本申请公开了一种航空发动机涡轮导向器叶片的高效冷却装置，涉及导向器叶片冷却。本申请以低熔点金属或其合金作为流动工质，导向器叶片中布置多条冷却通道及腔室，高效冷却装置包括分流器、收集器、换热器和电磁泵，其与导向器叶片形成闭环回路，通过电磁泵驱动流动工质在闭环回路内循环流动，通过换热器快速散热。本申请能够减少因冷热空气掺混带来的不稳定性；本申请的冷却效果优，换热效率高，利于延长导向器叶片的使用寿命；本申请能够提高导向器叶片的强度，降低加工工艺成本；本申请对航空煤油提前预热，提高它的燃烧效率；本申请整个过程循环封闭，低熔点金属或其合金重复循环利用，对环境无影响。对环境无影响。对环境无影响。
【技术实现步骤摘要】
航空发动机涡轮导向器叶片的高效冷却装置
[0001]本申请涉及用于航空发动机涡轮导向器叶片，特别涉及一种用于航空发动机涡轮导向器叶片的高效冷却装置。
技术介绍
[0002]航空发动机作为飞机的“心脏”，被誉为“工业皇冠上的明珠”，它的性能指标，直接影响着飞机的安全性、可靠性和经济性。在航空燃气涡轮发动机的发展中，为提高发动机的热效率和推重比，压气机的增压比和涡轮进口温度不断被提高。装配在第四代战斗机中推重比达到10一级的发动机，其压气机增压比已经达到30以上，涡轮前温也接近2000K。预计在2030年左右可能出现推重比超过20的战斗机发动机，与F119发动机相比，耗油率降低25％，全寿命期成本降低64％，能力/成本指数为11.5倍。面对如此高性能的标准，对涡轮叶片材料的耐热性和冷却技术就提出了更高的要求。
[0003]涡轮中导向器叶片，它的工作条件十分恶劣，被高温燃气包围，表面温度高且分布不均匀，在设计时必须综合考虑材料、结构、冷却方式。传统的冷却方式主要有气膜冷却、冲击冷却、发散冷却、肋壁强化换热、扰流柱强化换热等，上述冷却方式中的冷却工质选用来自压气机或燃烧室的空气，但是空气的散热能力有限是不争的事实。为了满足未来更高的推重比要求，需要寻求一种换热系数更高的流动工质，结合现有的技术，开发出一种新型高效的冷却装置。
技术实现思路
[0004]专利技术人为了解决上述问题，提出如下设想：将涡轮导向器叶片原有内部冷却通道中的流动工质换为低熔点的液态金属，并加上电磁泵用于驱动液态金属的流动，为了达到更为高效的冷却和综合利用热量，将采用换热器装置，用机载燃油为冷源来降低来自叶片内部冷却通道的液态金属，然后整体用管道连接，构成了循环装置。这样既可以降低叶片表面的温度，延长叶片的使用寿命，还可以将原有的冷气省下，提高发动机的热效率和做功能力，甚至使得航空煤油在燃烧室中燃烧更充分，达到理想的高效冷却、综合利用的目的。基于以上综合考虑，本申请提出一种用在航空发动机涡轮导向器叶片上能够带走大量热、利用热并高效冷却的循环装置。
[0005]本申请一种用于航空发动机涡轮导向器叶片的高效冷却装置，叶片内部布置多条冷却通道，以低熔点金属或其合金作为流动工质，内部每条冷却通道流经导向器叶片底部预留的腔室，所述多条冷却通道中的部分冷却通道为流入叶片冷却通道、其余部分的冷却通道为流出叶片冷却通道，所述高效冷却装置包括：
[0006]分流器，其内部开有流通通道，且流通通道内装有流动工质，所述分流器的一侧布置有多根分流器管道，多根分流器管道的数量、尺寸及形状与所述流入叶片冷却通道的数量、尺寸及形状相匹配，所述分流器通过所述多根分流器管道与所述导向器叶片内部的流入叶片冷却通道对应连接；
[0007]收集器，其内部开有流通通道，且流通通道内装有流动工质，所述收集器的一侧布置有多根收集器管道，多根收集器管道的数量与形状与所述流出叶片冷却通道的数量与形状相匹配，所述收集器通过所述多根收集器管道与所述导向器叶片内部的流出叶片冷却通道对应连接；
[0008]电磁泵，通过第一连接管道与所述分流器连通，用于驱动所述流动工质流动；和
[0009]换热器，通过第二连接管道和第五连接管道对应连通所述电磁泵和所述收集器，所述第二连接管道穿过所述换热器并与所述第五连接管道连通，用于对由所述导向器叶片中流出的带有热量的流动工质进行快速散热降温，换热器中还布有蛇形管道，一端通过第四连接管道连通油箱，由燃油泵通过燃油管输送航空煤油到换热器的蛇形管道中，另一端通过第三连接管道连通到燃烧室，将升温后的航空煤油输送到燃烧室，提高其燃烧效率；
[0010]在所述导向器叶片前缘和尾缘部分涂抹陶瓷涂层，防止局部温度过高而冷却通道数量不足带来的叶片表面受热不均，
[0011]其中，每一流动工质均为液态的低熔点金属或其合金，所述分流器、所述导向器叶片、所述收集器、所述换热器、所述电磁泵形成闭环回路，所述电磁泵驱动所述流动工质在闭环回路中流动。
[0012]可选地，所述分流器和所述收集器的截面形状为正方形、长方形、三角形或者圆形。
[0013]可选地，所述分流器和所述收集器由金属或耐高温合金材料制成。
[0014]可选地，所述换热器的截面形状为正方形、长方形、椭圆形。
[0015]可选地，所述换热器由高导热金属或者半导体硅材料制成。
[0016]可选地，所述换热器内部的蛇形管道的截面形状为正方形、长方形、三角形或圆形。
[0017]可选地，所述第一连接管道、所述第二连接管道、所述第三连接管道、所述第四连接管道和所述第五连接管道的截面形状为正方形、长方形、三角形或圆形。
[0018]可选地，所述第一连接管道、所述第二连接管道、所述第三连接管道、所述第四连接管道和所述第五连接管由金属或耐高温合金材料制成。
[0019]可选地，每一流动工质为在室温下可熔化的低熔点金属镓，或者是金属镓与以锡、铋或铟为基组成的合金。
[0020]可选地，所述导向器叶片中的每条冷却通道为带肋的冷却通道。
[0021]可选地，所述导向器叶片中的每条冷却通道的截面形状为正方形、长方形、三角形或圆形。
[0022]可选地，所述导向器叶片的内部前端的冷却通道为流入叶片冷却通道，所述导向器叶片的内部后端的冷却通道为流出叶片冷却通道，所述多条冷却通道通过所述腔室构成流动工质的逆时针闭合流动空间。
[0023]可选地，所述导向器叶片的腔室的尺寸稍大于所述导向器叶片的多条冷却通道的尺寸，以将流入叶片冷却通道和流出叶片冷却通道的流动工质汇集于此，形成逆时针闭合回路。
[0024]本申请的用于航空发动机涡轮导向器叶片高效冷却装置，不同于现行的冷却气体在导向器叶片外部流动的气膜冷却和在导向器叶片内部加扰流器强化换热、冲击冷却等方
式的传统冷却，本申请包括分流器、收集器、电磁泵和换热器，本申请与导向器叶片形成闭环回路，本申请采用液态的低熔点金属或其合金作为流动工质，通过电磁泵驱动流动工质在导向器叶片内部的多条冷却通道流通的冷却方式，充分利用金属或其合金所具有远高于非金属类材料热导率的特性，同时该流动工质可以在闭合回路中循环流动，然后通过与换热器中设有蛇形管道内的航空煤油进行热交换，快速带走导向器叶片中大量热，并将热量传递给航空煤油，这样既能达到高效冷却导向器叶片的效果，还能对航空煤油进行预热，增加燃烧效率，从而提高冷却工质的品质。本申请没有采用空气冷却，故节省下原有从压气机引出的冷却空气，增加飞机的推进动力，减少因冷热空气掺混带来的不稳定性；本申请的冷却效果远优于传统的空气冷却方式，传热效率高，导向器叶片温降更大，利于延长导向器叶片的使用寿命；本申请的导向器叶片外表面无需开设气膜孔，内部无复杂结构，提高叶片的强度，降低加工工艺成本；本申请的换热器采用液态金属
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航空煤油换热器，带走热量的能力远优于单靠空气的翅片散热，带走叶片的热量也没有直接排放到大气中，而是传递给航空煤油，对其提前本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种用于航空发动机涡轮导向器叶片的高效冷却装置，叶片内部布置多条冷却通道，以低熔点金属或其合金作为流动工质，内部每条冷却通道流经导向器叶片底部预留的腔室，所述多条冷却通道中的部分冷却通道为流入叶片冷却通道、其余部分的冷却通道为流出叶片冷却通道，所述高效冷却装置包括：分流器，其内部开有流通通道，且流通通道内装有流动工质，所述分流器的一侧布置有多根分流器管道，多根分流器管道的数量、尺寸及形状与所述流入叶片冷却通道的数量、尺寸及形状相匹配，所述分流器通过所述多根分流器管道与所述导向器叶片内部的流入叶片冷却通道对应连接；收集器，其内部开有流通通道，且流通通道内装有流动工质，所述收集器的一侧布置有多根收集器管道，多根收集器管道的数量与形状与所述流出叶片冷却通道的数量与形状相匹配，所述收集器通过所述多根收集器管道与所述导向器叶片内部的流出叶片冷却通道对应连接；电磁泵，通过第一连接管道与所述分流器连通，用于驱动所述流动工质流动；和换热器，通过第二连接管道和第五连接管道对应连通所述电磁泵和所述收集器，所述第二连接管道穿过所述换热器并与所述第五连接管道连通，用于对由所述导向器叶片中流出的带有热量的流动工质进行快速散热降温，换热器中还布有蛇形管道，一端通过第四连接管道连通油箱，由燃油泵通过燃油管输送航空煤油到换热器的蛇形管道中，另一端通过第三连接管道连通到燃烧室，将升温后的航空煤油输送到燃烧室，提高其燃烧效率；在所述导向器叶片前缘和尾缘部分涂抹陶瓷涂层，防止局部温度过高而冷却通道数量不足带来的叶片表面受热不均，其中，每一流动工质均为液态的低熔点金属或其合金，所述分流器、所述导向器叶片、所述收集器、所述换热器、所述电磁泵形成闭环回路，所述电磁泵驱动所述流动工质在闭环回路中流动。2.根据权利要求1所述的高效冷却装置，其特征在于，...
【专利技术属性】
技术研发人员：罗翔，何建，白阳，邬泽宇，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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