[發明專利]一種航空發動機渦輪轉子冷卻熱管理系統

在審

• 申請號: 202011106965.0
• 申請日: 2020-10-16
• 公開（公告）號: CN112228226A
• 公開（公告）日: 2021-01-15
• 發明（設計）人: 馬慶輝;婁德倉;趙維維;蘇云亮;陳暉;王錫銅
• 申請（專利權）人: 中國航發四川燃氣渦輪研究院
• 主分類號: F02C7/18
• 分類號: F02C7/18;F02C7/224
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 王世磊

本發明提供一種航空發動機渦輪轉子冷卻熱管理系統，所述熱管理系統包括空油換熱器(4)和冷卻空氣導流結構(17)；空油換熱器(4)安裝于主燃燒室外機匣外側與轉軸之間；空油換熱器(4)與發動機燃油流路連通；冷卻空氣導流結構(17)位于主燃燒室外機匣外側與轉軸之間；冷卻空氣導流結構(17)的前端與空油換熱器(4)的冷卻空氣出口(16)連接，后端與預旋噴嘴(9)連接；空油換熱器(4)用于對空氣進行冷卻。本發明提供的航空發動機渦輪轉子冷卻熱管理系統，解決高速飛行器中航空發動機渦輪轉子超溫問題。

技術領域

本發明航空發動機熱管理領域，具體涉及一種航空發動機渦輪轉子冷卻熱管理系統。

背景技術

隨著飛行器飛行速度越來越高，熱的問題在航空發動機的設計中越來越凸顯。熱管理系統在航空發動機中的作用越來越重要，它是確保發動機各個系統能否正常工作的重要因素。然而，傳統的較簡單的熱管理方案已無法滿足現有高速飛行狀態下的工作需求。

根據現有資料分析，國外在解決渦輪轉子超溫問題時，一般采用換熱器利用外涵空氣對進入渦輪轉子的空氣進行冷卻，或者利用帶液氮或者帶氦冷卻的空氣冷卻器來對空氣進行冷卻。同時當利用外涵空氣對進入渦輪轉子空氣冷卻方案，僅適用于相對較低速的飛行器。

現有的熱管理系統方案中存在一些問題。隨著飛行速度越來越快，渦輪轉子冷卻引氣采用壓氣機出口空氣，由于壓氣機出口溫度越來越高，如果不對進入渦輪轉子空氣進行冷卻，此時渦輪材料耐溫水平有限，就存在渦輪轉子超溫問題，同時也無法滿足動葉的冷卻需求。如果按照AL-31F飛行器在機匣外側布置換熱器，對于渦噴發動機就需要另外布置空氣流道的結構，存在額外增加發動機重量的問題；同時會存在進入渦輪轉子空氣壓力損失過大的問題，對于高速飛行狀態下，燃燒室出口溫度越來越高帶來對葉片冷卻越來越復雜的需求，進入渦輪轉子空氣壓力損失過大會嚴重影響葉片的冷卻設計。

發明內容

本發明的目的：本發明提供一種航空發動機渦輪轉子冷卻熱管理系統，解決高速飛行器中航空發動機渦輪轉子超溫問題。

本發明的技術方案：本發明提供一種航空發動機渦輪轉子冷卻熱管理系統，所述熱管理系統包括空油換熱器4和冷卻空氣導流結構17；

空油換熱器4安裝于主燃燒室外22機匣外側與轉軸21之間；空油換熱器4與發動機燃油流路連通；冷卻空氣導流結構17位于主燃燒室外機匣22外側與轉軸21之間；冷卻空氣導流結構17的前端與空油換熱器4的冷卻空氣出口16連接，后端與預旋噴嘴9連接；空油換熱器4用于對空氣進行冷卻；

空油換熱器4上設置有冷卻空氣進口15；空氣自壓氣機出口7進入燃燒室二股腔8，并通過冷卻空氣進口15進入空油換熱器4，經冷卻空氣出口16和冷卻空氣導流結構17導流后流經預旋噴嘴9進入渦輪轉子10盤腔，對渦輪轉子10進行冷卻。

進一步地，空油換熱器4與發動機燃油流路中的最大燃油支路連通。

進一步地，空油換熱器4包括空油換熱器內殼13、空油換熱器外殼14、蛇形管芯體19、集油管20；

蛇形管芯體19與集油管20連通，并位于空油換熱器內殼13和空油換熱器外殼14構成的環形腔體內；空氣經冷卻空氣進口15進入環形腔體，并通過冷卻空氣出口16流出。

進一步地，空油換熱器內殼13、空油換熱器外殼14均為環形一體結構。

進一步地，空油換熱器4的功重比不低于18；功重比是指空油換熱器4的換熱量與空油換熱器4的重量比值。

進一步地，蛇形管芯體19包括多個蛇形管道，蛇形管道與集油管20連通；集油管20通過進油管11、出油管12與燃油流路連通。

進一步地，進油管11、出油管12布置在空油換熱器4的同一側。

進一步地，冷卻空氣進口15的開口面積大于預旋噴嘴9的開口面積。