一种航空发动机高压涡轮转子引气预冷方法及系统技术方案

本发明专利技术公开了一种航空发动机高压涡轮转子引气预冷方法及系统，涉及航空发动机高压涡轮转子引气预冷技术领域，所述方法包括如下步骤：将燃烧室P1二股气流经第一管路G1引入换热器进行降温，得到冷却空气；其中，所述换热器的冷却介质采用燃油，由燃油箱提供；将冷却空气通过第二管路G2引入环形腔室P2，再引入高压涡轮转子用于冷却和封严燃气入侵。本发明专利技术满足高增压比的发动机高压涡轮转子的冷却需求，降低了冷气需求量；采用燃油作为冷源，解决了涡轴、涡桨发动机无外函低温气体作为冷源的问题；采用燃油半封闭式循环增大了换热器的燃油量，达到更高的温降；采用毛细管换热器的换热功重比达到了40kW/kg以上，大大降低了换热器重量。大大降低了换热器重量。大大降低了换热器重量。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机高压涡轮转子引气预冷方法及系统


[0001]本专利技术涉及航空发动机高压涡轮转子引气预冷
，尤其涉及一种航空发动机高压涡轮转子引气预冷方法及系统。

技术介绍

[0002]航空发动机需要空气冷却的主要零部件包括涡轮叶片、涡轮盘和机匣等热端零件，此外还用于轴承腔的冷却和封严。图1为典型的涡轮冷却流路示意图，涡轮冷却采用高压压气机出口的高压空气；大部分区域采用射流强化冷却方式，即冷却空气垂直轮盘侧表面或以某个角度向表面做局部喷射吹风冷却；其它区域主要采取侧面径向吹风冷却。转子叶片供气流路与盘腔内的冷却流路重合或者通过导流盘形成专门的引气通道。轴承腔采用低压低温的空气进行冷却及封严。
[0003]目前也有部分发动机对涡轮冷气进行了预冷，如AL31F发动机，图2为典型的外函使用的蛇形管换热器示意图，使用如图2所示的蛇形管换热器对涡轮导叶的冷气通过外函的低温气体进行了预冷。
[0004]随着航空发动机热力循环参数的提高，特别是压气机增压比达到25以后，压气机出口空气温度可达到550
O
C以上，如此高温的空气不利于涡轮零部件的冷却，冷气量的需求也增大，对涡轮部件的效率和发动机性能均带来不利影响。目前在大涵道比涡扇航空发动机上有对涡轮静子件冷气进行预冷的实例，但尚未见对涡轮转子供气进行预冷。
[0005]现有用于空气预冷的换热器多为通道较大的蛇形管换热器，但其紧凑度低(大约100m2/m3)，尚不属于紧凑式换热器，换热器功重比低(通常小于20kW/kg)。
专利技术内容
[0006]本专利技术目的在于提供一种航空发动机高压涡轮转子引气预冷方法及系统，采用发动机燃油对冷气进行预冷，可以有效的降低冷气温度，更好地用于高压涡轮转子零部件的冷却与封严。
[0007]为实现上述目的，本专利技术提供如下技术方案：
[0008]本专利技术提供了一种航空发动机高压涡轮转子引气预冷方法，所述方法包括如下步骤：
[0009]将燃烧室P1二股气流经第一管路G1引入换热器进行降温，得到冷却空气；其中，所述换热器的冷却介质采用燃油，由燃油箱提供；
[0010]将冷却空气通过第二管路G2引入环形腔室P2，再引入高压涡轮转子用于冷却和封严燃气入侵。
[0011]在一种可能的实施方式中，所述方法还包括如下步骤：
[0012]将所述换热器的燃油一部分通过管路引入燃烧室进行燃烧；另一部分通过管路和外部的环境散热通道返回燃油箱进行半封闭式循环。
[0013]本专利技术还提供了一种航空发动机高压涡轮转子引气预冷系统，所述系统包括换热
器、燃油箱和环形腔室；
[0014]所述换热器，用于将燃烧室P1二股气流经第一管路G1引入进行降温，得到冷却空气；其中，所述换热器的冷却介质采用燃油，由燃油箱提供；
[0015]所述环形腔室，用于将冷却空气通过第二管路G2引入，再引入高压涡轮转子进行冷却和封严燃气入侵。
[0016]在一种可能的实施方式中，所述换热器的燃油一部分用于通过管路引入燃烧室进行燃烧；另一部分用于通过管路和外部的环境散热通道返回燃油箱进行半封闭式循环。
[0017]在一种可能的实施方式中，所述换热器为毛细管换热器。
[0018]在一种可能的实施方式中，所述毛细管换热器的毛细管内径为0.5～1.0mm，外径为0.6～1.2mm。
[0019]本专利技术的技术效果和优点：
[0020]1)满足高增压比的发动机高压涡轮转子的冷却需求，可以降低冷气需求量；
[0021]2)采用燃油作为冷源，解决了涡轴、涡桨发动机无外函低温气体作为冷源的问题；
[0022]3)换热器预冷后的高压涡轮转子冷气温度可以降低50K左右，采用燃油半封闭式循环可以增大换热器的燃油量，达到更高的温降；
[0023]4)毛细管式微通道换热器换热功重比达到了40kW/kg以上，远高于常规换热器，大大降低了换热器重量。
[0024]本专利技术的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本专利技术而了解。本专利技术的目的和其他优点可通过在说明书以及附图中所指出的结构来实现和获得。
附图说明
[0025]图1为典型的涡轮冷却流路示意图；
[0026]图2为典型的外函使用的蛇形管换热器结构示意图；
[0027]图3为本专利技术示例性实施例的一种航空发动机高压涡轮转子引气预冷方法示意图；
[0028]图4为本专利技术示例性实施例的毛细管换热器结构主视图；
[0029]图5为本专利技术示例性实施例的毛细管换热器结构剖视图。
具体实施方式
[0030]下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0031]本专利技术的核心专利技术构思包括：1)高压涡轮转子的冷气引自燃烧室P1二股气流(尚未进入燃烧室火焰筒的外环空气)，经第一管路G1至空
‑
油换热器降低温度后通过第二管路G2引至环形腔室P2；2)利用隔板在涡轮内机匣与预旋喷嘴组件间形成环形腔室P2，为高压涡轮转子冷却提供低温气源；3)换热器冷源为发动机燃油，根据温降的需求可通过燃油半封闭式循环调节换热器燃油量；4)双通道式毛细管式微通道换热器结构；5)发动机周向布
置两路引气管路，以保证环形腔室P2内气流周向的均匀性；6)燃油半封闭式循环可采用外部环境或外部换热器使回油温度与燃油箱内温度一致，保证燃油箱热平衡，从而形成部分燃油循环增大换热器燃油量，提高换热器的换热能力。
[0032]为了降低高压涡轮转子冷气的温度，本专利技术提出了一种利用燃油对冷却空气进行预冷的技术方案。图3为本专利技术示例性实施例的一种航空发动机高压涡轮转子引气预冷方法示意图，如图3所示，高压涡轮转子的冷却空气引自燃烧室二股气流(P1，798K)，即尚未进入燃烧室火焰筒的外环空气，经第一管路G1进入换热器，经换热器降低温度后通过第二管路G2到达预旋系统环形腔室P2，为高压涡轮转子冷却和封严燃气入侵提供温度更低的气源。换热器的冷却介质采用燃油，考虑到发动机燃烧需求的燃油量有限，燃油系统可采用半封闭式循环增大经过换热器的燃油量，燃油经换热器换热后，一部分供给燃烧室进行燃烧，另外一部分通过管路和外部散热，返回燃油箱进行部分燃油循环，循环的燃油量根据预冷温降的需求来确定。
[0033]如下表1为不同结构毛细管换热器的换热结果汇总，如表1所示，当换热器毛细管内径为0.5～1.0mm，外径为0.7～1.2mm，U形管根数为480～1090根，且对应的长度和宽度相同，高度和重量不同时，该毛细管换热器的换热功率可达80kW，其对应的换热功重比可达30.7～40kW/kg。
[0034]表1不同结构毛细管换热器的换本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机高压涡轮转子引气预冷方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：将燃烧室P1二股气流经第一管路G1引入换热器进行降温，得到冷却空气；其中，所述换热器的冷却介质采用燃油，由燃油箱提供；将冷却空气通过第二管路G2引入环形腔室P2，再引入高压涡轮转子用于冷却和封严燃气入侵。2.根据权利要求1所述的一种航空发动机高压涡轮转子引气预冷方法，其特征在于，所述方法还包括如下步骤：将所述换热器的燃油一部分通过管路引入燃烧室进行燃烧；另一部分通过管路和外部的环境散热通道返回燃油箱进行半封闭式循环。3.一种航空发动机高压涡轮转子引气预冷系统，所述系统用于权利要求1
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2所述的方法，其特征在于，所述系统包括换热器、燃油箱和环形腔室；所述换热器，用于...

【专利技术属性】
技术研发人员：周志翔，张远森，郝旭生，叶大海，凌季，冯安，
申请(专利权)人：中国航发湖南动力机械研究所，
类型：发明
国别省市：