一种适用于航空发动机的螺旋管式换热器的制造方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种适用于航空发动机的螺旋管式换热器，属于航空航天飞行器热防 护技术领域。
【背景技术】
[0002] 随着航空涡轮发动机的不断发展，对其性能的要求也不断提高，从热力学的角度 来说，发动机性能的提高主要是通过提高压气机增压比和涡轮前温度来实现。一方面，压气 机增压比的提高造成其后级引出的高温涡轮冷却空气温度上升，冷却品质下降，在保证冷 却效率的前提下，需要增大冷却空气流量，对于发动机整机的效率造成了一定的影响；另一 方面，在高温材料耐温特性无法大幅改观的情况下，涡轮前温度的提高对发动机热端部件 的冷却提出更高的要求。另一方面，随着未来航空发动机性能的不断提高，涡轮前的温度还 在不断升高，预期2020年达到2200K，压比将提升到30以上此时压气机出口引气的温度将 可能达到900K。为满足航空发动机所用冷却气体压力的需要，冷却气体一般需要从高压压 气机后提取，直接从压气机出口引气来冷却热端部件（增压比30时，压气机出口气体的温 度将达到900K)，势必难以达到预期的效果，给航空发动机热端部件的稳定工作带来极大的 挑战。
[0003] 研宄表明燃料本身具有很大的吸热能力，除其自身物理热沉外，还可以通过其化 学反应吸热，以美国JP8军用航空煤油为例，如图1所示，Ikg该航空煤油从常温298K加热 到800K，吸热量高达1600kJ。因此，学者们提出了 CCA(cooled cooling air)技术，如图2 所示，通过在航空发动机中加装换热器，利用飞行器自带燃料对冷却空气进行冷却，降低冷 却空气温度，提高冷却空气的冷却品质。换热器作为热量交换的通用设备，有着多种多样的 内部结构，从民用换热器角度来看，管壳式换热器可适用的温度和压力范围较大，应用最为 广泛，但其由于结构紧凑度较低，一般民用换热器在自重200kg条件下仅获得5m 2左右的换 热面积，在航空发动机上应用存在一定的难度。而作为紧凑式换热器典型代表的螺旋板式 和板式换热器，其应用温度和压力范围较小，无法同时满足航空发动机中高温、高压和重量 控制的要求，使得传统换热器结构型式在航空发动中的直接应用存在较大困难。
[0004] 在航空发动机的实际应用中，对于结构重量有着极为严苛的要求，因为重量将直 接决定发动机推重比。另外，在航空应用中，对换热器的随形特征有着较强的要求。所谓随 形即为该实体结构可以根据所在环境和空间调整期结构，以便于安装和拆卸清洗。传统的 板翅式换热器和管壳式换热器并不具备该特点。
[0005] 在已有发动机结构中，通过在外涵道中增加空/空换热器（俄罗斯31-F)，利用发 动机外涵空气对冷却空气进行冷却，取得了一定的效果，但其冷却能力较小，并且造成外涵 空气的压力损失，影响了发动机整机性能。
【发明内容】
[0006] 本发明的目的是为了解决上述问题，提出一种螺旋管束式结构的高紧凑度换热 器，布置在发动机燃烧室外部的环形通道内，在不涉及调整发动机整机结构和气动特性的 前提下优化航空发动机冷却空气的冷却品质。本发明利用航空发动机自带燃料作为冷源， 与涡轮冷却气体进行换热，降低涡轮冷却空气的温度，提高冷却空气冷却效率。同时，增强 燃油雾化效果，提高燃烧室燃烧效率，并且由于其焓值的大幅升高，在燃烧室油气比一定的 前提下可有效的提高燃烧室出口温度。
[0007] -种适用于航空发动机的螺旋管式换热器，包括混合腔和不锈钢管束；
[0008] 混合腔包括一级混合腔和二级混合腔；
[0009] 一级混合腔包括两个一字型圆管、两个Z字形弯管；
[0010] 二级混合腔包括N根圆管；
[0011] 一部分圆管两端分别联通两个一字型圆管，一字型圆管的一端封闭；
[0012] 另一部分圆管两端分别联通两个Z字形弯管的上端，Z字形弯管的一端封闭；
[0013] 不锈钢管束包括若干个不锈钢管，不锈钢管为螺旋管，不锈钢管呈圆环辐射状排 列布置组成不锈钢管束，螺旋管之间的排列为交叉排列；
[0014] 两部分圆管上下对应，之间通过不锈钢管连通；
[0015] 燃油通过一字型圆管一端的燃油进口进入，经过一级混合腔，进入底部的二级混 合腔，通过不锈钢管束进入顶部的二级混合腔，然后进入Z字形弯管，通过Z字形弯管一端 的燃油出口排出，高温空气从换热器顶部流向换热器底部，换热器对高温空气进行降温。
[0016] 本发明的优点在于：
[0017] (1)燃料本身具有很大的吸热能力，除其自身物理热沉外，还可以通过其化学反应 吸执.
[0018] (2)采用本发明结构参数设计的换热器，其换热效率比普通的民用管束换热器换 热效率大幅度提高，并且本发明结构设计紧凑，完全可以内嵌于燃烧室内环，并在总重不超 过15kg的条件下获得了 IOm2的换热面积，使得换热器在航空发动机的应用变成现实；
[0019] (3)由于本发明所采用的是螺旋管，其所特有的柔性特征，在航空发动机实际运行 中可以吸收发动机自身震动及受迫震动对换热器结构及焊点造成的损害；
[0020] (4)采用本发明的换热器，可以适应航空发动机环形腔结构的要求，使发动机本身 的结构并不需要改变，可在高性能航空发动机上应用，也可在现有的发动机上直接应用而 无需改变结构，延长现有发动机的寿命；
【附图说明】
[0021] 图1是美军用航空煤油JP-8航空煤油的热沉；
[0022] 图2是CCA技术系统示意图；
[0023] 图3是本发明换热器在航空发动机上安装位置示意图
[0024] 图4是本发