[发明专利]一种航空发动机涡轮叶片气膜冷却方法

说明书

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。