一种防止燃油超温结焦的油冷涡轮叶片

1.本发明属于航空燃气涡轮发动机涡轮叶片技术领域，具体地说，涉及一种防止燃油超温结焦的油冷涡轮叶片。


背景技术：

2.随着航空发动机的性能不断提升，涡轮前温度也升到了一个非常高的水平，因此涡轮受到了巨大的高温考验。涡轮叶片通常采用气膜冷却、冲击冷却等冷却方法，但这些冷却方法需要从压气机部位引出高压冷却气体，随着压气机的增压比不断提升，高压冷却气体的温度也在升高，因此其热沉下降，冷却效果变差，若要满足涡轮叶片的冷却需求，则要求更大流量的冷却气流，这样将造成巨大的高压气体浪费。例如，针对涡轮前温度1900k的工况，采用先进的气膜冷却技术，至少需要从压气机抽取约15％的空气用于涡轮冷却。
3.为解决以上问题，采用航空燃油作为冷却介质对涡轮叶片进行降温是一种值得尝试的解决方案。飞行器自身携带的燃油是一种十分理想的冷却介质，航空燃油的焓值可分为两部分：一部分是物理吸热量，即显焓；另一部分是化学反应引起的化学吸热量，即化学热沉。
4.采用航空燃油作为冷却介质有着以下优势：吸热能力强，不仅能够通过物理热沉吸收热量，还能通过裂解反应，实现化学热沉吸热；燃油可以将叶片上的热量带回燃烧室，用于燃烧，防止了该部分能量被浪费，提高能源利用率；燃油在超临界压力下吸热升温至超临界态，超临界态下的燃油兼具气态的传质特性和液态的传热特性在喷入燃烧室后没有气化和雾化过程，增强了与空气的掺混，有利于燃烧；以燃油冷却涡轮叶片，可以减少甚至杜绝高压冷气的使用，防止了高压冷却的浪费。
5.但是，燃油在受热升温后会发生结焦反应，以航空燃油作为冷却介质时，在冷却通道中，燃料受热后温度上升，会发生结焦反应。当燃油温度达到423k时，燃料与溶解氧发生热氧化结焦反应；当燃油温度超过723k时，开始发生裂解结焦反应。结焦产物对发动机有着许多不利的影响：如结焦产物会在壁面上形成一层致密碳层，导致冷却通道壁面热阻增加，影响燃油换热性能；结焦产物脱落后还会造成冷却通道阻塞，造成冷却失效，同时随燃油流至发动机燃烧室喷嘴部位，导致喷嘴堵塞，影响燃油雾化品质，使燃烧室燃烧不充分；结焦还会使金属管道发生渗碳，使发动机的机械强度下降，缩短发动机使用寿命。
6.因此，希望有一种技术方案用来将航空燃油用于涡轮叶片降温，解决燃油升温过高而氧化结焦的问题。


技术实现要素：

7.本发明要解决在油冷涡轮静子叶片中，高涡轮进口温度时，航空燃油升温后氧化结焦的问题，提供一种防止燃油超温结焦的油冷涡轮叶片，为解决上述技术问题，本发明采用技术方案的基本构思是：
8.一种防止燃油超温结焦的油冷涡轮叶片，包括涡轮静子叶片，所述涡轮静子叶片
内设有燃油冷却通道，燃油冷却通道呈蛇形分布，且蛇形沿叶高方向延伸，所述燃油冷却通道与涡轮静子叶片内壁之间由填充胶充盈，填充胶为导热系数低、耐高温的有机胶。
9.航空燃油一般从燃油箱由燃油泵抽出，经过滤器后，送至燃烧室燃烧，本发明在燃油流经至燃烧室前，让航空燃油经过涡轮静子叶片。结合附图1示意，燃油涡轮由涡轮盘及涡轮静子叶片组成，输油管道依次连接燃油箱、燃油泵、过滤器、涡轮盘以及燃油冷却通道，其中燃油冷却通道采用薄壁铜管，横截面为圆形。见图2示意，弯折成蛇形结构，布置于涡轮静子叶片内部，燃油冷却通道的进口、出口位于涡轮盘与涡轮静子叶片的连接处，燃油流经燃油冷却通道后，从出口流出，汇入输油管道；燃油冷却通道不与涡轮静子叶片直接接触，采用填充胶将燃油冷却通道与涡轮静子叶片进行固定；所述填充胶采用导热系数低、耐高温的有机胶，填充于涡轮静子叶片与燃油冷却通道之间。
10.工作原理：燃油经燃油泵增压，为防止细小的冷却通道堵塞，需经过过滤器滤掉杂质，后顺着输油管道进入涡轮盘，再进入涡轮静子叶片内部的燃油冷却通道。燃油在冷却通道内吸收叶片热量，保证叶片的冷却需求，后流出冷却通道，汇入输油管道，最终流入燃烧室。其中，冷却通道与叶片内壁面间填充低导热性耐高温填充胶，以防燃油温升过大，从而造成结焦。热量先从高温燃气传递至涡轮静子叶片，再通过低导热性耐高温填充胶传递给燃油冷却通道内的燃油，最终由燃油带入燃烧室。
11.由于填充胶的导热系数低，增大了热量从叶片传递至燃油的热阻，降低了燃油冷却通道的热流密度，通过调整填充胶导热系数(更换材料)和冷却通道回转数，从而控制燃油整体吸热量，使得在满足涡轮叶片冷却需求下，燃油温升尽可能低，从而避免燃油氧化结焦。
12.进一步地，所述涡轮静子叶片设有镂空，镂空沿叶高方向，所述燃油冷却通道设有出口、进口，出口与进口均设置在涡轮静子叶片的前缘部，燃油冷却通道围绕镂空蜿蜒延伸。燃油冷却通道的回转数为12。结合附图3示意，涡轮静子叶片为空心结构，保证强度所需的壁厚，中心掏空，用于布置燃油冷却通道，冷却通道以蛇形或者连续u形布置于叶片内，在接近尾缘时，通道向前回转，燃油从前缘出口流出叶片，冷却通道不与叶片直接接触，其间为耐高温填充胶。
13.进一步地，所述涡轮静子叶片的尾缘处设有三角柱形空槽，三角柱形空槽内嵌装有匹配的尾缘热疏导块，所述尾缘热疏导块采用导热系数高、密度低的金属材料制成。叶片尾缘不设置燃油冷却通道，涡轮静子叶片尾缘处为三角柱形空槽，将高导热系数、低密度材料制成的热疏导块插入空槽，尾缘热疏导块形状为三角形柱体，在与涡轮静子叶片壁面进行焊接固定。叶片尾缘的热疏导块可以有效将热量进行传递，叶片尾缘的热量能够被均匀传递至叶片中前部，再由冷却通道中的燃油将热量带走。燃油吸热升温后，从叶片前缘的冷却通道出口流出，最终进入燃烧室用于燃烧，从而避免了尾缘局部高温的发生。
14.以飞行器自带的燃油为冷却介质，可以减小高压冷气的消耗，提高发动机效率；不采用空气为冷却介质，可以减少引气通道，简化叶片结构，从而减小发动机重量；燃油具有较高热沉，可以有效对叶片进行冷却，为进一步提高涡轮前温度争取空间；燃油在冷却通道内吸热升温，后进入燃烧室燃烧，可以充分利用热量，提高能源利用率；冷却通道与叶片内壁面间填充低导热性耐高温填充胶，有效解决燃油升温过高的问题，可以防止燃油结焦生碳，防止通道堵塞；叶片尾缘布置热疏导块，可以有效改善叶片温度分布不均匀现象，杜绝
局部超温。
15.采用上述技术方案后，本发明与现有技术相比具有以下有益效果。
16.本发明在涡轮静子叶片中设置蛇形分布的燃油冷却通道，并在燃油冷却通道与叶片之间填充导热系数低、耐高温的填充胶，在利用燃油为叶片降温、燃油升温的同时，可有效防止燃油结焦生碳，堵塞通道，并且在叶片尾缘设置热疏导块，使叶片的温度分布更均匀，有效解决油冷涡轮静子叶片尾缘超温问题，有效提升发动机效率，延长使用寿命。
17.下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的描述。
附图说明
18.附图作为本技术的一部分，用来提供对本发明的进一步的理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，但不构成对本发明的不当限定。显然，下面描述中的附图仅仅是一些实施例，对于本领域普通技术人员来说，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他附图。在附图中：
19.图1为燃油流经部件连接示意图；
20.图2为本发明一实施例结构透视示意图；
21.图3为本发明另一实施例结构透视示意图；
22.图4为图3结构的俯视图。
23.图5为无隔热层以及热疏导块的叶片温度分布；
24.图6为有隔热层无热疏导块的叶片温度分布；
25.图7为有隔热层以及热疏导块的叶片温度分布。
26.图中：1-燃油箱，2-输油管道，3-燃油泵，4-过滤器，5-涡轮盘，6-涡轮静子叶片，7-燃油冷却通道，71-进口，72-出口，8-填充胶，9-热疏导块，a-燃烧室。
27.需要说明的是，这些附图和文字描述并不旨在以任何方式限制本发明的构思范围，而是通过参考特定实施例为本领域技术人员说明本发明的概念。
具体实施方式
28.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，以下实施例用于说明本发明，但不用来限制本发明的范围。
29.在本发明的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“内”、“外”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。
30.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，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
31.实施例一
32.如图1-2所示，本实施例的燃油箱1、燃油泵3、过滤器4依次由输油管道2连接，涡轮
静子叶片6固定于涡轮盘5上，涡轮静子叶片6内部布置燃油冷却通道7，燃油冷却通道7采用薄壁铜管弯折为蛇形结构，其回转数为7，燃油冷却通道7于涡轮静子叶片6之间填充填充胶8，填充胶8选用低导热性耐高温的有机胶。这里的燃油箱1用于储存燃油，输油管道2用于将燃油输送至叶片，燃油泵3用于给燃油增压，过滤器4用于过滤燃油中的杂质，填充胶8用降低燃油的温升，并将燃油冷却通道7固定于涡轮静子叶片6。
33.燃油箱1中的燃油从输油管道2进入经燃油泵3，增压后，经过过滤器4滤掉杂质，后顺着输油管道2进入涡轮盘5，再进入涡轮静子叶片6内部的燃油冷却通道7。燃油在冷却通道内吸收叶片热量，保证叶片的冷却需求，后流出冷却通道，汇入输油管道2，最终流入燃烧室a。其中，冷却通道与叶片内壁面间填充低导热性耐高温的填充胶8，以防燃油温升过大。
34.热量传递途径：参阅图2，热量先从高温燃气传递至涡轮静子叶片6，再通过低导热性耐高温填充胶8传递给燃油冷却通道7内的燃油，最终由燃油带入燃烧室a。
35.本实施例采用燃油作为冷却介质，可以有效对高温燃气涡轮静子叶片6进行降温，使其满足材料的温度限制；并将叶片上的热量带入燃烧室a，回收了能源；在涡轮静子叶片6内部，采用低导热耐高温填充胶8对燃油冷却通道7进行固定，有效解决了燃油吸热量过大、温度上升过高，从而发生氧化结焦的问题，使得油冷涡轮静子叶片6技术方案可以更有效地应用于高涡轮前温度的严峻工作环境下。
36.实施例二
37.如图1、3-4所示，燃油箱1中的燃油经过燃油泵3加压，沿着输油管路流经过滤器4，过滤杂质后，燃油从燃油进口71进入冷却通道，在冷却通道中吸热升温后，从冷却通道出口72流出。在高温燃气吹向涡轮叶片过程中，热量传输路径为：高温燃气、叶片表面、低导热耐高温的填充胶8、燃油；在尾缘处，热量从叶片表面传递至尾缘热疏导块9，最终传向燃油。吸热升温后的燃油随输油管路流进燃烧室a用于燃烧。
38.其中，冷却通道进出口72均位于叶片前缘处，涡轮静子叶片6为空心结构，保证强度所需的壁厚，中心掏空，用于布置燃油冷却通道7，燃油冷却通道7采用薄壁铜管弯折为蛇形或连续u型，通道截面为圆形，燃油冷却通道7靠近涡轮静子叶片6壁面布置，回转数为12，冷却通道与涡轮静子叶片6壁面保持处处相等距离，使得涡轮静子叶片6壁面热量均匀传递至燃油，使得涡轮静子叶片6壁面温度分布均匀，冷却通道与涡轮静子叶片6壁面之间填充低导热、耐高温的填充胶8，既用于传递热量，又可将冷却通道与冷却通道与涡轮静子叶片6壁面进行固定。涡轮静子叶片6尾缘处为三角柱形空槽，将高导热系数、低密度材料制成的热疏导块9插入空槽，在与涡轮静子叶片6壁面进行焊接固定。
39.工作原理：燃油经燃油泵3增压，为防止细小的冷却通道堵塞，需经过过滤器4滤掉杂质，后顺着输油管道2进入叶片内部的冷却通道。燃油压力超过其临界压力，在冷却通道中，燃油处于压缩态，其物性与常温常压下有较大不同。在超临界压力下，燃油的流动性接近于气态，而导热性接近于液态，具有良好的吸热潜质。燃油在冷却通道内吸收叶片热量，保证叶片的冷却需求，后流出冷却通道，汇入输油管道，最终流入燃烧室a。由于叶片尾缘不布置冷却通道，叶片尾缘会出现高温升，叶片尾缘的热疏导块可以有效将热量进行传递，最终被冷却燃油吸收，从而避免了尾缘局部高温的发生。
40.本实施例带尾缘热疏导块的油冷涡轮静子叶片，采用燃油作为冷却介质，可以有效地将涡轮静子叶片壁面温度降低，并且可以将燃油吸收的热量用于燃烧，提高了能源利
用率；尾缘热疏导块解决了在高涡轮前温度下，涡轮静子叶片尾缘温度过高的问题，使得整个涡轮静子叶片温度分布更加均匀，也使得燃油冷却方案可以更有效应用于小尺寸涡轮静子叶片。
41.实验对比：
42.图5为某型涡轮静子叶片壁温温度分布，在该油冷方案中，不采用隔热层以及尾部热疏导块。其计算工况为，进口空气温度为1400k，燃油进口温度为300k，燃油流量2g/s。从图中可以看出，涡轮前缘及中部由于燃油的冷却作用，温度降到了600k左右，该降温幅度较大，已超出叶片的冷却需求。整个叶片表面温度分布非常不均匀，温度最高的尾缘部分比前缘高出了将近400k。在该油冷涡轮静子叶片模型中，燃油出口温度达到了782k，而国产rp-3航空燃油在此温度下会发生严重氧化结焦现象。
43.图6为相同工况下，在叶片与燃油间增加了隔热层的壁面温度分布，在该模型中，叶片前缘及中部温度明显升高，燃油温升也明显减小，出口油温为494k，说明隔热层可以有效控制燃油吸热量，防止叶片过冷以及燃油结焦，但由于叶片尾缘部分无法布置冷却通道，尾缘出现局部高温，温度达1217k，叶片温度均匀度较差。
44.图7为采用了本发明叶片表面温度分布，计算工况与前两种方案相同。相较于图5，该方案下叶片的前缘及中部没有出现过冷现象，且温度分布较为均匀，燃油出口温度为497k，有效控制了燃油温升，防止燃油出现氧化结焦现象。相较于图6，该方案下尾缘温度明显降低，温度均匀性更好，有效减小了叶片尾缘热载荷。
45.以上所述仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明作任何形式上的限制，虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然而并非用以限定本发明，任何熟悉本专利的技术人员在不脱离本发明技术方案范围内，当可利用上述提示的技术内容作出些许更动或修饰为等同变化的等效实施例，但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简单修改、等同变化与修饰，均仍属于本发明方案的范围内。