一种航空发动机涡轮导向器叶片冷却方法技术

本申请公开了一种航空发动机涡轮导向器叶片冷却方法，属于航空发动机冷却技术领域，所述方法应用于航空发动机的导向器叶片上，导向器叶片开设有冷却腔，所述方法包括；在航空发动机涡轮机闸安装冷却管道、换热器以及电磁泵，并向冷却管道中添加冷却液，其中，换热器和电磁泵均串联于冷却管道中，且导向器叶片中的冷却腔通过两个以上的，安装于冷却管道上的连接管与冷却管道相连通；启动电磁泵，使得冷却液由冷却管道通过连接管流入导向器叶片的冷却腔中，然后冷却液再由导向器叶片中的冷却腔通过另一连接管返回至冷却管道中。本申请通过启动电磁泵，使得冷却液体通过连接管流入导向器叶片的冷却腔中，达到便于对导向器叶片进行冷却的目的。冷却的目的。冷却的目的。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机涡轮导向器叶片冷却方法


[0001]本申请涉及航空发动机冷却
，尤其是涉及一种航空发动机涡轮导向器叶片冷却方法。

技术介绍

[0002]随着现代航空工业不断发展，航空发动机朝着高推重比、高效率、高可靠性、低油耗的方向发展，提高涡轮进口温度能有效增加推重比。同时随着涡轮进口温度的提高，远超过涡轮材料的耐热温度，必须将采用导向器叶片冷却技术将涡轮机闸中导向器叶片温度冷却到较低的一个范围内。
[0003]目前现有的航空发动机热端部件进行冷却方式，是通过二次空气系统将冷空气进入航空发动机内部，内部引入空气再从压气机鼓筒孔进入，经过高速旋转的压气机盘腔流入轴心通道中，最后流经涡轮盘腔和导向器叶片。通过这样的引气方式，会产生一系列的压力损失，同时冷气的温度会相应地提高，而且越发复杂的导向器叶片结构带来制造成本的增加。

技术实现思路

[0004]为了便于对导向器叶片进行冷却，本申请提供一种航空发动机涡轮导向器叶片冷却方法。
[0005]本申请提供的一种航空发动机涡轮导向器叶片冷却方法采用如下的技术方案：一种航空发动机涡轮导向器叶片冷却方法，所述方法应用于航空发动机的导向器叶片上，所述导向器叶片开设有冷却腔，所述方法包括；在航空发动机涡轮机闸安装冷却管道、换热器以及电磁泵，并向冷却管道中添加冷却液，其中，换热器和电磁泵均串联于所述冷却管道中，且所述导向器叶片中的冷却腔通过两个以上的，安装于冷却管道上的连接管与冷却管道相连通；启动电磁泵，使得冷却液由所述冷却管道通过连接管流入所述导向器叶片的冷却腔中，然后冷却液再由所述导向器叶片中的冷却腔通过另一连接管返回至所述冷却管道中。
[0006]通过采用上述技术方案，为了便于对导向器叶片进行冷却，通过启动电磁泵，使得电磁泵驱使冷却管道内的冷却液体流通，从而使得冷却液体通过连接管流入导向器叶片的冷却腔中，然后再由导向器叶片的冷却腔通过连接管返回至冷却管道中，从而达到便于对导向器叶片进行冷却的目的。
[0007]优选的，所述导向器叶片前缘的厚度大于尾缘的厚度，且导向器叶片的冷却腔包括有前缘腔、后缘腔以及底部腔室，所述前缘腔与底部腔室之间通过第一冷却通道相连通，所述底部腔室与后缘腔通过第二冷却通道相连通；所述冷却液流经所述导向器叶片中所述冷却腔的方式包括：所述冷却液由连接管依次通过，所述前缘腔、第一冷却通道、底部腔室、第二冷却
通道、后缘腔后，通过连接管返回至冷却管道中；或；所述冷却液由连接管依次通过，所述后缘腔、第二冷却通道、底部腔室、第一冷却通道、前缘腔后，通过连接管返回至冷却管道中。
[0008]通过采用上述技术方案，在利用冷却液对导向器叶片进行冷却的过程中，冷却液能够通过前缘腔、第一冷却通道、底部腔室、第二冷却通道、后缘腔，从而冷却液能够快速通过导向器叶片中多个部位，从而便于起到冷却导向器叶片的作用。
[0009]优选的，所述导向器叶片前缘的厚度大于尾缘的厚度，且导向器叶片的冷却腔包括有前缘腔、过渡腔、后缘腔、前缘底腔以及后缘底腔，所述前缘腔与前缘底腔之间通过第三冷却通道相连通，所述前缘底腔与过渡腔通过第四冷却通道相连通，所述过渡腔与后缘底腔通过第五冷却通道，所述后缘底腔与后缘腔通过第六冷却通道相连通；所述冷却液流经所述导向器叶片中所述冷却腔的方式包括：所述冷却液由连接管依次通过，所述前缘腔、第三冷却通道、前缘底腔、第四冷却通道、过渡腔、第五冷却通道、后缘底腔、第六冷却通道、后缘腔后，通过连接管返回至冷却管道中；或；所述冷却液由连接管依次通过，所述后缘腔、第六冷却通道、后缘底腔、第五冷却通道、过渡腔、第四冷却通道、前缘底腔、第三冷却通道、前缘腔后，通过连接管返回至冷却管道中。
[0010]通过采用上述技术方案，在利用冷却液对导向器叶片进行冷却的过程中，冷却液能够通过前缘腔、第三冷却通道、前缘底腔、第四冷却通道、过渡腔、第五冷却通道、后缘底腔、第六冷却通道、后缘腔，从而延长了冷却液在导向器叶片中滞留的时长，进而便于冷却液充分冷却导向器叶片。
[0011]优选的，所述导向器叶片前缘的厚度大于尾缘的厚度，且导向器叶片的冷却腔包括有前缘腔、过渡腔、后缘腔、前缘底腔以及后缘底腔，所述前缘腔与前缘底腔之间通过第三冷却通道相连通，所述前缘底腔与过渡腔通过第四冷却通道相连通，所述过渡腔与后缘底腔通过第五冷却通道，所述后缘底腔与后缘腔通过第六冷却通道相连通；所述冷却液流经所述导向器叶片中所述冷却腔的方式包括：所述冷却液由两个连接管分别进入前缘腔和后缘腔中，进入前缘腔的冷却液依次通过第三冷却通道、前缘底腔、第四冷却通道、过渡腔后，通过连接管回至冷却管道中；进入后缘腔的冷却液依次通过第六冷却通道、后缘底腔、第五冷却通道、过渡腔后，通过连接管回至冷却管道中。
[0012]通过采用上述技术方案，在热空气流经导向器叶片的过程中，导向器叶片的前缘相对尾缘先接触到热空气，同时又由于导向器叶片前缘的厚度大于导向器叶片后缘的厚度，从而使得导向器叶片中间位置相对导向器叶片前缘和后缘位置，能够处于温度较低的状态；此时从过渡腔向前缘腔或后缘腔流通冷却液，便于对导向器叶片进行降温，使得导向器叶片上的前缘温度和后缘温度相对接近，导向器叶片上的温度分布较为均匀。
[0013]优选的，连接装置包括半夹持环、第一导向块以及驱动机构；所述导向器叶片上开设有供所述连接管插接的插接槽，所述插接槽的内侧壁上开
设有固定槽，所述半夹持环与所述固定槽滑动连接；所述半夹持环开设有限位槽，所述连接管上固定连接有限位环，所述限位环与所述限位槽相配合；所述第一导向块固定连接于所述半夹持环上，所述固定槽的内侧壁上开设有供所述第一导向块滑移的第一导向槽；所述驱动机构用于驱动所述半夹持环移动。
[0014]通过采用上述技术方案，在连接槽与插接槽插接配合之后，通过驱动机构驱动半夹持环移动，从而使得限位环与限位槽插接配合，进而达到便于将连接管固定于插接槽内的目的。
[0015]优选的，所述半夹持环上开设有斜面，所述半夹持环上的斜面从远离所述连接管到靠近所述连接管的一侧倾斜向下设置。
[0016]通过采用上述技术方案，在连接管插接插接槽的过程中，连接管移动带动限位环移动，限位环移动能够与半夹持环的斜面相抵触，从而使得限位环能够推动半夹持环移动，进而便于连接管插接于插接槽中。
[0017]优选的，所述驱动机构包括驱动弧形板、推动齿轮以及第二导向块；所述驱动弧形板与所述固定槽的内侧壁滑动连接，所述驱动弧形板远离所述连接管的一侧，从所述驱动弧形板其中一端到另一端距所述连接管轴心线的距离逐渐减小，所述驱动弧形板远离所述连接管的一侧固定连接有齿条；所述推动齿轮与所述固定槽的内侧壁转动连接，所述推动齿轮与所述驱动弧形板上的齿条相啮合；所述第二导向块固定连接于所述驱动弧形板上，所述固定槽的内侧壁上开设有供所述第二导向块滑移的第二导向槽；所述驱动机构还包括有用于驱动所述推动齿轮转动的转动组件。
[0018]通过采用上述技术方案，为了便于驱动半夹持环移动本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机涡轮导向器叶片冷却方法，其特征在于，所述方法应用于航空发动机的导向器叶片(1)上，所述导向器叶片(1)开设有冷却腔(2)，所述方法包括；在航空发动机涡轮机闸安装冷却管道、换热器以及电磁泵，并向冷却管道中添加冷却液，其中，换热器和电磁泵均串联于所述冷却管道中，且所述导向器叶片(1)中的冷却腔(2)通过两个以上的，安装于冷却管道上的连接管(3)与冷却管道相连通；启动电磁泵，使得冷却液由所述冷却管道通过连接管(3)流入所述导向器叶片(1)的冷却腔(2)中，然后冷却液再由所述导向器叶片(1)中的冷却腔(2)通过另一连接管(3)返回至所述冷却管道中。2.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮导向器叶片(1)冷却方法，其特征在于：所述导向器叶片(1)前缘的厚度大于尾缘的厚度，且导向器叶片(1)的冷却腔(2)包括有前缘腔(21)、后缘腔(22)以及底部腔室(23)，所述前缘腔(21)与底部腔室(23)之间通过第一冷却通道(11)相连通，所述底部腔室(23)与后缘腔(22)通过第二冷却通道(12)相连通；所述冷却液流经所述导向器叶片(1)中所述冷却腔(2)的方式包括：所述冷却液由连接管(3)依次通过，所述前缘腔(21)、第一冷却通道(11)、底部腔室(23)、第二冷却通道(12)、后缘腔(22)后，通过连接管(3)返回至冷却管道中；或；所述冷却液由连接管(3)依次通过，所述后缘腔(22)、第二冷却通道(12)、底部腔室(23)、第一冷却通道(11)、前缘腔(21)后，通过连接管(3)返回至冷却管道中。3.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮导向器叶片(1)冷却方法，其特征在于，所述导向器叶片(1)前缘的厚度大于尾缘的厚度，且导向器叶片(1)的冷却腔(2)包括有前缘腔(21)、过渡腔(24)、后缘腔(22)、前缘底腔(25)以及后缘底腔(26)，所述前缘腔(21)与前缘底腔(25)之间通过第三冷却通道(13)相连通，所述前缘底腔(25)与过渡腔(24)通过第四冷却通道(14)相连通，所述过渡腔(24)与后缘底腔(26)通过第五冷却通道(15)，所述后缘底腔(26)与后缘腔(22)通过第六冷却通道(16)相连通；所述冷却液流经所述导向器叶片(1)中所述冷却腔(2)的方式包括：所述冷却液由连接管(3)依次通过，所述前缘腔(21)、第三冷却通道(13)、前缘底腔(25)、第四冷却通道(14)、过渡腔(24)、第五冷却通道(15)、后缘底腔(26)、第六冷却通道(16)、后缘腔(22)后，通过连接管(3)返回至冷却管道中；或；所述冷却液由连接管(3)依次通过，所述后缘腔(22)、第六冷却通道(16)、后缘底腔(26)、第五冷却通道(15)、过渡腔(24)、第四冷却通道(14)、前缘底腔(25)、第三冷却通道(13)、前缘腔(21)后，通过连接管(3)返回至冷却管道中。4.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮导向器叶片(1)冷却方法，其特征在于，所述导向器叶片(1)前缘的厚度大于尾缘的厚度，且导向器叶片(1)的冷却腔(2)包括有前缘腔(21)、过渡腔(24)、后缘腔(22)、前缘底腔(25)以及后缘底腔(26)，所述前缘腔(21)与前缘底腔(25)之间通过第三冷却通道(13)相连通，所述前缘底腔(25)与过渡腔(24)通过第四冷却通道(14)相连通，所述过渡腔(24)与后缘底腔(26)通过第五冷却通道(15)，所述后缘底腔(26)与后缘腔(22)通过第六冷却通道(16)相连通；所述冷却液流经所述导向器叶片...

【专利技术属性】
技术研发人员：罗翔，王嗣鹏，张哲，刘冬冬，邬泽宇，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：