一種航空發動機高溫部件冷卻方法技術

一種航空發動機高溫部件冷卻方法，引入發動機高壓壓氣機出口附近高壓氣體，經過進氣嘴的氣流達到超音速的速度；高速的氣流沿渦流室周邊的切線方向進入渦流室，氣流先在渦流室的周邊部分形成旋轉的自由渦流，然后由自由渦流的擴散和擠壓，使一部分氣體移到渦流室中心；沿航空發動機外涵機匣圓周分布的多個冷卻空氣發生裝置最小單元，產生大量的冷、熱氣流，經冷、熱氣流收集管收集后，冷空氣可以實現對高溫部件的冷卻。本發明專利技術的優點：實現對相關高溫部件進行冷卻的作用，有效降低渦輪前溫度，提高發動機整機效率；熱氣流經過熱空氣流路引入高壓壓氣機出口，起到回熱作用，進一步提高發動機的整機效率。

【技術實現步驟摘要】

本專利技術涉及航空發動機領域，特別涉及了。
技術介紹
目前，航空發動機渦輪葉片等高溫部件采用從高壓壓氣機等部位引冷卻空氣進行氣冷的冷卻方式。由于空氣在發動機風扇/低壓壓氣機、高壓壓氣機中增壓過程中，溫度也有所升高，實際上的冷卻空氣也有近600K的溫度，因此通過高壓引氣對高溫部件冷卻的效果有所不足。 較高的渦輪前溫度是航空發動機重要參數指標之一，提高渦輪前溫度是提升航空發動機性能的重要手段。然而，較高的渦輪前溫度也帶來了相關高溫部件冷卻的難題，受相關部件的材料性能、冷卻技術限制，近年來航空發動機渦輪前溫度提升尤為緩慢，直接制約了航空發動機的發展。
技術實現思路
本專利技術的目的是冷卻發動機高溫部件，大幅提高渦輪前溫度，促進航空發動機整機性能的提尚，熱空氣能實現尚壓壓氣機出口的回熱效果，進一步提尚發動機的整機效率，特提供了。 本專利技術提供了，其特征在于:所述的航空發動機高溫部件冷卻方法，冷卻結構包括風扇/低壓壓氣機，高壓壓氣機，燃燒室，高/低壓渦輪，基于渦流制冷原理設計的冷卻空氣發生裝置，冷卻空氣流路，熱空氣流路，單向增壓活門；其中，基于渦流制冷原理設計的冷卻空氣發生裝置，包括進氣嘴，冷氣流收集管，熱氣流收集管，禍流室； 引入發動機高壓壓氣機出口附近高壓氣體，經過進氣嘴的氣流達到超音速的速度。高速的氣流沿渦流室周邊的切線方向進入渦流室，氣流先在渦流室的周邊部分形成旋轉的自由渦流，然后由自由渦流的擴散和擠壓，使一部分氣體移到渦流室中心。 自由渦流的旋轉愈向中心角速度愈大，沿渦流室的半徑方向就形成了不同角速度的氣流層。由于氣流層之間有摩擦，內層的角速度要下降，外層的角度速要提高，內層氣流便將本身一部分動能傳給外層氣流，于是內層氣流就降溫，當氣流經隔板孔流出時，便有較低的溫度Tc，經冷氣流收集管收集，而周邊部分的氣流經熱端管子時，由于摩擦而使動能又轉化成熱能，因而流出的氣流便有較高的溫度Th，經熱氣流收集管收集。沿航空發動機外涵機匣圓周分布的多個冷卻空氣發生裝置最小單元，產生大量的冷、熱氣流，經冷、熱氣流收集管收集后，冷空氣可以實現對高溫部件的冷卻，熱空氣能實現高壓壓氣機出口的回熱效果，進一步提尚發動機的整機效率。 以空氣流量110kg/s，涵道比0.45計算，g卩外涵道空氣流量約為34.lkg/s，內涵道空氣流量約為75.9kg/s，以目前市場上民用普通的渦流管在發動機高壓壓氣機機匣上組成圓周陣列，作為該專利技術的冷氣及熱氣發生裝置，將經過外涵道10 %的空氣，分離成冷熱兩股氣流，可產生相當于外涵道6%以上的，相對低于高壓壓氣機進氣截面50度的冷空氣，以及相當于外涵道4%左右的，相對高于高壓壓氣機出口截面30度的熱空氣，通過單向增壓活I?，提升冷空氣及熱空氣壓力，將冷空氣引入禍輪葉片等尚溫部件的冷卻氣路，提尚相關尚溫部件的冷卻效果，將熱空氣引入高壓壓氣機出口，經熱力循環估算，可提發動機高渦輪前溫度約50K，將熱空氣引入高壓壓氣機出口還可以起到回熱效果，進一步提高發動機整機性能。如果采用效率更高的渦流管，對發動機渦輪前溫度的提高及整機性能的改善還要有所增加。 航空發動機外涵道空氣經基于渦流制冷原理設計的冷卻空氣發生裝置，分離成冷熱兩股氣流，其中冷氣流經過冷卻空氣流路引入高壓渦輪導向器、低壓渦輪導向器并通過高低導引入高低壓渦輪轉子盤、葉片等高溫部件。 本專利技術的優點: 本專利技術所述的航空發動機高溫部件冷卻方法，實現對相關高溫部件進行冷卻的作用，有效降低渦輪前溫度，提高發動機整機效率；熱氣流經過熱空氣流路引入高壓壓氣機出口，起到回熱作用，進一步提高發動機的整機效率。 【附圖說明】 下面結合附圖及實施方式對本專利技術作進一步詳細的說明: 圖1為航空發動機高溫部件冷卻流路圖； 圖2為基于渦流制冷原理設計的冷卻空氣發生裝置功能單元； 圖中，1-基于渦流制冷原理設計的冷卻空氣發生裝置；2_冷卻空氣流路；3-熱空氣流路；4 ;單向增壓活門，5-風扇/低壓壓氣機；6_高壓壓氣機；7_燃燒室；8_高/低壓渦輪；101-進氣嘴，102-冷氣流收集管，103-熱氣流收集管，104-渦流室。 【具體實施方式】 實施例1 本專利技術提供了，其特征在于:所述的航空發動機高溫部件冷卻方法，冷卻結構包括風扇/低壓壓氣機，高壓壓氣機，燃燒室，高/低壓渦輪，基于渦流制冷原理設計的冷卻空氣發生裝置，冷卻空氣流路，熱空氣流路，單向增壓活門；其中，基于渦流制冷原理設計的冷卻空氣發生裝置，包括進氣嘴，冷氣流收集管，熱氣流收集管，禍流室； 引入發動機高壓壓氣機出口附近高壓氣體，經過進氣嘴的氣流達到超音速的速度。高速的氣流沿渦流室周邊的切線方向進入渦流室，氣流先在渦流室的周邊部分形成旋轉的自由渦流，然后由自由渦流的擴散和擠壓，使一部分氣體移到渦流室中心。 自由渦流的旋轉愈向中心角速度愈大，沿渦流室的半徑方向就形成了不同角速度的氣流層。由于氣流層之間有摩擦，內層的角速度要下降，外層的角度速要提高，內層氣流便將本身一部分動能傳給外層氣流，于是內層氣流就降溫，當氣流經隔板孔流出時，便有較低的溫度T。，經冷氣流收集管收集，而周邊部分的氣流經熱端管子時，由于摩擦而使動能又轉化成熱能，因而流出的氣流便有較高的溫度Th，經熱氣流收集管收集。沿航空發動機外涵機匣圓周分布的多個冷卻空氣發生裝置最小單元，產生大量的冷、熱氣流，經冷、熱氣流收集管收集后，冷空氣可以實現對高溫部件的冷卻，熱空氣能實現高壓壓氣機出口的回熱效果，進一步提尚發動機的整機效率。 以空氣流量110kg/s，涵道比0.45計算，g卩外涵道空氣流量約為34.lkg/s，內涵道空氣流量約為75.9kg/s，以目前市場上民用普通的渦流管在發動機高壓壓氣機機匣上組成圓周陣列，作為該專利技術的冷氣及熱氣發生裝置，將經過外涵道10 %的空氣，分離成冷熱兩股氣流，可產生相當于外涵道6%以上的，相對低于高壓壓氣機進氣截面50度的冷空氣，以及相當于外涵道4%左右的，相對高于高壓壓氣機出口截面30度的熱空氣，通過單向增壓活I?，提升冷空氣及熱空氣壓力，將冷空氣引入禍輪葉片等尚溫部件的冷卻氣路，提尚相關尚溫部件的冷卻效果，將熱空氣引入高壓壓氣機出口，經熱力循環估算，可提發動機高渦輪前溫度約50K，將熱空氣引入高壓壓氣機出口還可以起到回熱效果，進一步提高發動機整機性能。如果采用效率更高的渦流管，對發動機渦輪前溫度的提高及整機性能的改善還要有所增加。 航空發動機外涵道空氣經基于渦流制冷原理設計的冷卻空氣發生裝置，分離成冷熱兩股氣流，其中冷氣流經過冷卻空氣流路引入高壓渦輪導向器、低壓渦輪導向器并通過高低導引入高低壓渦輪轉子盤、葉片等高溫部件。本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種航空發動機高溫部件冷卻方法，其特征在于：所述的航空發動機高溫部件冷卻方法，冷卻結構包括風扇/低壓壓氣機，高壓壓氣機，燃燒室，高/低壓渦輪，基于渦流制冷原理設計的冷卻空氣發生裝置，冷卻空氣流路，熱空氣流路，單向增壓活門；其中，基于渦流制冷原理設計的冷卻空氣發生裝置，包括進氣嘴，冷氣流收集管，熱氣流收集管，渦流室；引入發動機高壓壓氣機出口附近高壓氣體，經過進氣嘴的氣流達到超音速的速度；高速的氣流沿渦流室周邊的切線方向進入渦流室，氣流先在渦流室的周邊部分形成旋轉的自由渦流，然后由自由渦流的擴散和擠壓，使一部分氣體移到渦流室中心。

【技術特征摘要】
1.一種航空發動機高溫部件冷卻方法，其特征在于:所述的航空發動機高溫部件冷卻方法，冷卻結構包括風扇/低壓壓氣機，高壓壓氣機，燃燒室，高/低壓渦輪，基于渦流制冷原理設計的冷卻空氣發生裝置，冷卻空氣流路，熱空氣流路，單向增壓活門；其中，基于渦流制冷原理設計的冷卻空氣發生裝置，包括進氣嘴，冷氣流收集管，熱氣流收集管，渦流室； 引入發動機高壓壓氣機出口附近高壓氣體，經過進氣嘴的氣流達到超音速的速度；高速的氣流沿渦流室周邊的切線方向進入渦流室，氣流先在渦流室的周邊部分形成旋轉的自由渦流，然后由自由渦流的擴散和擠壓，使一部分氣體移到渦流室中心。2.按權利要求1所述...

【專利技術屬性】
技術研發人員：石巖，宋揚，張栓，劉洋，劉博，
申請(專利權)人：沈陽黎明航空發動機集團有限責任公司，
類型：發明
國別省市：遼寧;21