发动机高压压气机出口冷却系统的制作方法

本发明涉及航空发动机高压压气机出口冷却系统。

背景技术：

航空发动机空气系统设计的目标之一就是：尽可能降低二次空气的温度，提高高温部件冷却效率，降低高压压气机二次空气的引气流量。

目前，国内外正在如火如荼地研究高压压气机出口空气主动冷却技术。其主要是通过：为流经燃烧室外环的气流(来自高压压气机出口)设计一定流路，在流路中增设高效换热器这个元件，用来冷却燃烧室外环的气流，再把冷却后的气流用于冷却和封严高压涡轮零部件，从而提高高压涡轮一导或一动的冷却效率，减少高压压气机出口引气量。

这种二次气流主动冷却技术在航空发动机空气系统中的应用，增加了三个方面的设计难点：

1)、高效紧凑型的换热器设计在设计过程中需要着重考虑换热器的换热效率，也要全面平衡换热器及附带管路的重量、以及对主流道气动效率的影响；

2)、带有换热器的高压压气机出口空气流路设计，流路设计需要着重避免换热器以及附带的管路等带来的流动压力损失，以免造成涡轮气冷叶片供气压力不足；

3)、换热器及附属管路的安装及维修，设计中需要减少发动机运营期间维修投入的成本。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种发动机高压压气机出口冷却系统，其可取代通过传统换热器进行换热的冷却系统。

本发明的实施例提供一种发动机高压压气机出口冷却系统，其包括燃烧室外机 匣以及安装在燃烧室外机匣的多根热管束，所述多根热管束沿所述燃烧室外机匣的外周向外呈发散状分布，所述热管束的蒸发端穿过所述燃烧室外机匣而位于燃烧室外环内，用于接触燃烧室外环气流，所述热管束的冷凝端位于发动机的外涵道内。

在优选的实施例中，该冷却系统还包括在所述外函道内安装的换热器。

在优选的实施例中，所述热管束的冷凝端位于所述换热器内，以便于借助于所述换热器散热。

在优选的实施例中，所述热管的至少位于所述燃烧室外环内的部分带有陶瓷涂层。

在优选的实施例中，所述热管的外表面带隔热材料或者配置有热防护结构。

在优选的实施例中，所述热管呈直线状，所述多根热管束以所述燃烧室外机匣的轴心为中心呈辐射状分布。

在优选的实施例中，所述热管焊接于所述燃烧室外机匣。

在优选的实施例中，所述燃烧室外机匣上设置有安装座，所述热管连接有安装法兰，所述安装法兰连接所述安装座，以使所述热管安装于所述燃烧室外机匣。

本发明的实施例针对利用高效换热器冷却高压压气机出口二次气流这种技术的难点及复杂性，提出了一种全新的空气系统主动冷却技术：使用热管冷却航空发动机二次空气。本发明的实施例可以有效地冷却高压压气机出口气流，提高高温部件冷却效率，并且避免了应用高效换热器带来的三大难点：

1)由于热管本身换热效率高，所以可以解决如何设计高效换热器这个核心技术问题；

2)由于被冷却的高压压气机出口空气在热管外部流动，不会造成二次空气较大的流动损失，可以完全保证发动机各状态下涡轮气冷叶片供气压力，并且无需设置专门流路并附带各种管路；

3)由于热管传热系统比换热器及附属的管路系统结构简单，所以安装也比后者简易，在发动机运营期间可以减少维修成本。

附图说明

本发明的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：

图1为根据本发明的实施例的发动机高压压气机出口冷却系统的示意图；

图2为图1中发动机高压压气机出口冷却系统的轴侧视图；

图3为图1中热管的安装示意图；

图4为图2所示的发动机高压压气机出口冷却系统主视图；

图5为根据本发明的另一实施例的发动机高压压气机出口冷却系统的轴侧视图。

具体实施方式

下面结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本发明，但是本发明显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本发明的保护范围。

图1至图4示出了本发明的一实施例，需要注意的是，这些以及后续其他的附图均仅作为示例，其并非是按照等比例的条件绘制的，并且不应该以此作为对本发明实际要求的保护范围构成限制。

如图1、图2所示，发动机高压压气机出口冷却系统包括燃烧室外机匣13以及安装在燃烧室外机匣13的多根热管束11，多根热管束11沿燃烧室外机匣13的外周向外呈发散状分布，热管束11的蒸发端a穿过燃烧室外机匣13而位于燃烧室外环9内，用于接触燃烧室外环9气流，热管束11的冷凝端b位于发动机的外涵道17内。

发动机工作时，空气气流通过风扇1进入外涵道17和内涵道18。进入内涵道18的气流经过增压级2和高压压气机3压缩后，大部分进入燃烧室火焰筒4，少部分气流通过燃烧室外环9和燃烧室内环10和用于冷却高压涡轮一级转静子高温零部件。进入燃烧室火焰筒4的气流经过燃烧吸热，对高压涡轮5和低压涡轮6做功，分别通过高压轴7输出功率至高压压气机3，低压轴8输出功率至增压级2和风扇1。热管束11的蒸发端a接触至燃烧室外环9的气流，通过各热管11a、11b、11c作为传热单元带走外环9气流的热量，最后热量在热管束11的冷凝端b散发到外涵道17。

如图2所示，在图1中示出热管束11由若干热管组成，数目不限于图中示出 了三根热管11a、11b、11c，可以多于或少于三个，其安装在燃烧室外机匣13上。在图1至图4所示的实施例中，热管束11的冷凝端b直接安置于外涵道17中，不需要安置于换热器12中，通过外涵道17的低温气流直接带走冷凝端b散发的热量。

如图2至图4所示，在燃烧室外机匣13上提供有点火线14、飞机引气的安装座15，在燃烧室外机匣13的外周还提供了热管束11的安装位置。在燃烧室外机匣13上引出热管束11，热管束11的树木可以根据目前热管的规格及燃烧室外机匣13可利用的面积的选择，优先可选择热管3-5根。从图2中可以看出，热管11a、11b、11c的蒸发端a通过穿过了燃烧室外机匣13，直接接触燃烧室外环9内的气流，由于燃烧室外机匣13的气流温度较高，热管11a、11b、11c的至少位于燃烧室外环9内的部分可以优先选择带有陶瓷涂层的结构，以免高温气流致使热管过早失去了工作能力。

如图3所示，热管11a、11b、11c焊接在安装法兰16上，安装法兰16通过螺栓固定在燃烧室外机匣13的安装座19上。在本发明的其他实施例中，热管的安装还可以选用其他安装方式，例如直接焊接在燃烧室外机匣13上。

如图4所示，在优选的实施例中，热管束11在燃烧室外机匣13的周向等间隔地均匀分布，热管束11大致以燃烧室外机匣13或发动机主轴轴线为中心呈辐射状分布，热管束11呈直线形状。根据如图4所示的优选实施例中，热管束11的安装位置有利于周向均匀冷却燃烧室外环气流，有利高压涡轮一导叶片周向进气温度均匀。

如图1和图2所示，热管束11从发动机的核心舱经过，并且置于燃烧室外机匣13，考虑到燃烧室外机匣13温度高，辐射热量较大，可能会对热管束11工作造成影响；另一方面考虑到热管束本身散热会对核心舱冷却有一定影响，因此在较佳的实施例中，热管11a、11b、11c的表面可以根据需要，设计隔热材料，或者设计热防护的结构对其进行保护。

图5示出了本发明的另一实施例，本实施例沿用前述实施例的元件标号与部分内容，其中采用相同的标号来表示相同或近似的元件，并且选择性地省略了相同技术内容的说明。关于省略部分的说明可参照前述实施例，本实施例不再重复赘述。

如图5所示，换热器12安置于风扇外涵，其位置可以结合图1来理解，通过 安装座或其他方式固定在发动机核心舱外机匣上。热管束11的冷凝端b通过安装座或其他形式固定于换热器12中，换热器12主要是加强热管冷凝端b的散热，提高热管效率；在本发明的实施例中，换热器12的结构特征及形式不限，优选为结构简单的简易换热器。

前述实施例的高压压气机出口二次气流大约50％经过燃烧室外环通道后冷却高压涡轮一级的静子零部件，在燃烧室外机匣安装热管，通过热管的蒸发端(需接触燃烧室外环气流)有效带走通过燃烧室外环气流的热量，再通过热管冷凝端(安装在换热器单元中)将热量散发到风扇外涵道，用热管取代了传统的换热器系统，可达到降低气流温度，减少高压压气机出口气流流动损失，更易实现安装的目的。

本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本发明权利要求所界定的保护范围之内。