一种适用于燃气涡轮发动机的空-油换热器
专利汇可以提供一种适用于燃气涡轮发动机的空-油换热器专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 发明 针对航空燃气 涡轮 发动机 技术发展的需要，设计了一种适用于航空 燃气涡轮发动机 的管壳式空-油换热器，通过利用航空 煤 油 对发动机用冷却空气进行冷却，可以大幅度提高冷却空气的冷却品质，满足高性能航空涡轮发动机高涡轮前 温度 的需求。，下面是一种适用于燃气涡轮发动机的空-油换热器专利的具体信息内容。
1.一种适用于航空燃气涡轮发动机的空-油换热器：包括进出口的混合腔和圆环辐射状排列布置的不锈钢管束，同时以燃烧室内环作为换热器外壳。所述不锈钢管束采用根直径2-4mm、壁厚0.2-0.4mm的钢管组成，不锈钢管束采用叉排布置，该换热器安装于发动机燃烧室之前，航空燃油经换热器进入燃烧室，管内流体为航空燃油，其流动方向与空气流动方向相反，其特征在于：单根不锈钢管轴向形状为蛇形，弯头回转角度为180°，从而每根不锈钢管形成多段换热管，同排的管夹角为0.667°，蛇形管回转半径为2.2mm，在发动机径向方向的高度为75mm，回转次数为16，换热器在发动机的轴向跨度为72.65mm，管排间距为4.4mm，换热器进出口分别安装有一个圆环形混合腔，换热器外径小于350mm。
2.根据权利要求1所述的空-油换热器，其特征在于，换热器安装于燃烧室之前，航空燃料经换热器进入燃烧室。
技术领域
本发明涉及一种适用于航空燃气涡轮发动机的空-油换热器，用于对涡轮用冷却空气进行冷却，以提高冷却空气的冷却品质。冷却介质是航空发动机的燃油，燃油吸热后进入燃烧室进行燃烧，它可用于高性能航空燃气涡轮发动机中。
背景技术
从图1可以看到，涡轮前平均温度从上个世纪五十年代的1100K发展到今天接近2000K，该温度已经远远超过了目前材料所能承受的范围。为保证涡轮等高温部件能可靠稳定的工作，国内外研究者一直致力于冷却技术的发展与改进，以此提高涡轮前温度。尽管新的冷却技术层出不穷，但是以此来大幅度提高涡轮前温度已经很困难。另一方面，随着未来航空发动机性能的不断提高，涡轮前的温度还在不断升高，预期2020年达到2200K，压比将提升到30以上此时压气机出口引气的温度将可能达到900K。为满足航空发动机所用冷却气体压力的需要，冷却气体一般需要从高压压气机后提取，直接从压气机出口引气来冷却热端部件(增压比30时，压气机出口气体的温度将达到900K)，势必难以达到预期的效果，给航空发动机热端部件的稳定工作带来极大的挑战。采取措施降低航空发动机的冷却空气的温度，提高冷却空气的冷却品质具有重要意义。
换热器是热量交换的通用设备。管壳式换热器由于其适用的操作温度和压力范围较大，制造成本低，清洗方便，工作可靠，成为应用最为广泛的一种换热器。但是民用换热器一般只考虑其换热量大小以及换热效果，往往通过增加体积和重量来增加换热面积，如一般民用换热器在自重200kg条件下仅获得5m2左右的换热面积。航空发动机内部的高温、以及空间小和重量控制的问题，使得民用换热器在航空发动机上的直接应用存在困难，航空发动机换热领域亟需一种高效、小重量的换热器。
发明内容
工作时，较高温度的空气流过换热器管束，与换热管外壁面进行对流换热，通过换热管的导热以及换热管内壁面与航空燃油的对流换热，空气将热量传递给管内温度较低的航空发动机燃油，从而实现发动机用冷却空气的冷却。
本发明的优点在于：
1.燃料本身具有很大的吸热能力，除其自身物理热沉外，还可以通过其化学反应吸热，以美国JP8军用航空煤油为例，如图2所示，1kg该航空煤油从常温298K加热到800K，吸热量高达1600kJ；
2.采用本发明结构参数设计的换热器，其换热效率比普通的民用管束换热器换热效率大幅度提高，并且结构设计紧凑，完全可以内嵌于燃烧室内环，并在总重不超过15kg的条件下
获得了8m2的换热面积，使得换热器在航空发动机的应用变成现实；
3.采用本申请的换热器，可以适应航空发动机环形腔结构的要求，使发动机本身的结构并不需要改变，可在高性能航空发动机上应用，也可在现有的发动机上直接应用而无需改变结构，延长现有发动机的寿命。
下面将结合附图对本发明做进一步的详细说明。
附图说明
图2美军用航空煤油JP-8航空煤油的热沉
图3空-油换热器实体图
图4换热蛇形管轴向示意图
图5单排换热管周向布置示意图(局部)
图6换热管叉排布置示意图(局部)
图7换热逆流结构示意图。
图8换热器在发动机内安装位置示意图
具体实施方式
参见图4，单根换热管轴向形状为蛇形，弯头回转角度为180°；
参见图5，换热管在发动机周向蛇形弯曲为多段，相邻段的管之间的夹角为0.667°，蛇形管回转半径为2.2mm，径向方向的高度为75mm，回转次数为16，换热器在发动机的轴向跨度为72.65mm，管排间距为4.4mm；
参见图6，根据传热学知识，相同的条件下，由于叉排时流体在管间交替收缩和扩张的弯曲流动中流动，比顺排时流动扰动剧烈，一般情况下换热比顺排强，由于航空发动机对换热器空间和质量的要求，换热管采用叉排布置；
参见图7，根据传热学原理，相同的进出口条件下，逆流的平均温压最大，顺流的平均温压最小，采用逆流布置，即航空燃油与空气流动方向相反；
参见图8，空-油换热器安装于燃烧室进口之前，并可内嵌于燃烧室中。通过与冷却空气换热后，航空燃油温度可由400K提高到750K，在航空发动机管路5MPa压力下，航空燃油将达到超临界状态。在超临界下，煤油的雾化和燃烧性能会有很大改善，与传统燃烧室相比采用超临界燃烧室不需要对燃油进行雾化，可以缩短其长度，减小燃烧室质量。
表1根据某型发动机的参数，针对管壳式空/油换热器进行了初步参数设计，通过计算表明，采用空有换热器可将发动机冷却空气温度由900K降低到700K，同时将燃烧室入口航空燃料由400K加热到750K，同时空油换热器总重不超过15kg，达到了预期目标。
值得提出的是，基于本发明的设计构思，其换热器外形可以不受本发明公开所限制，其余结构均在本发明的保护范围之内。
表1 空/油换热器设计结构参数
计算参数 计算结果 换热管规格 Φ2.2×0.2 换热管材料 1Cr18Ni9Ti 换热管形状 蛇形管 换热管数目 2×540 管排排列方式 叉排 换热器流动方式 逆流 同排管夹角° 0.667 蛇形管总长mm 1160 蛇形管回转角度° 180 蛇形管回转半径mm 2.2 蛇形管回转次数 16 蛇形管高度mm 75 蛇形管跨度mm 72.65 换热管排间距mm 4.4
计算参数 计算结果 换热管总重(kg) 12.28
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