[发明专利]航空发动机冷却与冷却空气的一体化设计方法

说明书

本发明公开了一种基于空心风扇叶片的航空发动机冷却与冷却空气的一体化设计方法，涉及航空发动机设计技术领域。所述的设计方法，从压气机给定的引气位置进行引气至进气锥，并利用引气加热进气锥防冰；由风扇内部通道离心增压并冷却后，从风扇机匣处收集增压过的气体，依次经过外机匣冷却通道、外机匣支板至核心机处，并继续向后引导至涡轮燃烧室外侧；由涡轮静子流入，并对导向叶片和静、转子件进行冷却。本发明采取了气体先经过风扇后经过涡轮的设计思路，能够同时兼顾进气系统防冰和涡轮叶片冷却，而不需要增加过多的零件，减轻了发动机的整机质量。实现冷却气空气品质和发动机整体效率的提升。

技术领域

本发明涉及航空发动机冷却与冷却空气的一体化设计技术领域，具体来说，是针对于涡扇发动机，提出的一种基于空心风扇叶片的进气防冰和涡轮冷却一体化设计方法，通过将压气机级间空气引至整流罩内，并经过风扇内部通道离心增压后再引至涡轮进行冷却的设计，实现对涡扇发动机冷却与冷却空气的改进，尤其适用于应用了空心风扇叶片的涡扇发动机的冷却与冷却空气的设计。

背景技术

在航空发动机研制领域，追求低耗油率以及大推重比的背景下，压气机压比和涡轮前温度不断提高，然而涡轮叶片承受高温的能力是有限的。因此涡轮叶片需要更低的冷却空气温度。同时，随着飞机飞行高度的提高，进气机匣、导叶和进气锥结冰对发动机来说是十分危险的，所以进气系统防冰也需要在设计中充分考虑。

如图1所示，现有航空发动机的冷却与冷却空气通过从压气机不同级引气并按照一定比例掺混，可以达到冷却气的温度要求。

在提高涵道比以降低耗油率的过程中，航空发动机制造商相继开发了不同种类的空心风扇叶片，以提升叶片的性能并降低叶片的质量，如图2所示。叶片的叶盆和叶背之间配以某种加强连接从而提高叶片抗外物打伤能力，例如(1)第一代宽弦空心风扇叶片采用a钛钎焊连接，(2)第二代宽弦空心风扇叶片和(3)第三代钛合金宽弦空心风扇叶片采用b扩散连接。

目前针对涡轮前温度的提升，从本质上降低冷气温度的方式主要有两种，即通过从压气机更前级引气和采用外涵空气换热器。如图3，为俄罗斯一款应用了外涵换热器的军用发动机涡轮部件冷却示意图，该换热器能使气体降温125℃～210℃。

如果从压气机的更前级引出冷却气以获取更低的冷气温度，则伴随的是冷却气压力的下降，这样会导致冷却气的排气裕度不足。如果采用外涵换热器的方式，不但会增加发动机整体质量和结构复杂度，较长的流路还会导致较大的压力损失，同样不利于保证冷气在涡轮叶片内的流动。当前发动机冷却气已经占核心机总流量的百分之二十以上，如果不能有效降低冷气温度，则需要依靠增加冷气流量来保证涡轮的冷却，这会导致发动机效率的下降。因此提出一种航空发动机冷却与冷却空气的一体化设计方案是有必要的。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提出一种基于空心风扇叶片技术的航空发动机冷却与冷却空气的结构一体化设计方法，可以有效降低冷却气温度并提高冷却气压力，同时兼顾进气系统防冰。

本发明提供的航空发动机冷却与冷却空气的一体化设计方法，包括如下步骤：

步骤1：从压气机给定的引气位置进行引气，通过压气机轴-盘腔通道流至进气锥，并利用引气加热进气锥防冰；

步骤2：由风扇内部通道离心增压并冷却气体；

引气从风扇叶根进入，气体在风扇内部通道中由于风扇的转动，得到离心增压，同时在风扇叶片内外的气体温度不一致，风扇叶片外部气体温度较低，因此内部气体得以冷却；

步骤3：从风扇机匣处收集增压过的气体；

气体由风扇叶片叶冠的环形流道向后流入外机匣，为了避免过大的冷气泄漏，同时合理控制间隙值，此处的封严可以考虑采用篦齿封严；