发动机高压压气机出口附近高压气体，经过进气嘴的气流达到超音速的速度。高速的气流沿涡流室周边的切线方向进入涡流室，气流先在涡流室的周边部分形成旋转的自由涡流，然后由自由涡流的扩散和挤压，使一部分气体移到涡流室中心。
自由涡流的旋转愈向中心角速度愈大，沿涡流室的半径方向就形成了不同角速度的气流层。由于气流层之间有摩擦，内层的角速度要下降，外层的角度速要提高，内层气流便将本身一部分动能传给外层气流，于是内层气流就降温，当气流经隔板孔流出时，便有较低的温度Tc，经冷气流收集管收集，而周边部分的气流经热端管子时，由于摩擦而使动能又转化成热能，因而流出的气流便有较高的温度Th，经热气流收集管收集。沿航空发动机外涵机匣圆周分布的多个冷却空气发生装置最小单元，产生大量的冷、热气流，经冷、热气流收集管收集后，冷空气可以实现对高温部件的冷却，热空气能实现高压压气机出口的回热效果，进一步提高发动机的整机效率。
以空气流量110kg/s，涵道比0.45计算，即外涵道空气流量约为34.1kg/s，内涵道空气流量约为75.9kg/s，以目前市场上民用普通的涡流管在发动机高压压气机机匣上组成圆周阵列，作为该发明的冷气及热气发生装置，将经过外涵道10％的空气，分离成冷热两股气流，可产生相当于外涵道6％以上的，相对低于高压压气机进气截面50度的冷空气，以及相当于外涵道4％左右的，相对高于高压压气机出口截面30度的热空气，通过单向增压活门，提升冷空气及热空气压力，将冷空气引入涡轮叶片等高温部件的冷却气路，提高相关高温部件的冷却效果，将热空气引入高压压气机出口，经热力循环估算，可提发动机高涡轮前温度约50K，将热空气引入高压压气机出口还可以起到回热效果，进一步提高发动机整机性能。如果采用效率更高的涡流管，对发动机涡轮前温度的提高及整机性能的改善还要有所增加。
航空发动机外涵道空气经基于涡流制冷原理设计的冷却空气发生装置，分离成冷热两股气流，其中冷气流经过冷却空气流路引入高压涡轮导向器、低压涡轮导向器并通过高低导引入高低压涡轮转子盘、叶片等高温部件。
本发明的优点：
本发明所述的航空发动机高温部件冷却方法，实现对相关高温部件进行冷却的作用，有效降低涡轮前温度，提高发动机整机效率；热气流经过热空气流路引入高压压气机出口，起到回热作用，进一步提高发动机的整机效率。
附图说明
下面结合附图及实施方式对本发明作进一步详细的说明：
图1为航空发动机高温部件冷却流路图；
图2为基于涡流制冷原理设计的冷却空气发生装置功能单元；
图中，1-基于涡流制冷原理设计的冷却空气发生装置；2-冷却空气流路；3-热空气流路；4；单向增压活门，5-风扇/低压压气机；6-高压压气机；7-燃烧室；8-高/低压涡轮；101-进气嘴，102-冷气流收集管，103-热气流收集管，104-涡流室。
具体实施方式
实施例1
本发明提供了一种航空发动机高温部件冷却方法，其特征在于：所述的航空发动机高温部件冷却方法，冷却结构包括风扇/低压压气机，高压压气机，燃烧室，高/低压涡轮，基于涡流制冷原理设计的冷却空气发生装置，冷却空气流路，热空气流路，单向增压活门；其中，基于涡流制冷原理设计的冷却空气发生装置，包括进气嘴，冷气流收集管，热气流收集管，涡流室；
引入发动机高压压气机出口附近高压气体，经过进气嘴的气流达到超音速的速度。高速的气流沿涡流室周边的切线方向进入涡流室，气流先在涡流室的周边部分形成旋转的自由涡流，然后由自由涡流的扩散和挤压，使一部分气体移到涡流室中心。
自由涡流的旋转愈向中心角速度愈大，沿涡流室的半径方向就形成了不同角速度的气流层。由于气流层之间有摩擦，内层的角速度要下降，外层的角度速要提高，内层气流便将本身一部分动能传给外层气流，于是内层气流就降温，当气流经隔板孔流出时，便有较低的温度Tc，经冷气流收集管收集，而周边部分的气流经热端管子时，由于摩擦而使动能又转化成热能，因而流出的气流便有较高的温度Th，经热气流收集管收集。沿航空发动机外涵机匣圆周分布的多个冷却空气发生装置最小单元，产生大量的冷、热气流，经冷、热气流收集管收集后，冷空气可以实现对高温部件的冷却，热空气能实现高压压气机出口的回热效果，进一步提高发动机的整机效率。
以空气流量110kg/s，涵道比0.45计算，即外涵道空气流量约为34.1kg/s，内涵道空气流量约为75.9kg/s，以目前市场上民用普通的涡流管在发动机高压压气机机匣上组成圆周阵列，作为该发明的冷气及热气发生装置，将经过外涵道10％的空气，分离成冷热两股气流，可产生相当于外涵道6％以上的，相对低于高压压气机进气截面50度的冷空气，以及相当于外涵道4％左右的，相对高于高压压气机出口截面30度的热空气，通过单向增压活门，提升冷空气及热空气压力，将冷空气引入涡轮叶片等高温部件的冷却气路，提高相关高温部件的冷却效果，将热空气引入高压压气机出口，经热力循环估算，可提发动机高涡轮前温度约50K，将热空气引入高压压气机出口还可以起到回热效果，进一步提高发动机整机性能。如果采用效率更高的涡流管，对发动机涡轮前温度的提高及整机性能的改善还要有所增加。
航空发动机外涵道空气经基于涡流制冷原理设计的冷却空气发生装置，分离成冷热两股气流，其中冷气流经过冷却空气流路引入高压涡轮导向器、低压涡轮导向器并通过高低导引入高低压涡轮转子盘、叶片等高温部件。

Claims (2)

1.一种航空发动机高温部件冷却方法，其特征在于：所述的航空发动机高温部件冷却方法，冷却结构包括风扇/低压压气机，高压压气机，燃烧室，高/低压涡轮，基于涡流制冷原理设计的冷却空气发生装置，冷却空气流路，热空气流路，单向增压活门；其中，基于涡流制冷原理设计的冷却空气发生装置，包括进气嘴，冷气流收集管，热气流收集管，涡流室；
引入发动机高压压气机出口附近高压气体，经过进气嘴的气流达到超音速的速度；高速的气流沿涡流室周边的切线方向进入涡流室，气流先在涡流室的周边部分形成旋转的自由涡流，然后由自由涡流的扩散和挤压，使一部分气体移到涡流室中心。
2.按权利要求1所述的航空发动机高温部件冷却方法，其特征在于：自由涡流的旋转愈向中心角速度愈大，沿涡流室的半径方向就形成了不同角速度的气流层；由于气流层之间有摩擦，内层的角速度要下降，外层的角度速要提高，内层气流便将本身一部分动能传给外层气流，于是内层气流就降温，当气流经隔板孔流出时，便有较低的温度Tc，经冷气流收集管收集，而周边部分的气流经热端管子时，由于摩擦而使动能又转化成热能，因而流出的气流便有较高的温度Th，经热气流收集管收集；沿航空发动机外涵机匣圆周分布的多个冷却空气发生装置最小单元，产生大量的冷、热气流，经冷、热气流收集管收集后，冷空气可以实现对高温部件的冷却。
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