[發明專利]一種航空發動機渦輪葉片氣膜冷卻方法

有效

• 申請號: 200910079776.6
• 申請日: 2009-03-11
• 公開（公告）號: CN101832154A
• 公開（公告）日: 2010-09-15
• 發明（設計）人: 梁世強;雷兢;淮秀蘭
• 申請（專利權）人: 中國科學院工程熱物理研究所
• 主分類號: F01D5/18
• 分類號: F01D5/18;F02C7/16
• 代理公司: 中科專利商標代理有限責任公司 11021
• 代理人: 周長興

1.一種航空發動機渦輪葉片氣膜冷卻方法，以固態工質作為冷卻工質來源，以發動機外機匣內部、位于發動機尾噴管外側的環形空腔作為回熱腔，將固態工質輸入該環形回熱腔內，利用發動機尾氣余熱將固態工質加熱分解為的冷卻工質，該冷卻工質在壓力驅動下通過連通回熱腔出口與渦輪葉片冷卻空氣入口的氣體通道進入原有空氣氣膜冷卻的供氣通道，對發動機渦輪葉片進行氣膜冷卻，由冷卻過程中伴隨著吸熱的分解反應而提高冷卻效率；

所述固態工質為NH₄HCO₃；

所述冷卻工質是NH₄HCO₃經加熱分解的產物，即體積比1∶1∶1的NH₃、H₂O和CO₂混合氣體。

2.如權利要求1所述的航空發動機渦輪葉片氣膜冷卻方法，其中，固態工質置于一橡膠、塑料或者皮革材質的密封袋中，該密封袋置于機艙之內，袋口向下倒置并通過通用的固態流體輸送機械連接到環形回熱腔的進料口。

3.如權利要求1所述的航空發動機渦輪葉片氣膜冷卻方法，其中，環形回熱腔與外機匣為一體鑄造。

4.如權利要求1所述的航空發動機渦輪葉片氣膜冷卻方法，其中，供氣通道與外機匣一體鑄造，是對稱分布埋設于外機匣內部的孔洞。

5.如權利要求1或4所述的航空發動機渦輪葉片氣膜冷卻方法，其中，供氣通道為蛇形或者分叉為毛細血管狀。

6.如權利要求1或5所述的航空發動機渦輪葉片氣膜冷卻方法，其中，供氣通道從回熱腔開始，沿機身向發動機頭部方向延伸，經過燃燒室外側的外機匣，和燃燒室壁面之間有強烈的熱交換，對燃燒室外壁面進行對流冷卻，同時使冷卻工質得到預熱。

7.如權利要求1所述的航空發動機渦輪葉片氣膜冷卻方法，其中，供氣通道匯集到緩沖腔以穩定冷卻氣體的壓力和溫度，該緩沖腔是與外機匣一體鑄造成的環形空腔，位于外機匣內部、介于末級壓氣機與燃燒室之間。

8.如權利要求1所述的航空發動機渦輪葉片氣膜冷卻方法，其中，在原有渦輪葉片空氣氣膜冷卻供氣通道的入口端設有一電控切換開關，可在冷卻空氣和冷卻工質之間實現切換。