專利名稱：一種航空發(fā)動機渦輪葉片氣膜冷卻方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種適用于大推力高性能航空發(fā)動機動力渦輪葉片的氣膜冷卻方法。
背景技術(shù)：
航空動力是推動國民經(jīng)濟和國防建設(shè)發(fā)展的關(guān)鍵科學(xué)技術(shù)。發(fā)動機被稱為飛機的 “心臟”，航空發(fā)動機是航空工業(yè)的核心技術(shù)，也是衡量一個國家軍事裝備水平、科技工業(yè)實 力和綜合國力的重要標志。據(jù)日本業(yè)界的一項分析，在單位重量創(chuàng)造的價值比這一數(shù)值上， 船舶為1，轎車為9，計算機為300，支線飛機是800，而航空發(fā)動機則高達1400，被譽為“工 業(yè)之花”、“皇冠上的珠寶”?，F(xiàn)代最為廣泛應(yīng)用的航空發(fā)動機是航空燃氣渦輪發(fā)動機，燃氣輪機技術(shù)進展的重 要標志是透平入口溫度(TIT)的提高和壓氣機壓比的增加。燃氣輪機的熱效率和比功均隨 著TIT增高而增加，據(jù)文獻報道，TIT在1073 1273K范圍內(nèi)每提高100K，燃氣輪機的輸 出功率將增加20 % 25 %，節(jié)省燃料6% 7% ；TIT每提高55K，在尺寸不變的條件下，航 空發(fā)動機的推重比可提高10%左右。碳氫燃料的燃燒溫度可以達到2500K，這說明渦輪前 溫度還有很大的提升空間。然而，進一步提高TIT主要受制于透平葉片合金材料耐受高溫 的程度。例如，定向凝固和單晶鎳基合金材料透平葉片的最高允許工作溫度只有1370K，而 目前在役或在研的航空發(fā)動機，其TIT已高達1900 2100K。設(shè)想之中的第四代軍用渦扇 發(fā)動機要比當(dāng)前各國列裝的第三代發(fā)動機推重比提高兩個檔次，達到10以上，相應(yīng)地需要 大幅度地提高渦輪前溫度，達到1750 1850°C之間，遠遠高于合金材料所能承受的溫度極 限。航空發(fā)動機透平前溫之所以能夠不斷提升，主要得益于熱障涂層(主要是利用陶 瓷的隔熱和抗腐蝕的特點來保護金屬材料，提高油料的燃燒效率，并可以極大地延長發(fā)動 機的壽命)、耐高溫合金(比如鈮鈦鋁合金、鐵鎳合金等)和空氣冷卻等核心技術(shù)的進展。歷史證明，采用冷卻技術(shù)來提高燃氣初溫比通過新材料的開發(fā)研究提高初溫的速 度要快得多。從70年代起，透平入口燃氣溫度以年均20K的速度增長，而結(jié)構(gòu)材料的耐溫 程度僅有8K的年增長率。從20世紀60年代起，渦輪葉片冷卻溫降已從最初的60 100K 提升到目前的400 600K，現(xiàn)役最先進的航空發(fā)動機中基本上都是采用內(nèi)流冷卻和氣膜冷 卻相結(jié)合的冷卻方案。然而，空氣冷卻是一把雙刃劍，冷卻效率絕不可能在不增加冷氣流量 的條件下無限增長。隨著透平進口溫度的提高，需要從壓氣機抽取更多的高壓空氣，而這些 空氣原本是用來參與燃燒并做功的，這對燃氣輪機比功和循環(huán)效率帶來不利影響，部分抵 消了提高透平前燃氣溫度所帶來的在效率方面的收益，甚至發(fā)展到無法接受的程度，使得 現(xiàn)有以氣膜冷卻為主，包括射流沖擊冷卻、肋片擾流冷卻和柱肋冷卻等在內(nèi)的空氣冷卻技 術(shù)的提升空間越來越小，很難取得階躍式的進展。在燃氣輪機發(fā)展初期，人們就設(shè)想了很多種冷卻工質(zhì)和冷卻方式，包括空氣、水、 蒸汽甚至液態(tài)金屬等等，在當(dāng)時的歷史條件下，空氣冷卻是即容易實現(xiàn)也比較高效的冷卻 方式，因而優(yōu)先得到了發(fā)展和應(yīng)用。近年來，國外出現(xiàn)了新型冷卻介質(zhì)的研究，主要有以下幾種(1)利用空氣與燃料混合冷卻研究，由于燃料燃燒后氧化物會堵塞氣膜孔，因此實際 運用還有困難；(2)空氣與氫氣混合冷卻研究；(3)液態(tài)水冷卻研究；(4)氫氣冷卻研究，這 是一種很有希望的冷卻介質(zhì)，因為氫氣的導(dǎo)熱系數(shù)很大，目前俄羅斯已有燃用氫氣的飛機。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明提的目的在于提供一種航空發(fā)動機渦輪葉片氣膜冷卻方法，全部或部分取 代空氣氣膜冷卻，應(yīng)用于大推力高參數(shù)航空渦輪發(fā)動機，在無法進一步增加冷卻空氣量而 又必須要達到更高冷卻效率時，對一級導(dǎo)向葉片和一級轉(zhuǎn)子葉片等熱負荷最高的航空發(fā)動 機部件進行冷卻。為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供的航空發(fā)動機渦輪葉片氣膜冷卻方法，是以固態(tài)工 質(zhì)為冷卻工質(zhì)來源的，該固態(tài)工質(zhì)為NH4HCO3,冷卻工質(zhì)為其熱解產(chǎn)物，即體積比1 1 1 的NH3、H2O和CO2混合氣，以發(fā)動機外機匣內(nèi)部、位于發(fā)動機的尾氣出口處的空腔作為回?zé)?腔，將固態(tài)工質(zhì)輸送到與外機匣為一體鑄造的回?zé)崆?。在該回?zé)崆粌?nèi)，利用發(fā)動機尾氣余熱 將冷卻工質(zhì)加熱分解為冷卻工質(zhì)，該冷卻工質(zhì)在壓力驅(qū)動下通過連通回?zé)崆怀隹谂c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(fā)動機渦輪葉片進行氣 膜冷卻。固態(tài)工質(zhì)置于一橡膠、塑料或者皮革材質(zhì)的密封袋中，該密封袋置于機艙之內(nèi)，袋 口向下倒置并通過通用的固態(tài)流體輸送機械連接到環(huán)形回?zé)崆坏倪M料口。供氣通道是與外機匣一體鑄造成的，并對稱分布埋設(shè)于外機匣內(nèi)部的孔洞。供氣 通道可根據(jù)需要設(shè)計為蛇形或者分叉為毛細血管狀。供氣通道從回?zé)崆婚_始，沿機身向發(fā) 動機頭部方向延伸，經(jīng)過燃燒室外側(cè)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(zhì)得到預(yù)熱。所述供氣通道最終匯集到緩沖腔以穩(wěn) 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(huán)形空腔，位于外機匣內(nèi)部、 介于末級壓氣機與燃燒室之間。與傳統(tǒng)的空氣冷卻相比，本發(fā)明有如下突出優(yōu)勢1)提高冷卻效率首先，氣膜冷卻是在葉片表面形成保護性邊界層，對高溫燃氣有隔離和稀釋的作 用，減少燃氣對葉片的沖刷和傳熱。含NH3混合氣氣膜由于遇熱發(fā)生分解反應(yīng)(見式1)，有 化學(xué)熱沉存在，根據(jù)對流換熱的源強化概念，“流體對壁面加熱時，熱源使換熱強化，熱匯使 換熱減弱”，因而能更有效地阻止燃氣向葉片傳熱。另外，分解造成冷氣體積增加30 %，氣膜 增厚，也有助于隔熱。2NH3 _"c >N2(g) + 3H2(g)·, ΔΗ = +46. 2kJ/mol (標態(tài))式1與空氣相比，H2O和NH3均是更為理想的冷卻工質(zhì)，相對較高的比熱容和導(dǎo)熱系數(shù) 對于葉片內(nèi)部對流換熱更為有利，能更有效地冷卻渦輪葉片。低溫混合氣在預(yù)熱過程中對 于燃燒室壁面的冷卻效果也優(yōu)于空氣冷卻。2)提高熱效率由于冷卻效率的提高，允許更高的透平入口燃氣溫度，自然會有更高的熱效率。另 外，“氣化”和“預(yù)熱”過程中回收利用了系統(tǒng)產(chǎn)生的廢熱，減少了能量損失，對提高熱效率也有較大貢獻。3)增加比功在沒有消耗軸功的情況下，每消耗79. 06g的NH4HCO3就相當(dāng)于額外向系統(tǒng)注入了 73L(標態(tài))高壓氣體，工作狀態(tài)下約可占到總?cè)細饬康? 5% ；另外，因為減少了從壓氣 機抽取的空氣量，也同樣會增加做功量，從而大大增加輸出功率。4)提高循環(huán)效率多方面的因素促進循環(huán)效率的提高，最主要的是溫比提高，減少冷卻空氣用量也 使得壓縮機有效功增加。還有，雖然增加了回?zé)崞?，但幾乎沒有增加出口壓力損失，因而采 用回?zé)岷筇岣吡搜h(huán)效率?；?zé)崞鲏簱p小的主要原因在于氣化過程換熱效率很高，不需要 很大的換熱面積。從加熱端來說，尾氣溫度高達50(TC，流速極高，十分有利于對流換熱；從 吸熱端來說，NH4HCO3在60°C以上分解速率急劇上升，至150°C可全部氣化，換熱過程中始終 伴隨著化學(xué)熱沉和相變，對換熱起到了強化作用。與蒸汽鍋爐相比，NH4HCO3回?zé)崞魃郎厣?壓的效率將高出數(shù)倍。5)氣動損失得到補償
冷卻氣最終與主流燃氣混合，NH3分解產(chǎn)物H2得以與燃氣中低濃度氧(約為空氣 氧含量的1/4)充分混合，在貧氫、貧氧條件下，氫氣將以氧化反應(yīng)的形式放熱，其熱值高達 241. 8kJ/mol，釋放的熱量足以補償?shù)蜏乩錃鈸交鞂χ髁魅細庠斐傻臍鈩訐p失。6)經(jīng)濟可行碳酸氫銨市價500 700元/噸，經(jīng)濟實用；干燥固體為細小顆粒，具有很好的流 動性，便于攜帶和儲存；全程無污染，無危險，環(huán)境兼容性好。在系統(tǒng)中，NH4HCO3不僅提供冷 卻工質(zhì)，還釋放出高品位化學(xué)能，使系統(tǒng)產(chǎn)生額外推力，足以滿足承載其自身重量的動力需 求。


圖1是本發(fā)明應(yīng)用于渦扇發(fā)動機時的冷卻系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖。圖2是圖1中外機匣內(nèi)的回?zé)崆缓凸馔ǖ澜Y(jié)構(gòu)示意圖。附圖中的標記含義如下1給料管；2進料口 ；3回?zé)崆唬?供氣通道；5冷卻氣體在發(fā)動機內(nèi)部的流動路線 示意；6電控切換開關(guān)；7緩沖腔；8連接內(nèi)、外機匣的閉合供氣管線；9空氣冷卻所用的抽氣 口 ； 10渦輪軸；11壓氣機；12風(fēng)扇；13外機殼；14外涵道；15內(nèi)涵道；16外機匣；17燃燒室； 18空心內(nèi)軸；19內(nèi)機匣；20渦輪；21尾噴口。需要說明的是，本發(fā)明是利用了公知的渦扇發(fā)動機的冷卻系統(tǒng)，因此在具體實施 方式中，只對涉及本發(fā)明的特征部件作具體說明，其余公知的部件均可參照本

。
具體實施例方式本發(fā)明的技術(shù)方案是以固態(tài)工質(zhì)為冷卻工質(zhì)來源，固態(tài)工質(zhì)為NH4HCO3，冷卻工質(zhì) 為其熱解產(chǎn)物，即體積比1 1 1的NH3、H2O和CO2混合氣，冷卻工質(zhì)從源頭高效地輸運 到該發(fā)動機的渦輪葉片冷卻空氣專用的供氣通道，將空氣替換為本發(fā)明的冷卻工質(zhì)，從而 使本氣膜冷卻方法得以實施。
本發(fā)明可全部或部分取代空氣氣膜冷卻，應(yīng)用于大推力高參數(shù)航空渦輪發(fā)動機， 在無法進一步增加冷卻空氣量而又必須要達到更高冷卻效率時，對一級導(dǎo)向葉片和一級轉(zhuǎn) 子葉片等熱負荷最高的航空發(fā)動機部件進行冷卻。本發(fā)明的冷卻工質(zhì)是沿著空氣源氣膜冷卻中的冷卻空氣的流動通道輸送至氣膜 孔的，在葉片內(nèi)部冷卻結(jié)構(gòu)中流動時同樣起到了高效冷卻渦輪葉片的作用。冷卻工質(zhì)是通 過設(shè)置在原冷卻空氣抽氣口的切換裝置與混合工質(zhì)供氣管道接通而進入到冷卻空氣流道 的。該切換裝置不影響空氣向其他高溫部件供給冷卻空氣。入口處的混合工質(zhì)溫度約為 300 400"C。
混合工質(zhì)供氣管道的另一端與環(huán)(繞)著尾氣噴管口內(nèi)壁設(shè)置的環(huán)形回?zé)崞髀?lián) 通，該回?zé)崞鲀?nèi)部為空的腔體，在機匣側(cè)設(shè)有與鉸龍密封相連進料口，鉸龍通過該進料口向 空腔內(nèi)輸送固態(tài)工質(zhì)顆粒。在高達500°C的發(fā)動機尾氣加熱下，NH4HCO3迅速分解為ΝΗ3、Η20 和CO2高壓混合氣，溫度低于200°C。供氣管道內(nèi)嵌在外機匣內(nèi)，途經(jīng)燃燒室外壁與外機匣 之間的換熱器，混合氣被加熱升溫至300 400°C，而燃燒室壁面被冷卻。本發(fā)明的具體實施包括四個步驟，概括為氣化一預(yù)熱一冷卻一做功，具體描述如 下首先，利用高溫尾氣加熱，使固態(tài)NH4HCO3完全分解為低于200°C的NH3/H20/C02高 壓混合氣體，完成這一步驟需要在尾噴管口處加裝一個環(huán)形回?zé)崞鳎⒁糟q龍控制給料。然后，混合氣體沿內(nèi)嵌在外機匣里的抽氣管道上溯至末級壓氣機后的冷氣抽氣 口，與原有的空氣冷卻系統(tǒng)的配氣管道實現(xiàn)對接。在此過程中，混合氣體將被進一步預(yù)熱至 300 400°C，并同時根據(jù)需要完成對部分高溫部件的冷卻任務(wù)，尤其是對外機匣側(cè)燃燒室 壁面進行冷卻。再后，冷氣走向與原有的空氣冷卻基本一致，預(yù)熱混合氣從空心內(nèi)軸里的冷氣通 道經(jīng)由輪盤從葉片根部分別進入一級靜葉和一級動葉，首先進行內(nèi)流冷卻，然后進行氣膜 冷卻。從內(nèi)流冷卻開始，NH3S經(jīng)開始有部分分解。氣膜冷卻時，冷氣溫度達到頂峰，超過 NH3完全分解溫度(800°C )，分解反應(yīng)可瞬間完成，大量吸熱，體積倍增。最后，生產(chǎn)的H2在混入主流燃氣后與殘余氧氣反應(yīng)放熱，生成的H2O與冷卻氣中的 N2, CO2和H2O等一起參與做功后排入大氣。請結(jié)合圖1和圖2。本發(fā)明是以固態(tài)混合工質(zhì)為冷卻工質(zhì)，該冷卻工質(zhì)為體積比 1:1: 1的ΝΗ3、Η20和CO2的混合物，氣體噴出氣膜孔之前的溫度為500 800°C，壓力視 主流燃氣壓力而定，一般要比主流燃氣壓力高0.05 0. 15MPa。冷卻工質(zhì)顆粒盛裝在一個 不透氣、防潮的口袋盛裝，口袋材質(zhì)可以是橡膠、塑料或者皮革?？诖糜跈C艙之內(nèi)，開口向 下倒置，袋口與一個固體物料傳輸通用機械(例如，鉸龍)的入口密封連接，傳輸機械同樣 置于機艙之內(nèi)(此為公知技術(shù)，不作詳細描述，也不推薦附圖)。傳輸機械的出口端密封連 接給料管1，給料管1穿過機艙壁面通向發(fā)動機與進料口 2密封連接，該進料口是回?zé)崆? 的固體物料入口?；?zé)崆?是發(fā)動機外機匣16 (即金屬外殼)內(nèi)部的空腔，與外機匣16是 一體鑄造而成的，它位于發(fā)動機的尾氣出口處。航空發(fā)動機尾氣溫度高達500°C，所以進入 回?zé)崆?的固態(tài)的冷卻工質(zhì)迅速受熱分解，換熱效率和升壓速率都很高?；?zé)崆?的供氣通道4有多個(參閱圖2)所示，這些多個供氣通道4也是與外機 匣16 —體鑄造的埋設(shè)于金屬內(nèi)部的孔洞，并在環(huán)外機匣16上是對稱分布的，并且均與回?zé)崆?連通。供氣通道4在外機匣16內(nèi)向發(fā)動機前端延伸，在與燃燒室17最貼近的路段，某些 供氣通道4可以根據(jù)換熱的需要設(shè)計為蛇形或者分叉為毛細血管狀等，其目的是通過對流 換熱冷卻燃燒室17的外壁面，同時使供氣通道4內(nèi)的冷卻工質(zhì)得到預(yù)熱。所有供氣通道4最終匯集到外機匣16內(nèi)部的另一個環(huán)形空腔，該環(huán)形空腔位于燃 燒室17的前端，起穩(wěn)定冷卻氣體壓力和溫度的作用，稱之為緩沖腔7，該緩沖腔7也是與外 機匣16—體鑄造的。內(nèi)機匣19與外機匣16之間有相互支撐、相互連接的部位，在連接部位的內(nèi)部埋設(shè) 一條閉合的供氣管線8，供氣管線8的一端開口連接至緩沖腔7，供氣管線8的另一端則連 接到內(nèi)機匣19里的渦輪葉片冷卻空氣供氣通道的起始段，相當(dāng)于在原有冷卻氣體通道上 增加一個支管。在接入點增加一個電控切換開關(guān)6，起三通的作用(堵住來自抽氣口 9的空 氣)，接通來自緩沖腔3的混合氣，可以實現(xiàn)從空氣冷卻切換至含氨混合工質(zhì)冷卻，反之亦 然。最后，冷卻工質(zhì)沿著原系統(tǒng)中空氣冷卻的路線(圖1中的虛線5所示)，對渦輪葉 片進行內(nèi)流、沖擊加氣膜的組合冷卻，最后參與做功，使燃氣輪機整體效率顯著提高。
權(quán)利要求
一種航空發(fā)動機渦輪葉片氣膜冷卻方法，以固態(tài)工質(zhì)作為冷卻工質(zhì)來源，以發(fā)動機外機匣內(nèi)部、位于發(fā)動機尾噴管外側(cè)的環(huán)形空腔作為回?zé)崆?，將固態(tài)工質(zhì)輸入該環(huán)形回?zé)崆粌?nèi)，利用發(fā)動機尾氣余熱將固態(tài)工質(zhì)加熱分解為的冷卻工質(zhì)，該冷卻工質(zhì)在壓力驅(qū)動下通過連通回?zé)崆怀隹谂c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(fā)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(yīng)而提高冷卻效率；所述固態(tài)工質(zhì)為NH4HCO3；所述冷卻工質(zhì)是NH4HCO3經(jīng)加熱分解的產(chǎn)物，即體積比1∶1∶1的NH3、H2O和CO2混合氣體。
2.如權(quán)利要求1所述的航空發(fā)動機渦輪葉片氣膜冷卻方法，其中，固態(tài)工質(zhì)置于一橡 膠、塑料或者皮革材質(zhì)的密封袋中，該密封袋置于機艙之內(nèi)，袋口向下倒置并通過通用的固 態(tài)流體輸送機械連接到環(huán)形回?zé)崆坏倪M料口。
3.如權(quán)利要求1所述的航空發(fā)動機渦輪葉片氣膜冷卻方法，其中，環(huán)形回?zé)崆慌c外機 匣為一體鑄造。
4.如權(quán)利要求1所述的航空發(fā)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(shè)于外機匣內(nèi)部的孔洞。
5.如權(quán)利要求1或4所述的航空發(fā)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(quán)利要求1或5所述的航空發(fā)動機渦輪葉片氣膜冷卻方法，其中，供氣通道從回?zé)?腔開始，沿機身向發(fā)動機頭部方向延伸，經(jīng)過燃燒室外側(cè)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(zhì)得到預(yù)熱。
7.如權(quán)利要求1所述的航空發(fā)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(wěn)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(huán)形空腔，位于外 機匣內(nèi)部、介于末級壓氣機與燃燒室之間。
8.如權(quán)利要求1所述的航空發(fā)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(shè)有一電控切換開關(guān)，可在冷卻空氣和冷卻工質(zhì)之間實現(xiàn)切 換。
全文摘要
一種航空發(fā)動機渦輪葉片氣膜冷卻方法，以固態(tài)工質(zhì)NH4HCO3作為冷卻工質(zhì)來源，以發(fā)動機外機匣內(nèi)部、位于發(fā)動機尾噴管外側(cè)的環(huán)形空腔作為回?zé)崆?，將固態(tài)工質(zhì)輸入該回?zé)崆粌?nèi)，利用發(fā)動機尾氣余熱將固態(tài)工質(zhì)加熱分解為中溫高壓的冷卻工質(zhì)，該冷卻工質(zhì)在壓力驅(qū)動下通過連通回?zé)崆怀隹谂c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(fā)動機渦輪葉片進行氣膜冷卻，因冷卻過程中伴隨著吸熱的分解反應(yīng)而顯著提高冷卻效率；冷卻工質(zhì)為其熱解產(chǎn)物。本發(fā)明可全部或部分取代空氣氣膜冷卻，在無法進一步增加冷卻空氣量而又必須要達到更高冷卻效率時，對一級導(dǎo)向葉片和一級轉(zhuǎn)子葉片等熱負荷最高的航空發(fā)動機部件進行冷卻。
文檔編號F01D5/18GK101832154SQ20091007977
公開日2010年9月15日 申請日期2009年3月11日 優(yōu)先權(quán)日2009年3月11日
發(fā)明者梁世強, 淮秀蘭, 雷兢 申請人:中國科學(xué)院工程熱物理研究所