CN101832154B - 一种航空发动机涡轮叶片气膜冷却方法 - Google Patents

Abstract

一种航空发动机涡轮叶片气膜冷却方法，以固态工质NH₄HCO₃作为冷却工质来源，以发动机外机匣内部、位于发动机尾喷管外侧的环形空腔作为回热腔，将固态工质输入该回热腔内，利用发动机尾气余热将固态工质加热分解为中温高压的冷却工质，该冷却工质在压力驱动下通过连通回热腔出口与涡轮叶片冷却空气入口的气体通道进入原有空气气膜冷却的供气通道，对发动机涡轮叶片进行气膜冷却，因冷却过程中伴随着吸热的分解反应而显著提高冷却效率；冷却工质为其热解产物。本发明可全部或部分取代空气气膜冷却，在无法进一步增加冷却空气量而又必须要达到更高冷却效率时，对一级导向叶片和一级转子叶片等热负荷最高的航空发动机部件进行冷却。

Description

一种航空发动机涡轮叶片气膜冷却方法

技术领域

本发明涉及一种适用于大推力高性能航空发动机动力涡轮叶片的气膜冷却方法。

背景技术

航空动力是推动国民经济和国防建设发展的关键科学技术。发动机被称为飞机的“心脏”，航空发动机是航空工业的核心技术，也是衡量一个国家军事装备水平、科技工业实力和综合国力的重要标志。据日本业界的一项分析，在单位重量创造的价值比这一数值上，船舶为1，轿车为9，计算机为300，支线飞机是800，而航空发动机则高达1400，被誉为“工业之花”、“皇冠上的珠宝”。

现代最为广泛应用的航空发动机是航空燃气涡轮发动机，燃气轮机技术进展的重要标志是透平入口温度(TIT)的提高和压气机压比的增加。燃气轮机的热效率和比功均随着TIT增高而增加，据文献报道，TIT在1073～1273K范围内每提高100K，燃气轮机的输出功率将增加20％～25％，节省燃料6％～7％；TIT每提高55K，在尺寸不变的条件下，航空发动机的推重比可提高10％左右。碳氢燃料的燃烧温度可以达到2500K，这说明涡轮前温度还有很大的提升空间。然而，进一步提高TIT主要受制于透平叶片合金材料耐受高温的程度。例如，定向凝固和单晶镍基合金材料透平叶片的最高允许工作温度只有1370K，而目前在役或在研的航空发动机，其TIT已高达1900～2100K。设想之中的第四代军用涡扇发动机要比当前各国列装的第三代发动机推重比提高两个档次，达到10以上，相应地需要大幅度地提高涡轮前温度，达到1750～1850℃之间，远远高于合金材料所能承受的温度极限。

航空发动机透平前温之所以能够不断提升，主要得益于热障涂层(主要是利用陶瓷的隔热和抗腐蚀的特点来保护金属材料，提高油料的燃烧效率，并可以极大地延长发动机的寿命)、耐高温合金(比如：铌钛铝合金、铁镍合金等)和空气冷却等核心技术的进展。

历史证明，采用冷却技术来提高燃气初温比通过新材料的开发研究提高初温的速度要快得多。从70年代起，透平入口燃气温度以年均20K的速度增长，而结构材料的耐温程度仅有8K的年增长率。从20世纪60年代起，涡轮叶片冷却温降已从最初的60～100K提升到目前的400～600K，现役最先进的航空发动机中基本上都是采用内流冷却和气膜冷却相结合的冷却方案。然而，空气冷却是一把双刃剑，冷却效率绝不可能在不增加冷气流量的条件下无限增长。随着透平进口温度的提高，需要从压气机抽取更多的高压空气，而这些空气原本是用来参与燃烧并做功的，这对燃气轮机比功和循环效率带来不利影响，部分抵消了提高透平前燃气温度所带来的在效率方面的收益，甚至发展到无法接受的程度，使得现有以气膜冷却为主，包括射流冲击冷却、肋片扰流冷却和柱肋冷却等在内的空气冷却技术的提升空间越来越小，很难取得阶跃式的进展。

在燃气轮机发展初期，人们就设想了很多种冷却工质和冷却方式，包括空气、水、蒸汽甚至液态金属等等，在当时的历史条件下，空气冷却是即容易实现也比较高效的冷却方式，因而优先得到了发展和应用。近年来，国外出现了新型冷却介质的研究，主要有以下几种：(1)利用空气与燃料混合冷却研究，由于燃料燃烧后氧化物会堵塞气膜孔，因此实际运用还有困难；(2)空气与氢气混合冷却研究；(3)液态水冷却研究；(4)氢气冷却研究，这是一种很有希望的冷却介质，因为氢气的导热系数很大，目前俄罗斯已有燃用氢气的飞机。

发明内容

本发明提的目的在于提供一种航空发动机涡轮叶片气膜冷却方法，全部或部分取代空气气膜冷却，应用于大推力高参数航空涡轮发动机，在无法进一步增加冷却空气量而又必须要达到更高冷却效率时，对一级导向叶片和一级转子叶片等热负荷最高的航空发动机部件进行冷却。

为实现上述目的，本发明提供的航空发动机涡轮叶片气膜冷却方法，是以固态工质为冷却工质来源的，该固态工质为NH₄HCO₃，冷却工质为其热解产物，即体积比1∶1∶1的NH₃、H₂O和CO₂混合气，以发动机外机匣内部、位于发动机的尾气出口处的空腔作为回热腔，将固态工质输送到与外机匣为一体铸造的回热腔。在该回热腔内，利用发动机尾气余热将冷却工质加热分解为冷却工质，该冷却工质在压力驱动下通过连通回热腔出口与涡轮叶片冷却空气入口的气体通道进入原有空气气膜冷却的供气通道，对发动机涡轮叶片进行气膜冷却。

固态工质置于一橡胶、塑料或者皮革材质的密封袋中，该密封袋置于机舱之内，袋口向下倒置并通过通用的固态流体输送机械连接到环形回热腔的进料口。

供气通道是与外机匣一体铸造成的，并对称分布埋设于外机匣内部的孔洞。供气通道可根据需要设计为蛇形或者分叉为毛细血管状。供气通道从回热腔开始，沿机身向发动机头部方向延伸，经过燃烧室外侧的外机匣，和燃烧室壁面之间有强烈的热交换，对燃烧室外壁面进行对流冷却，同时使冷却工质得到预热。所述供气通道最终汇集到缓冲腔以稳定冷却气体的压力和温度，该缓冲腔是与外机匣一体铸造成的环形空腔，位于外机匣内部、介于末级压气机与燃烧室之间。

与传统的空气冷却相比，本发明有如下突出优势：

1)提高冷却效率

首先，气膜冷却是在叶片表面形成保护性边界层，对高温燃气有隔离和稀释的作用，减少燃气对叶片的冲刷和传热。含NH₃混合气气膜由于遇热发生分解反应(见式1)，有化学热沉存在，根据对流换热的源强化概念，“流体对壁面加热时，热源使换热强化，热汇使换热减弱”，因而能更有效地阻止燃气向叶片传热。另外，分解造成冷气体积增加30％，气膜增厚，也有助于隔热。

ΔH＝+46.2kJ/mol(标态)

                式1

与空气相比，H₂O和NH₃均是更为理想的冷却工质，相对较高的比热容和导热系数对于叶片内部对流换热更为有利，能更有效地冷却涡轮叶片。低温混合气在预热过程中对于燃烧室壁面的冷却效果也优于空气冷却。

2)提高热效率

由于冷却效率的提高，允许更高的透平入口燃气温度，自然会有更高的热效率。另外，“气化”和“预热”过程中回收利用了系统产生的废热，减少了能量损失，对提高热效率也有较大贡献。

3)增加比功

在没有消耗轴功的情况下，每消耗79.06g的NH₄HCO₃就相当于额外向系统注入了73L(标态)高压气体，工作状态下约可占到总燃气量的3～5％；另外，因为减少了从压气机抽取的空气量，也同样会增加做功量，从而大大增加输出功率。

4)提高循环效率

多方面的因素促进循环效率的提高，最主要的是温比提高，减少冷却空气用量也使得压缩机有效功增加。还有，虽然增加了回热器，但几乎没有增加出口压力损失，因而采用回热后提高了循环效率。回热器压损小的主要原因在于：气化过程换热效率很高，不需要很大的换热面积。从加热端来说，尾气温度高达500℃，流速极高，十分有利于对流换热；从吸热端来说，NH₄HCO₃在60℃以上分解速率急剧上升，至150℃可全部气化，换热过程中始终伴随着化学热沉和相变，对换热起到了强化作用。与蒸汽锅炉相比，NH₄HCO₃回热器升温升压的效率将高出数倍。

5)气动损失得到补偿

冷却气最终与主流燃气混合，NH₃分解产物H₂得以与燃气中低浓度氧(约为空气氧含量的1/4)充分混合，在贫氢、贫氧条件下，氢气将以氧化反应的形式放热，其热值高达241.8kJ/mol，释放的热量足以补偿低温冷气掺混对主流燃气造成的气动损失。

6)经济可行

碳酸氢铵市价500～700元/吨，经济实用；干燥固体为细小颗粒，具有很好的流动性，便于携带和储存；全程无污染，无危险，环境兼容性好。在系统中，NH₄HCO₃不仅提供冷却工质，还释放出高品位化学能，使系统产生额外推力，足以满足承载其自身重量的动力需求。

附图说明

图1是本发明应用于涡扇发动机时的冷却系统结构示意图。

图2是图1中外机匣内的回热腔和供气通道结构示意图。

附图中的标记含义如下：

1给料管；2进料口；3回热腔；4供气通道；5冷却气体在发动机内部的流动路线示意；6电控切换开关；7缓冲腔；8连接内、外机匣的闭合供气管线；9空气冷却所用的抽气口；10涡轮轴；11压气机；12风扇；13外机壳；14外涵道；15内涵道；16外机匣；17燃烧室；18空心内轴；19内机匣；20涡轮；21尾喷口。

需要说明的是，本发明是利用了公知的涡扇发动机的冷却系统，因此在具体实施方式中，只对涉及本发明的特征部件作具体说明，其余公知的部件均可参照本附图说明。

具体实施方式

本发明的技术方案是以固态工质为冷却工质来源，固态工质为NH₄HCO₃，冷却工质为其热解产物，即体积比1∶1∶1的NH₃、H₂O和CO₂混合气，冷却工质从源头高效地输运到该发动机的涡轮叶片冷却空气专用的供气通道，将空气替换为本发明的冷却工质，从而使本气膜冷却方法得以实施。

本发明可全部或部分取代空气气膜冷却，应用于大推力高参数航空涡轮发动机，在无法进一步增加冷却空气量而又必须要达到更高冷却效率时，对一级导向叶片和一级转子叶片等热负荷最高的航空发动机部件进行冷却。

本发明的冷却工质是沿着空气源气膜冷却中的冷却空气的流动通道输送至气膜孔的，在叶片内部冷却结构中流动时同样起到了高效冷却涡轮叶片的作用。冷却工质是通过设置在原冷却空气抽气口的切换装置与混合工质供气管道接通而进入到冷却空气流道的。该切换装置不影响空气向其他高温部件供给冷却空气。入口处的混合工质温度约为300～400℃。

混合工质供气管道的另一端与环(绕)着尾气喷管口内壁设置的环形回热器联通，该回热器内部为空的腔体，在机匣侧设有与铰龙密封相连进料口，铰龙通过该进料口向空腔内输送固态工质颗粒。在高达500℃的发动机尾气加热下，NH₄HCO₃迅速分解为NH₃、H₂O和CO₂高压混合气，温度低于200℃。供气管道内嵌在外机匣内，途经燃烧室外壁与外机匣之间的换热器，混合气被加热升温至300～400℃，而燃烧室壁面被冷却。

本发明的具体实施包括四个步骤，概括为：气化→预热→冷却→做功，具体描述如下：

首先，利用高温尾气加热，使固态NH₄HCO₃完全分解为低于200℃的NH₃/H₂O/CO₂高压混合气体，完成这一步骤需要在尾喷管口处加装一个环形回热器，并以铰龙控制给料。

然后，混合气体沿内嵌在外机匣里的抽气管道上溯至末级压气机后的冷气抽气口，与原有的空气冷却系统的配气管道实现对接。在此过程中，混合气体将被进一步预热至300～400℃，并同时根据需要完成对部分高温部件的冷却任务，尤其是对外机匣侧燃烧室壁面进行冷却。

再后，冷气走向与原有的空气冷却基本一致，预热混合气从空心内轴里的冷气通道经由轮盘从叶片根部分别进入一级静叶和一级动叶，首先进行内流冷却，然后进行气膜冷却。从内流冷却开始，NH₃已经开始有部分分解。气膜冷却时，冷气温度达到顶峰，超过NH₃完全分解温度(800℃)，分解反应可瞬间完成，大量吸热，体积倍增。

最后，生产的H₂在混入主流燃气后与残余氧气反应放热，生成的H₂O与冷却气中的N₂、CO₂和H₂O等一起参与做功后排入大气。

请结合图1和图2。本发明是以固态混合工质为冷却工质，该冷却工质为体积比1∶1∶1的NH₃、H₂O和CO₂的混合物，气体喷出气膜孔之前的温度为500～800℃，压力视主流燃气压力而定，一般要比主流燃气压力高0.05～0.15MPa。冷却工质颗粒盛装在一个不透气、防潮的口袋盛装，口袋材质可以是橡胶、塑料或者皮革。口袋置于机舱之内，开口向下倒置，袋口与一个固体物料传输通用机械(例如，铰龙)的入口密封连接，传输机械同样置于机舱之内(此为公知技术，不作详细描述，也不推荐附图)。传输机械的出口端密封连接给料管1，给料管1穿过机舱壁面通向发动机与进料口2密封连接，该进料口是回热腔3的固体物料入口。回热腔3是发动机外机匣16(即金属外壳)内部的空腔，与外机匣16是一体铸造而成的，它位于发动机的尾气出口处。航空发动机尾气温度高达500℃，所以进入回热腔3的固态的冷却工质迅速受热分解，换热效率和升压速率都很高。

回热腔3的供气通道4有多个(参阅图2)所示，这些多个供气通道4也是与外机匣16一体铸造的埋设于金属内部的孔洞，并在环外机匣16上是对称分布的，并且均与回热腔3连通。

供气通道4在外机匣16内向发动机前端延伸，在与燃烧室17最贴近的路段，某些供气通道4可以根据换热的需要设计为蛇形或者分叉为毛细血管状等，其目的是通过对流换热冷却燃烧室17的外壁面，同时使供气通道4内的冷却工质得到预热。

所有供气通道4最终汇集到外机匣16内部的另一个环形空腔，该环形空腔位于燃烧室17的前端，起稳定冷却气体压力和温度的作用，称之为缓冲腔7，该缓冲腔7也是与外机匣16一体铸造的。

内机匣19与外机匣16之间有相互支撑、相互连接的部位，在连接部位的内部埋设一条闭合的供气管线8，供气管线8的一端开口连接至缓冲腔7，供气管线8的另一端则连接到内机匣19里的涡轮叶片冷却空气供气通道的起始段，相当于在原有冷却气体通道上增加一个支管。在接入点增加一个电控切换开关6，起三通的作用(堵住来自抽气口9的空气)，接通来自缓冲腔3的混合气，可以实现从空气冷却切换至含氨混合工质冷却，反之亦然。

最后，冷却工质沿着原系统中空气冷却的路线(图1中的虚线5所示)，对涡轮叶片进行内流、冲击加气膜的组合冷却，最后参与做功，使燃气轮机整体效率显著提高。

Claims (8)

1.一种航空发动机涡轮叶片气膜冷却方法，以固态工质作为冷却工质来源，以发动机外机匣内部、位于发动机尾喷管外侧的环形空腔作为回热腔，将固态工质输入该环形回热腔内，利用发动机尾气余热将固态工质加热分解为冷却工质，该冷却工质在压力驱动下通过连通回热腔出口与涡轮叶片冷却空气入口的气体通道进入原有空气气膜冷却的供气通道，对发动机涡轮叶片进行气膜冷却，由冷却过程中伴随着吸热的分解反应而提高冷却效率；

所述固态工质为NH₄HCO₃；

所述冷却工质是NH₄HCO₃经加热分解的产物，即体积比1∶1∶1的NH₃、H₂O和CO₂混合气体。

2.如权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片气膜冷却方法，其中，固态工质置于一橡胶、塑料或者皮革材质的密封袋中，该密封袋置于机舱之内，袋口向下倒置并通过通用的固态流体输送机械连接到环形回热腔的进料口。

3.如权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片气膜冷却方法，其中，环形回热腔与外机匣为一体铸造。

4.如权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片气膜冷却方法，其中，供气通道与外机匣一体铸造，是对称分布埋设于外机匣内部的孔洞。

5.如权利要求1或4所述的航空发动机涡轮叶片气膜冷却方法，其中，供气通道为蛇形或者分叉为毛细血管状。

6.如权利要求1或5所述的航空发动机涡轮叶片气膜冷却方法，其中，供气通道从回热腔开始，沿机身向发动机头部方向延伸，经过燃烧室外侧的外机匣，和燃烧室壁面之间有热交换，对燃烧室外壁面进行对流冷却，同时使冷却工质得到预热。

7.如权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片气膜冷却方法，其中，供气通道汇集到缓冲腔以稳定冷却气体的压力和温度，该缓冲腔是与外机匣一体铸造成的环形空腔，位于外机匣内部，介于末级压气机与燃烧室之间。

8.如权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片气膜冷却方法，其中，在原有涡轮叶片空气气膜冷却供气通道的入口端设有一电控切换开关，可在冷却空气和冷却工质之间实现切换。

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