一种航空发动机的液态金属散热系统及航空发动机的制作方法

本发明涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种航空发动机的液态金属散热系统及航空发动机。

背景技术：

航空发动机的燃烧室的工作特点为：进口气流速度很大；燃烧室容积很小(容热强度大)；工作温度很高(最高2500k)；出气口气流温度受涡轮叶片强度限制，不能过高；进口参数变化大。

因此好的燃烧室必须在这些参数变化范围宽广的状态下保证正常工作，至少不能熄火，以便保证发动机能发出推力，飞机能安全飞行。而且这一任务必须以最小的压力损失，在有限的可用空间里释放最大的热量、高效低污染地实现，亦即高效，高强度，低污染的实现。

为了使流过燃烧室的空气流能与供给燃油最充分的燃烧，最大限度释放燃油中的化学能，必须使燃烧区的空气-燃料比接近理论的恰当比例，而这样燃烧后燃气温度太高(2000k)，使得涡轮叶片无法承受；若要涡轮叶片能承受，必须在已燃气体进入涡轮叶片前降温，即需要对进气道与燃烧室之间的气体进行散热降温。

目前采取的各种散热技术局限在改变燃烧室结构，增加燃烧室以及周围的气流流量和流速，但这几种散热方式均存在散热效率低的局限性。

技术实现要素：

(一)要解决的技术问题

本发明要解决的是现有航空发动机散热效率低的技术问题。

(二)技术方案

为了解决上述技术问题，本发明提供了一种航空发动机的液态金属散热系统，包括：外壳，设于所述外壳内的进气道，以及设于所述进气道内的燃烧室，所述外壳与进气道之间设有液态金属冷却管，所述液态金属冷却管内流通有液态金属，所述液态金属冷却管与所述燃烧室对应设置。

进一步地，所述液态金属冷却管的一侧贴靠所述进气道的外壁，所述液态金属冷却管的另一侧贴靠所述外壳的内壁。如此设置，更利于进气道内的热量向外壳的传递和散热。

进一步地，所述液态金属冷却管螺旋环绕于所述进气道的轴向外围。如此布置，使得液态金属冷却管的安装不影响整个航空发动机的质量和重心分布，而且本发明优选采用等静压石墨成型技术将液态金属冷却管也外壳紧密接触，液态金属冷却管同样沿所述外壳的内壁均匀排布，这样可以更利于内部热量自外壳向外部散发。

进一步地，所述液态金属为易熔合金，或，所述液态金属的熔点为室温。

优选的，所述液态金属为镓、铟、锡中任一种的合金，或，所述液态金属为钠钾合金，钠钾合金不仅密度更小，而且导热性能优良。

进一步地，航空发动机中用于向所述燃烧室内供给燃油的燃油主路设于所述进气道与外壳之间，所述液态金属冷却管贴靠所述燃油主路。

进一步地，所述液态金属冷却管与燃油主路之间填充有导热介质。

优选的，所述导热介质为导热胶。

进一步地，所述液态金属散热系统还包括设于所述外壳与进气道之间的风力驱动设备，所述风力驱动设备包括管道，设于所述管道上的泵，以及与所述泵的泵轴连接的扇片；所述管道的两端分别与所述液态金属冷却管的进液口和出液口相连通，以使所述管道与液态金属冷却管共同组成封闭的液态金属回路；所述外壳开设有冷风进气孔，飞机起飞后冷风自所述冷风进气孔吹向所述扇片，以带动所述扇片转动，由于所述扇片与所述泵轴连接，因此所述扇片的转动进一步带动所述泵轴转动，从而使泵启动，进而驱动液态金属在所述液态金属回路内循环流动。

进一步地，所述冷风进气孔与所述进气道的进气口相连通，以为扇片的转动提供动力，从而为泵的启动提供动力，进而为液态金属的循环流动提供动力；而且冷风自冷风进气孔进入进气道内，降低了进气道内气体温度，从而经过热传导，更利于降低燃烧室与进气道之间的气温。

本发明还提供了一种安装有上述液态金属散热系统的航空发动机。

进一步地，所述航空发动机为涡轮螺旋桨发动机。

(三)有益效果

本发明的上述技术方案具有以下有益效果：

1、本发明的液态金属散热系统，在外壳与进气道之间设置了液态金属冷却管，所述液态金属冷却管内流通有液态金属，液态金属作为冷却介质能够有效降低外壳与进气道之间的温度，从而通过热传导可进一步降低进气道与燃烧室之间的温度，即燃烧室外围的温度，进而提高了航空发动机的散热降温性能，大大提高了航空发动机的散热效率，降低了航空发动机的风险系数，延长了航空发动机的使用寿命，提高了航空发动机的运行可靠性。

2、本发明选用液态金属作为冷却介质，液态金属熔点低、沸点高，具有独特的材料学及热物理性质，其具有远高于水、空气及许多非金属介质的热导率，因此液态金属能够实现更加高效的热量输运及散热能力，大大提高了整个散热系统的散热性能；而且液态金属不易蒸发，不易泄漏，安全无毒，物化性质稳定，极易回收，是一种非常安全的流动工质，可以保证散热系统的高效、长期、稳定运行。

3、本发明将液态金属冷却管贴靠燃油主路，可大大降低燃油主路的温度，降低温度过高对燃油主路产生的不利影响和爆炸的风险；而在燃油主路与液态金属冷却管之间填充有耐高温的导热胶等导热介质，可进一步降低飞行过程燃油主路中的燃油温度。

4、本发明独创地设置了风力驱动设备，并将该风力驱动设备用于为泵的启动提供动力，飞机起飞后风由冷风进气孔吹向扇片，带动扇片转动，接着带动泵轴转动，从而使泵启动，并驱动液态金属的循环流动。本发明将扇片或风扇代替电机与泵连接，利用风力代替电机消耗的电力，大大节省了能耗，而且扇片相较于电机更加轻便，从而减轻了整个散热系统的重量，这对飞机的飞行大有裨益。

附图说明

图1为本发明实施例一种航空发动机的结构示意图(仅示出上半部的剖面图，下半部与上半部对称设置)；

图2为图1中a部的结构放大图；

图3为本发明实施例所述航空发动机的工作原理示意图；

图4为本发明实施例所述风力驱动设备的结构示意图；

其中，1、输出轴；2、进气口；3、压气机；4、喷油管；5、液态金属冷却管；6、散热气孔；7、涡轮；8、尾喷管；9、外壳；10、燃油主路；11、燃油喷嘴；12、燃烧室；13、冷风进气孔；14、扇片；15、泵；16、泵轴；17、液态金属冷却管的进液口；18、液态金属冷却管的出液口；19、加力燃烧室；20、进气道；21、管道。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明的实施方式作进一步详细描述。以下实施例用于说明本发明，但不能用来限制本发明的范围。

在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上；术语“上”、“下”、“左”、“右”、“内”、“外”、“顶”、“底”、“前端”、“后端”、“头部”、“尾部”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以视具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

如图1～图4所示，本实施例提供了一种航空发动机的液态金属散热系统。该液态金属散热系统包括航空发动机的外壳9，设于外壳9内的进气道20，以及设于进气道20内的燃烧室12，外壳9与进气道20之间设有液态金属冷却管5，液态金属冷却管5内流通有液态金属，液态金属冷却管5与燃烧室12对应设置。

具体来讲，液态金属冷却管5的一侧贴靠进气道20的外壁，液态金属冷却管5的另一侧贴靠外壳9的内壁；而且，参见图4，液态金属冷却管5螺旋环绕于进气道20的轴向外围。如此布置，使得液态金属冷却管5的安装不影响整个航空发动机的质量和重心分布，而且本实施例优选采用等静压石墨成型技术将液态金属冷却管5与外壳9紧密接触，液态金属冷却管5同样沿外壳9的内壁均匀排布，这样可以更利于内部热量自外壳9向外部散发。

本实施例的液态金属可以为镓、铟、锡中任一种的合金等易熔合金，也可以为钠钾合金等熔点为室温的金属合金，可以根据具体需要进行选择。

参见图2，航空发动机中用于向燃烧室12内供给燃油的燃油主路10设于进气道20与外壳9之间，液态金属冷却管5贴靠燃油主路10。而且，液态金属冷却管5与燃油主路10之间填充有导热介质。该导热介质优选为导热性能优异且耐高温的导热胶。

再者，该液态金属散热系统还包括设于外壳9与进气道20之间的风力驱动设备，风力驱动设备包括管道21，设于管道21上的泵15，以及与泵15的泵轴16连接的扇片14；本实施例的扇片14为多个，且多个扇片14环绕排布在泵轴16的上端，当然，也可根据实际情形，选择风扇的扇叶代替扇片14，并与泵轴16相连接；管道21的两端分别与液态金属冷却管的进液口17和液态金属冷却管的出液口18相连通，以使管道21与液态金属冷却管5共同组成封闭的液态金属回路；外壳9开设有冷风进气孔13，冷风自冷风进气孔13吹向扇片14，以带动扇片14转动，由于扇片14与泵轴16连接，因此扇片14的转动进一步带动泵轴16转动，从而使泵15启动，进而驱动液态金属在液态金属回路内循环流动。

该冷风进气孔13与进气道20的进气口2相连通，以为扇片14的转动提供动力，从而为泵15的启动提供动力，进而为液态金属的循环流动提供动力；飞机起飞后冷风自冷风进气孔13进入进气道20内，降低了进气道20内气体温度，从而经过热传导，更利于降低燃烧室12与进气道20之间的气温。

本实施例提供了一种航空发动机。如图1所示，该航空发动机为涡轮螺旋桨发动机，其除了安装有上述液态金属散热系统外，还主要包括输出轴1、压气机3、喷油管4、燃油喷嘴11、设于燃烧室12上的散热气孔6、涡轮7、加力燃烧室19、尾喷管8等部件，这些部件的连接关系和工作原理如图3所示，均为按照常规技术手段进行设置的。

综上所述，本实施例的液态金属散热系统，在外壳与进气道之间设置了液态金属冷却管，液态金属冷却管内流通有液态金属，液态金属作为冷却介质能够有效降低外壳与进气道之间的温度，从而通过热传导可进一步降低进气道与燃烧室之间的温度(即燃烧室外围的温度)，进而提高了航空发动机的散热降温性能，大大提高了航空发动机的散热效率，降低了航空发动机的风险系数，延长了航空发动机的使用寿命，提高了航空发动机的运行可靠性。选用液态金属作为冷却介质，液态金属熔点低、沸点高，具有独特的材料学及热物理性质，其具有远高于水、空气及许多非金属介质的热导率，因此液态金属能够实现更加高效的热量输运及散热能力，大大提高了整个散热系统的散热性能；而且液态金属不易蒸发，不易泄漏，安全无毒，物化性质稳定，极易回收，是一种非常安全的流动工质，可以保证散热系统的高效、长期、稳定运行。

液态金属冷却管贴靠燃油主路，可大大降低燃油主路的温度，降低温度过高对燃油主路产生的不利影响和爆炸的风险。而在燃油主路与液态金属冷却管之间填充有耐高温的导热胶等导热介质，可进一步降低飞行过程燃油主路中的燃油温度。本实施例将风力驱动设备用于为泵的启动提供动力，飞机起飞后风由冷风进气孔吹向扇片，带动扇片转动，接着带动泵轴转动，从而使泵启动，并驱动液态金属的循环流动。将扇片或风扇代替电机与泵连接，利用风力代替电机消耗的电力，大大节省了能耗，而且扇片相较于电机更加轻便，从而减轻了整个散热系统的重量，这对飞机的飞行大有裨益。

本发明的实施例是为了示例和描述而给出的，而并不是无遗漏的或者将本发明限于所公开的形式。很多修改和变化对于本领域的普通技术人员而言是显而易见的。选择和描述实施例是为了更好说明本发明的原理和实际应用，并且使本领域的普通技术人员能够理解本发明从而设计适于特定用途的带有各种修改的各种实施例。