[发明专利]利用工质的超临界特性对高温涡轮叶片进行冷却的方法

说明书

技术领域

本发明涉及高温涡轮叶片冷却技术领域，尤其涉及一种利用工质的超临界特性对高温涡轮叶片进行冷却的方法，可应用于航空发动机、地面燃气轮机及弹用导弹发动机等高温涡轮叶片的冷却，是一种新型、高效、快速的高温涡轮叶片冷却方法。

背景技术

目前高温涡轮叶片最常用的冷却方法有强化对流换热、冲击冷却和气膜冷却等，但随着涡轮前温度的迅速提高，这些冷却方法最大的缺点就是所需要的冷却气体量也急剧增加。以目前较先进航空发动机为例，其冷气使用量已达到进口总流量的20％甚至更高，这大大减少了实际做功工质流量，降低了整机性能；另外对于进口温度较高的涡轮其冷却结构一般采用复合冷却方法，导致冷却结构复杂、加工困难，且降低了叶片可靠性。

发明内容

(一)要解决的技术问题

有鉴于此，本发明的主要目的在于提供一种利用工质的超临界特性对高温涡轮叶片进行冷却的方法，通过利用在超临界状态下工质在冷却通道内的换热特性，实现航空发动机、地面燃气轮机及弹用导弹发动机等涡轮叶片的高效快速冷却。

(二)技术方案

为达到上述目的，本发明提供了一种利用工质的超临界特性对高温涡轮叶片进行冷却的方法，该方法包括：

步骤1：在涡轮叶片的高温区域布置冷却通道，该高温区域一般为叶片前缘；

步骤2：冷却通道内的工质在超临界状态下，将热量从涡轮叶片的高温区域通过冷却通道回路向涡轮流道内部相对低温区域和涡轮外部传出，实现对高温涡轮叶片的冷却。

上述方案中，步骤1中所述冷却通道可沿径向、轴向、周向及交叉方式排列，布置于涡轮叶片内部高温区域。

上述方案中，步骤1中所述冷却通道沿流动垂直方向上的内部截面可为圆形、椭圆形及多边形形状，且该冷却通道的横截面积及形状沿工质流动方向可变。

上述方案中，步骤1中所述冷却通道沿横截面中心点的连线可为直线和曲线。

上述方案中，步骤1中所述冷却通道的截面水利内径为0.1～20.0mm。

上述方案中，步骤1中所述冷却通道可采用与叶片相同的材料及各种金属材料、合金材料、符合强度要求的非金属材料或高分子材料制作而成。

上述方案中，步骤1中所述冷却通道可通过焊接、铸造或打孔方式与涡轮叶片成形，或者直接加工成型于涡轮叶片内部，使涡轮叶片和冷却通道结合为一体。

上述方案中，步骤2中所述超临界工质采用单一工质及多种工质混合物，通过该工质在超临界状态下的传热特性，实现涡轮叶片的快速冷却。

上述方案中，所述单一工质可以是水、空气、氮气、氧气、二氧化碳、制冷剂和惰性气体。

上述方案中，步骤2中所述超临界工质流经涡轮外部冷却通道流量占总超临界冷却工质流量比例为0～100％。

上述方案中，步骤2中所述冷却通道为闭合回路，至少包括涡轮叶片内部冷却通道与涡轮流道外部冷却通道所形成的闭合回路，以及经过涡轮叶片内部冷却通道与延伸至涡轮流道内的冷却通道所形成的闭合回路中的一种。

(三)有益效果

从上述技术方案可以看出，本发明具有以下有益效果：

1、本发明利用在超临界状态下冷却通道内工质的传热特性，实现了对航空发动机、地面燃气轮机及弹用导弹发动机等高温涡轮叶片的快速高效冷却。

2、本发明提供的方法，工艺结构简单，成本低，且叶片可靠性高。

3、可大大提高涡轮前温度、冷却效率与速度，并可延长涡轮使用寿命。

4、本发明提供的方法，与常规冷却方法(包括冲击冷却、气膜冷却等)相比，无需或可以减少主流冷却气流引入量从而提高涡轮做功能力和涡轮效率。

附图说明

图1是本发明提供的利用工质在超临界状态下的特性对高温涡轮叶片进行冷却的方法流程图；

图2是依照本发明实施例涡轮叶片前缘部分的结构示意图；

图3是图2中涡轮叶片内部如采用直线型冷却通道时的结构示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合具体实施例，并参照附图，对本发明进一步详细说明。

在超临界状态下，流体(工质)会出现密度、粘度、溶解度、热容量、介电常数等物性发生急剧变化的现象，此时流体具有极好的流动性和热传递性。本发明正是利用超临界状态下流体这种特性而应用在叶片冷却上的一种新型冷却方法。本发明利用工质在超临界状态下换热迅速、高效等特点进行涡轮叶片冷却，无需或可以减少主流冷却气流引入量从而提高涡轮做功能力和涡轮效率，同时降低冷却结构复杂度，从而延长涡轮叶片使用寿命，提高可靠性。