[發明專利]一種基于CCA技術的發動機核心機試驗件冷卻系統

在審

• 申請號: 202110323590.1
• 申請日: 2021-03-26
• 公開（公告）號: CN113123877A
• 公開（公告）日: 2021-07-16
• 發明（設計）人: 邱天;丁水汀;趙煜;鄧長春;王承昊;袁奇雨;劉傳凱;劉曉靜
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: F02C7/12
• 分類號: F02C7/12
• 代理公司: 北京航智知識產權代理事務所(普通合伙) 11668
• 代理人: 黃川;史繼穎

本發明屬于航空發動機試驗件冷卻設計領域，特別涉及一種基于CCA技術的發動機核心機試驗件冷卻系統，包括空氣系統，所述空氣系統引氣口與壓氣機出氣口連接，供氣口與后機匣冷卻位置連通；其特征在于，所述空氣系統內部設置有換熱器，所述換熱器包括引氣管和冷卻結構，所述引氣管進口與所述空氣系統引氣口連通，所述引氣管出口與所述空氣系統供氣口連通；所述冷卻結構設置于所述引氣管周圍以冷卻所述引氣管內的氣體。本發明基于CCA技術理念，在壓氣機引氣位置到后機匣冷卻位置之間增加換熱器，降低后機匣冷氣的溫度水平，提升了冷氣的品質，保證了后機匣足夠的冷卻效果，從而避免后機匣被燒蝕，提升了核心機試驗的安全性。

技術領域

本發明屬于航空發動機試驗件冷卻設計領域，特別涉及一種基于冷卻冷卻空氣(cooled cooling air，CCA)技術的發動機核心機試驗件冷卻系統。

背景技術

目前航空發動機渦輪前溫度越來越高，而材料耐高溫能力的提升卻不足以滿足工程需要，因此航空發動機熱端部件的冷卻問題越來越突出。在航空發動機的核心機試驗中，由于核心機只包含航空發動機的高壓部分，高壓渦輪出口的溫度較高，燃氣不經過低壓渦輪的膨脹放熱直接達到后機匣的位置，導致后機匣的工作環境更加惡劣。目前在核心機試驗中，后機匣處主流燃氣溫度超過1500K，這給后機匣的冷卻工作帶來了挑戰。

目前在航空發動機的核心機試驗中，一般采用將壓氣機引氣直接引到后機匣的冷卻方法來冷卻發動機后機匣等熱端部件。但隨著發動機渦輪前溫度越來越高，原本不存在超溫問題的后機匣也面臨著超溫問題，冷卻要求越來越高，安全性越來越難以保證。

發明內容

針對上述問題，本發明基于CCA技術理念，在壓氣機引氣位置到后機匣冷卻位置之間增加水冷換熱器，降低后機匣冷氣的溫度水平，提升冷氣的品質，保證了后機匣足夠的冷卻效果，從而避免后機匣被燒蝕，提升了核心機試驗的安全性。并且這股冷卻氣流還可以用于其他熱端部件的冷卻。

為實現上述目的，本發明提供了一種基于CCA技術的發動機核心機試驗件冷卻系統，包括空氣系統，所述空氣系統引氣口與壓氣機出氣口連接，供氣口與后機匣冷卻位置連通；所述空氣系統內部設置有換熱器，所述換熱器包括引氣管和冷卻結構，所述引氣管進口與所述空氣系統引氣口連通，所述引氣管出口與所述空氣系統供氣口連通；所述冷卻結構設置于所述引氣管周圍以冷卻所述引氣管內的氣體。

在一些實施方式中，所述換熱器為水冷換熱器，包括冷水容器、一個或多個冷水進口和一個或多個蒸汽出口；所述引氣管穿過所述冷水容器且管身浸沒于所述冷水容器內的冷水中；所述冷水進口和所述蒸汽出口分別設置于所述冷水容器的側壁上的不同高度處，所述蒸汽出口高于所述冷水進口且高于所述冷水容器內的冷水水面。

在一些實施方式中，所述引氣管中間設置有蛇形通道，所述蛇形通道浸沒于所述冷水容器內的冷水中。

在一些實施方式中，所述蛇形通道由銅管制成。

在一些實施方式中，所述冷水進口和所述蒸汽進口分別位于所述冷水容器的相對兩個側壁上。

在一些實施方式中，所述多個冷水進口和所述多個蒸汽出口分別同高度并排設置。

在一些實施方式中，所述多個冷水進口從地面引水供到所述冷水容器。

在一些實施方式中，所述冷卻系統包括用于調節冷水供應的冷水流量調節器。

本發明的有益效果：

1)本發明借助地面及無低壓系統的便利條件，增加水冷換熱器，降低冷氣溫度，方案簡單可靠、操作簡單有效；

2)本發明采用水冷換熱器，利用水的蒸發吸熱來冷卻氣體，能夠有效降低成本，且冷卻效果突出。

附圖說明

圖1是本發明實施例的基于CCA技術的發動機核心機試驗件冷卻系統組成示意圖；