一种航空发动机主流气体换热方法
【专利摘要】一种航空发动机主流气体换热方法，包括主流流路中的布莱顿循环，还包括超临界状态流体循环，两个循环相互独立；在压气机中，在每一级压气机叶片内部加工冷却通道并在冷却通道中填充多孔微尺度介质，使超临界冷却流体流过填充有多孔微尺度介质的冷却通道，从而实现压气机主流空气和超临界介质之间的换热。所述的超临界状态是指流体压力、温度远高于其临界压力、温度，所述微小尺度是指几何尺度是毫米或亚毫米级。本发明与之前采用换热器进行级间换热相比可以有效降低航空发动机的重量和压气机的负荷，同时能够进一步提高换热效率。
【专利说明】一种航空发动机主流气体换热方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种航空发动机主流气体换热方法，主要用于对流过压气机的主流空 气进行冷却，从而降低流过压气机叶片的空气的温度，提高航空发动机的工作性能。
【背景技术】
[0002] 进一步提高航空发动机性能，降低耗油率对于航空发动机的经济性和环保性等具 有重要意义，一直是航空发动机领域追求的目标。降低压气机进口的温度是实现这一目标 的有效途径，目前，通常采用间冷回热来降低高压压气机进口的气流温度。虽然，采用间冷 回热方法能够降低高压压气机进口气流温度，从而提高航空发动机的经济性和环保性，但 是这种方法存在很多缺陷：采用间冷回热需要使用换热器来实现主流气体和换热工质之间 的换热，而这会增加航空发动机的重量；采用间冷回热，需要在发动机的主流道中安装换热 器，而这对主流气体的组织流动会产生一定影响；采用间冷回热，主流气体和换热工质需要 在极短时间内交换大量的热量，这与本发明提出的在各级压气机叶片表面冷却主流气体相 t匕，换热效率会有所下降。
【发明内容】
[0003] 本发明技术解决问题：克服在压气机级间冷却主流空气的不足，提出一种航空发 动机主流气体换热方法，可以有效降低航空发动机的重量和压气机的负荷，同时能够进一 步提1?换热效率。
[0004] 本发明所提供的技术方案是：一种航空发动机主流气体换热方法，包括主流流路 中的布莱顿循环，还包括超临界状态流体循环，超临界状态流体循环和布莱顿循环相互独 立；所述布莱顿循环包括进气道、风扇、中压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡 轮和尾喷管（图2)，各部件按上述顺序依次连接，所述超临界流体循环包括超临界流体通 过每一级压气机叶片内部填充多孔微尺度介质的冷却通道对航空发动机主流气体进行冷 却，之后超临界流体通过换热器被外涵道气体冷却，并利用高压级带动的增压泵对超临界 流体增压，最后流回高压压气机前形成封闭循环；所述超临界状态流体是指工质的压力至 少高于0. 5MPa，温度高于临界温度至少200度；所述微小尺度是指几何尺度不大于2毫米。
[0005] 所述压气机叶片内部填充多孔微尺度介质的冷却通道的几何结构横截面为圆形、 方形或椭圆形。
[0006] 所述压气机叶片内部填充多孔微尺度介质的冷却通道的几何结构纵向设计为双 通道单肋板结构、双通道三肋板结构、三通道三肋板结构、或为任意通道数和肋板数。
[0007] 所述多孔微尺度介质的材料选用金属铝泡沫、石墨泡沫、炭泡沫、陶瓷泡沫等。
[0008] 所述压气机叶片内部填充多孔微尺度介质的冷却通道是单个或多个通道。
[0009] 根据需要，在所述压气机叶片内部填充多孔微尺度介质的冷却通道表面采用强化 换热涂层或表面改性处理以强化换热。
[0010] 所述强化换热涂层为包含金的涂层；所述表面改性处理采用化学气相沉积方法。 toon] 所述超临界流体使用液体或气体工质，但冷却工质应该密封，以保证其洁净，不会 造成微尺度小孔的堵塞。
[0012] 与常规的压气机级间冷却相比，本发明的优点在于：
[0013] (1)在压气机主流空气的冷却过程中，没有使用换热器进行冷却，从而可以降低航 空发动机的重量；在压气机主流通道中不使用换热器；具有更长的换热时间，适合于在航 空发动机中使用。
[0014] (2)在压气机主流空气的冷却过程中，没有使用换热器进行冷却，从而可以避免换 热器对主流空气流动的影响。
[0015] (3)在每一级压气机的叶片表面，流经压气机的主流空气和超临界冷却工质进行 换热，从而大大提1? 了两种工质的换热时间，可以进一步提1?超临界工质的换热效率。
[0016] (4)每一级叶片的内部采用的是微尺度换热通道，这样可以大大增加超临界工质 和主流气体的换热面积，从而进一步提商换热效率。
[0017] (5)压气机叶片内部是流通通道，这样可以使压气机叶片的重量有所减小。
【专利附图】
【附图说明】
[0018] 图1为原间冷布局示意图；
[0019] 图2为本发明的压气机主流气体冷却方法示意图；
[0020] 图3为压气机叶片多孔微尺度通道结构示意图；其中a表示压气机叶片内部冷却 通道横截面的形状是方形，b表示压气机叶片内部冷却通道横截面的形状是椭圆形，c表示 压气机叶片内部冷却通道横截面的形状是圆形；
[0021] 图4为实施例1中压气机叶片冷却通道横截面为方形的压气机叶片的横截面示意 图；
[0022] 图5为压气机叶片冷却通道纵向几何结构为单通道单肋板形式，多孔微尺度介质 完全填充的示意图，其中①表示的是超临界流体流过单通道，②表示的是单肋板，阴影部 分表示填充的多孔微尺度介质。
[0023] 图6为压气机叶片冷却通道纵向几何结构为单通道三肋板形式，多孔微尺度介质 完全填充的示意图，其中①表示的是超临界流体流过单通道，②表示的是三肋板，阴影部分 表示填充的多孔微尺度介质。
[0024] 图7为压气机叶片冷却通道纵向几何结构为双通道三肋板形式，多孔微尺度介质 完全填充的示意图，其中①表示的是超临界流体流过第一个通道，②表示的是超临界流体 流过第二个通道，③表示的是三肋板，阴影部分表示填充的多孔微尺度介质。
【具体实施方式】
[0025] 常规的航空发动机主流气体换热方法如图1所示，包括主流流路中的布莱顿循 环，还包括超临界状态流体循环，超临界状态流体循环和布莱顿循环相互独立；所述布莱顿 循环包括1进气道、2风扇、3中压压气机、4高压压气机、5燃烧室、6高压涡轮、17中压涡轮、 7低压涡轮、8尾喷管。如图1所示，各部件按上述顺序依次连接。所述超临界流体循环中 超临界流体在高压压气机前的微小尺度换热器11中对主流进行冷却，之后在膨胀涡轮16 中膨胀，使得超临界流体温度进一步大幅度下降，达到所需要的温度，同时膨胀涡轮输出的 功用来驱动增压泵15,再流经外涵道的微小尺度换热器12冷却降温，并利用高压级带动的 增压泵15对超临界流体增压，最后流回高压压气机前形成封闭循环。所述超临界状态流体 是指工质的压力至少高于〇. 5MPa，温度高于临界温度至少200度；所述微小尺度是指几何 尺度不大于2毫米。
[0026] 本发明的航空发动机主流气体换热方法如图2所示，包括主流流路中的布莱顿循 环，还包括超临界状态流体循环，超临界状态流体循环和布莱顿循环相互独立；所述布莱顿 循环包括进气道1、风扇2、中压压气机3、高压压气机4、燃烧室5、高压涡轮6、低压涡轮7 和尾喷管8,如图2所示，各部件按上述顺序依次连接，所述超临界流体循环包括超临界流 体通过每一级压气机叶片内部填充多孔微尺度介质的冷却通道对航空发动机主流气体进 行冷却，之后超临界流体通过微小尺度换热器12被外涵道气体冷却，并利用高压级带动的 增压泵15对超临界流体增压，最后流回高压压气机前形成封闭循环；所述超临界状态流体 是指工质的压力至少高于〇. 5MPa，温度高于临界温度至少200度；所述微小尺度是指几何 尺度不大于2毫米。
[0027] 超临界状态流体是一种兼具气态和液态性质的物质，其粘性系数和扩散系数接近 气态，流动损失小；而传热系数和密度等接近液态，热容大，换热能力强。所以用超临界状态 流体进行换热可得到流动损失低、换热量大的换热效果。此外超临界状态流体的化学成分 稳定；环保无污染；安全性好，无毒性无危险性；来源广泛容易获得。超临界流体包括但不 局限于氮、氦、水、二氧化碳。
[0028] 多孔微尺度介质为由固体物质组成的骨架和由骨架分割成的密集微小孔隙组成 的物质，作为一种工程功能材料具有优越的可设计性，同时具有优异的物理性能和良好的 机械性能。所述多孔微尺度介质内部微尺度孔隙是相互连通的，孔隙尺寸远大于流体分子 平均自由程，选小于多孔介质的宏观尺寸，孔径可以由毫米级减小至微米级乃至纳米级。多 孔介质材料可选用但不局限于金属铝泡沫、石墨泡沫、炭泡沫、陶瓷泡沫等。
[0029] 填充多孔微尺度介质的压气机内部冷却通道的几何结构横截面是圆形、椭圆形、 方形。
[0030] 压气机叶片内部填充多孔微尺度介质的冷却通道的几何结构纵向设计为双通道 单肋板结构、双通道三肋板结构、三通道三肋板结构、或为任意通道数和肋板数。
[0031] 压气机叶片内部填充多孔微尺度介质的冷却通道是单个或多个通道。
[0032] 多孔微尺度介质可选择完全填充或部分填充的方式填充在压气机内部冷却通道 内。若选择部分填充，填充位置根据实际换热需要布置。
[0033] 根据需要，在所述压气机叶片内部填充多孔微尺度介质的冷却通道表面采用强化 换热涂层或表面改性处理以强化换热。
[0034] 所述强化换热涂层为包含金的涂层；所述表面改性处理采用化学气相沉积方法。 [0035] 超临界流体使用液体或气体工质，但冷却工质应该密封，以保证其洁净，不会造成 微尺度小孔的堵塞。
[0036] 多孔介质和叶片表面固连为一体，可通过激光快速成型技术或其它高能束快速成 型技术整体加工，或任何适当的工艺过程加工。
[0037] 实施例1
[0038] 本发明可用于航空发动机、地面燃气轮机等领域的流过压气机的主流空气的冷 却。本发明下述实施案例在某型大涵道比三转子民用航空发动机方案的基础上实施，在原 有的流路布局（图1)基础上，去掉高低压压气机级间的换热器，将超临界工质直接通入压 气机叶片内部填充多孔微尺度介质的冷却通道中，从而形成冷却工质的循环（图2)，其中 压气机叶片内部冷却通道横截面几何形状选用方形通道（图4)，压气机叶片内部冷却通道 纵向几何结构选取单通道单通道三肋板形式，多孔微尺度介质选取金属铝泡沫，它充满整 个压气机叶片冷却通道内部（图5)。整个循环的主流流路包括：进气道1、风扇2、中压压气 机3、高压压气机4、燃烧室5、高压涡轮6、中压涡轮17、低压涡轮7和尾喷管8。超临界流 体循环中超临界流体在各级压气机叶片表面对主流进行冷却，之后在膨胀涡轮16中膨胀， 使得超临界流体温度进一步大幅度下降，达到所需要的温度，同时膨胀涡轮输出的功用来 驱动增压泵15,再流经外涵道的微小尺度换热器12冷却降温，并利用高压级带动的增压泵 15对超临界流体增压，最后流回高压压气机前形成封闭循环。选取其巡航状态为参考状态， 在此状态下，该大涵道比三转子民用发动机涵道比为10,风扇增压比为1.5,中压压气机增 压比为5,高压压气机增压比为5,高压压气机进口温度为450K、流量20kg/s，燃烧室出口温 度1600K。在原发动机循环中加入超临界流路后，在保持发动机进口和高压压气机进口换 算流量不变、发动机推力不变的情况下，通过巡航状态下总体性能参数的计算，高压压气机 进口温度由450K降至300K，降低了 150K，高压压气机进口马赫数由0. 4提升到0. 47 (提升 了 17%)，所需功率减少了 40%，发动机耗油率下降了 8.5%。同时风扇压比由1.5减小至 1. 3、低压涡轮功率由7917kW减小至6500kW，由此可推断低压涡轮级数减少，因此发动机总 重量略微下降。
[0039] 本发明未详细阐述部分属于本领域公知技术。
[0040] 显然，对于本领域的普通技术人员来说，参照上文所述的实施例还可能做出其它 的实施方式。上文中的实施例都只是示例性的、而不是局限性的。所有的在本发明的权利 要求技术方案的本质之内的修改都属于其所要求保护的范围。
【权利要求】
1. 一种航空发动机主流气体换热方法，包括主流流路中的布莱顿循环，其特征在于 还包括超临界状态流体循环，所述超临界状态流体循环和布莱顿循环相互独立；所述布莱 顿循环包括进气道（1)、风扇（2)、中压压气机（3)、高压压气机（4)、燃烧室（5)、高压涡轮 (6)、低压涡轮（7)和尾喷管（8)，各部件按上述顺序依次连接；所述超临界流体循环包括超 临界流体通过每一级压气机叶片内部填充多孔微尺度介质的冷却通道对航空发动机主流 气体进行冷却，之后超临界流体通过换热器（12)被外涵道气体冷却，并利用高压级带动的 增压泵（15)对超临界流体增压，最后流回高压压气机前形成封闭循环；所述超临界状态流 体是指工质的压力至少高于〇. 5MPa，温度高于临界温度至少200度；所述微尺度是指几何 尺度不大于2毫米。
2. 根据权利要求1所述的航空发动机主流气体换热方法，其特征在于：所述压气机叶 片内部填充多孔微尺度介质的冷却通道的几何结构的横截面为圆形、方形或椭圆形。
3. 根据权利要求1所述的航空发动机主流气体换热方法，其特征在于：所述压气机叶 片内部填充多孔微尺度介质的冷却通道的几何结构纵向设计为单通道单肋板结构、单通道 三肋板结构、双通道三肋板结构、或为任意通道数和肋板数。
4. 根据权利要求1所述的航空发动机主流气体换热方法，其特征在于：所述多孔微尺 度介质的材料选用金属铝泡沫、石墨泡沫、炭泡沫或陶瓷泡沫。
5. 根据权利要求1所述的航空发动机主流气体换热方法，其特征在于：所述压气机叶 片内部填充多孔微尺度介质的冷却通道是单个或多个通道。
6. 根据权利要求1所述的航空发动机主流气体换热方法，其特征在于：根据需要，在所 述压气机叶片内部填充多孔微尺度介质的冷却通道的表面采用强化换热涂层或表面改性 处理以强化换热。
7. 根据权利要求5所述的航空发动机主流气体换热方法，其特征在于：所述强化换热 涂层为包含金的涂层；所述表面改性处理采用化学气相沉积方法。
8. 根据权利要求1所述的航空发动机主流气体换热方法，其特征在于：所述超临界流 体使用液体或气体工质，但冷却流体应该密封，以保证其洁净，不会造成微尺度小孔的堵 塞。
【文档编号】F02C7/143GK104100380SQ201410313690
【公开日】2014年10月15日 申请日期:2014年7月2日 优先权日:2014年7月2日
【发明者】刘火星, 邹正平, 陈懋章, 李鹏 申请人:北京航空航天大学