[发明专利]一种航空发动机涡轮叶片气膜冷却方法

权利要求书

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，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。

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。