一种基于多孔介质和超临界状态流体循环的先进涡轮冷却
方法
技术领域
背景技术
[0002] 涡轮前
温度决定着航空发动机的热效率。涡轮前温度的提高可以提高航空发动机的效率，对民机而言能够降低耗油率带来经济上的收益，对军机能够提高单位面积推
力获得更好机动性。而涡轮前温度不可能无限的增加，这主要受到涡轮材料的限制，温度过高会影响材料的强度、韧度和使用寿命。目前第四代战斗机如F22的发动机F119涡轮前温度已接近1800K，这远高于最新研制的第四代单晶
合金1300K的承温极限，因此必须对涡轮叶片进行冷却，降低其热负荷，目前的主要手段是从
压气机抽气来冷却涡轮叶片。
[0003] 如图1所示为典型的涡轮动叶冷却方式，其为GE公司发展的NASA的高效发动机(E3)高压涡轮第一级动叶冷却系统，由压气机扩压器中部抽出的空气冷却。由子午截面的冷却通道示意图1中的(a)可以看出该冷却系统所采用的是双回路强化
对流和气膜冷却设计。在前部回路中前缘
冲击冷却由带肋片扰流的三流程
蛇行通道供气。前缘还受到气膜冷却，气膜冷却通过三排径向倾斜孔供气。压力面气膜冷却所需要的空气通过一排轴向倾斜的圆孔供气，而吸力面的气膜冷却空气通过一排轴向倾斜的扩张孔供气。第二段回路由一个三流程带扰流肋片的前向流动的蛇行通道组成，同时为叶片
后缘的带肋柱面的冲击冷却提供空气。冷却叶片后缘的空气通过压力面的排气槽流出，并在叶片后缘的其余部分形成外部气膜冷却。这种冷却方式的缺点是换热面积小，只能在如图1中(b)①所示的冷却通道四周进行换热，有效换热面积小；此外，由于冷气来源于压气机内的空气，这势必会降低发动机的效率。
发明内容
[0004] 本发明技术解决问题：克服
现有技术的不足，提供一种基于多孔介质和超临界状态流体循环的先进涡轮冷却方法，具有换热强度大、换热效率高的优点。
[0005] 本发明技术方案：一种基于多孔介质和超临界状态流体循环的先进涡轮叶片冷却方法，其特点在于：在所述叶片的冷却通道该叶片完全或部分填充多孔介质；所述多孔介质内的换热工质为超临界状态流体，所述超临界状态流体的循环为闭式间冷回热循环，所述超临界状态流体循环包括第一微小尺度换热器11、第二微小尺度换热器12、第三微小尺度换热器13、多孔介质14、
增压泵15，其相对
位置右后向前为多孔介质14、第三微小尺度换热器13、第二微小尺度换热器12、
增压泵15、第一微小尺度换热器11，各部件按上述顺序依次连接，且第一微小尺度换热器11与多孔介质14相连，形成循环。所述超临界状态流体循环中超临界状态流体在高压压气机前的第一微小尺度换热器11中对主流进行冷却，之后在高压涡轮6和低压涡轮7内的多孔介质中14吸热升温，经过高压压气机4后的第三微小尺度换热器13对进入
燃烧室5前的气体进行预热，再流经外涵道的第二微小尺度换热器12冷却降温，并利用高压级带动的增压泵15对超临界状态流体增压，最后流回高压压气机4前形成封闭循环；当外涵道流体冷却能力不够时，借助与从油箱9中流出，经泵10增压后的
燃料在第二微小尺度换热器12中换热进行降温。
[0006] 所述叶片的冷却通道结构设计为单通道单肋板结构、单通道三肋板结构、双通道三肋板结构、或为任意通道数和肋板数。
[0007] 所述多孔介质的材料选用金属
铝泡沫、
石墨泡沫、炭泡沫、陶瓷泡沫等。
[0008] 所述超临界状态流体包括氮、氦、
水、二
氧化
碳。
[0009] 所述涡轮叶片由厚度1～20mm的金属材料构成。
[0010] 所述多孔介质的孔隙的形状、尺寸和排列方向由实际换热需要控制：在热负荷大处通过设计孔隙使有效换热面积和冷气工质流量的乘积更大，使实际换热量更大。
[0011] 在所述多孔介质和涡轮叶片表面之间布置气冷通道。叶片仍由气冷通道内的空气进行气膜冷却和冲击冷却，而空气又能由多孔介质内的超临界状态流体冷却，可以提高对涡轮叶片的冷却效果。
[0012] 所述冷却方法还能够用在其他需要冷却的
叶轮机械的叶片或轮盘上。
[0013] 本发明与现有技术相比的优点在于：
[0014] (1)本发明与现有的涡轮冷却方法相比的优点：具有更大的有效换热面积，换热强度更大，换热结果使涡轮叶片温度更均匀，热
应力减小；避免了从压气机引气导致发动机效率下降的问题，所用工质无毒、无污染性，安全环保；换热过程可设计性强，能够根据涡轮叶片的
热应力大小对多孔介质的孔隙特征进行局部设计，达到不同的换热效果，在热应力小处根据需要可选择不填充多孔介质；利用本发明的涡轮能够应用超出常规设计的先进
气动设计，提高涡轮级效率；利用本发明的涡轮更轻，且具有阻尼减震、声能吸收耗散、
电磁屏蔽等性能。
[0015] (2)本发明利用多孔介质材料来解决有效换热面积不足的问题，如图3所示。通过对多孔介质孔隙孔径形状、尺寸和孔隙排列方向对换热面积进行设计。冷却介质选用超临界状态流体解决从压气机引气降低发动机效率的问题。
[0016] (3)本发明涉及超临界状态流体具有低温、高
比热容、低流阻的特点，能够在小流量下保证换热量。多孔介质是由固体物质组成的骨架以及骨架间微小空隙中充满的流体所组成的多相物体，具有轻质、高比强度、高比
刚度和良好的也设计性。在涡轮叶片内部填充多孔介质，以多孔介质为换热载体能够实现换热面积的增加，超临界状态流体在多孔介质内以渗流运动方式与涡轮叶片完成换热。
[0017] 总之，利用一种多孔介质和超临界状态流体循环，实现一种新的涡轮叶片冷却。该冷却技术具有换热强度大、换热效率高的优点。利用该技术，涡轮叶片能够实现轻质、高比强度、高比刚度、高寿命的优点，同时多孔介质还能起到阻尼减震的作用。该技术也为下一代军民用发动机进一步提高涡轮前温度预留了空间。
附图说明
[0018] 图1为E3发动机高压涡轮第一级动叶冷却系统示意图；其中a为涡轮叶片子午截面的冷却通道示意图，b为涡轮叶片50％叶高横截面的冷却通道示意图；
[0019] 图2为间冷回热循环布局方式循环示意图；
[0020] 图3为本发明涡轮叶片截面示意图；
[0021] 图4为本发明单通道单肋板形式冷却通道、多孔介质全填充示意图；
[0022] 图5为本发明单通道三肋板形式冷却通道、多孔介质全填充示意图；
[0023] 图6为本发明双通道三肋板形式冷却通道、多孔介质全填充示意图；
[0024] 图7为本发明多孔介质部分填充示意图；
[0025] 图8为本发明多孔介质和涡轮叶片表面之间布置气冷通道示意图。
具体实施方式
[0026] 本发明一种基于多孔介质和超临界状态流体循环的先进涡轮冷却方法，叶片截面如图2所示，该叶片内换热载体为多孔介质，有效换热面积取决于微观孔隙结构的形状、尺寸和排列方向；换热介质为超临界状态流体，其在叶片内的宏观流动方向取决于叶片内冷却通道结构；叶片由一定厚度的材料构成，叶片外形可以沿用现有技术的常规设计，由于本发明的冷却效果相对其它形式的冷却效果更优，所以叶片外形有可能应用超出常规设计的先进气动设计。
[0027] 超临界状态流体是一种兼具气态和液态性质的物质，其粘性系数和扩散系数接近气态，流动损失小；而
传热系数和
密度等接近液态，
热容大，换
热能力强。所以用超临界状态流体进行换热可得到流动损失低、换热量大的换热效果。此外超临界状态流体的化学成分稳定；环保无污染；安全性好，无毒性无危险性；来源广泛容易获得。
[0028] 临界状态流体包括但不局限于氮、氦、水、二氧化碳。所述的超临界状态流体循环为一闭式间冷回热循环，如图2所示。在间冷回热循环布局中，所述超临界状态流体循环包括第一微小尺度换热器11、第二微小尺度换热器12、第三微小尺度换热器13、多孔介质14、增压泵15，其相对位置右后向前为多孔介质14、第三微小尺度换热器13、第二微小尺度换热器12、增压泵15、第一微小尺度换热器11，各部件按上述顺序依次连接，且第一微小尺度换热器11与多孔介质14相连，形成循环。所述超临界状态流体循环中超临界状态流体在高压压气机前的第一微小尺度换热器11中对主流进行冷却，之后在高压涡轮6和低压涡轮7内的多孔介质中14吸热升温，经过高压压气机4后的第三微小尺度换热器13对进入燃烧室5前的气体进行预热，再流经外涵道的第二微小尺度换热器12冷却降温，并利用高压级带动的增压泵15对超临界状态流体增压，最后流回高压压气机4前形成封闭循环；当外涵道流体冷却能力不够时，借助与从油箱9中流出，经泵10增压后的燃料在第二微小尺度换热器12中换热进行降温。
[0029] 多孔介质为由固体物质组成的骨架和由骨架分割成的密集微小孔隙组成的物质，作为一种工程功能材料具有优越的可设计性，同时具有优异的物理性能和良好的机械性能。所述多孔介质内部孔隙是相互连通的，孔隙尺寸远大于流体分子
平均自由程，选小于多孔介质的宏观尺寸，孔径可以由毫米级减小至微米级乃至
纳米级。多孔介质材料可选用但不局限于铝等轻质金属。所述的冷却通道结构有别于常规冷却通道形式，原因是超临界状态流体循环为闭循环。
[0031] 如图4所示的一高压涡轮动叶，叶片外形经过气动设计已满足发动机总体对涡轮部件的性能要求。涡轮叶片内部冷却通道设计为单通道(如图4中的①所示)，叶片内布置一个肋板(如图4中的②所示)，并称这种冷却通道的结构形式为单通道单肋板形式。多孔介质完全填充于叶片内的冷却通道中，多孔介质的孔设计为圆形，平均直径300微米，排列方式采用类
砂岩堆积体。超临界状态流体从叶片前端径向流入冷却通道进入多孔介质，以渗流方式运动到后端，流出叶片，流量80kg/s。通过这种冷却方式，能将涡轮表面温度在常规换热方式的
基础上再降低200k。可根据叶片实际的负荷分布情况，在负荷较大处将孔直径加大至500微米。
[0032] 在设计好涡轮叶片及多孔介质孔隙的空间分布结构后，可通过激光
快速成型技术来加工叶片，或者类似的使用任何种类高能束的熔覆快速成型技术。
[0033] 实施例2：
[0034] 如实施例1中的一种基于多孔介质和超临界状态流体循环的先进涡轮叶片冷却方法，其中涡轮内的冷却通道为图5所示的单通道(图5中的①)三肋板(图5中的②)结构形式。
[0035] 实施例3：
[0036] 如实施例1中的一种基于多孔介质和超临界状态流体循环的先进涡轮叶片冷却方法，其中涡轮内的冷却通道为图6所示的双通道(图6中的①②)三肋板(图6中的③)结构形式。
[0037] 实施例4：
[0038] 如实施例1-3中的一种基于多孔介质和超临界状态流体循环的先进涡轮叶片冷却方法，其中涡轮内的冷却通道可按照实际换热需要设计任意通道数和肋板数。
[0039] 实施例5：
[0040] 如实施例1-4中的一种基于多孔介质和超临界状态流体循环的先进涡轮叶片冷却方法，在涡轮叶片热负荷小处，可以不填充多孔介质，如图7所示，这样既保证的换热要求又尽量减小了涡轮叶片重量。
[0041] 实施例6：
[0042] 如实施例1-5中的一种基于多孔介质和超临界状态流体循环的先进涡轮叶片冷却方法，可以在多孔介质和涡轮叶片表面之间布置气冷通道(图8中的①)，空气作为直接换热介质形成冲击冷却和气膜冷却等常规的涡轮冷却方式，超临界状态流体作为间接换热介质用来冷却空气，使得冲击冷却和气膜冷却的效果相对于常规冷却更好。
[0043] 实施例7：
[0044] 如实施例1－6中的一种基于多孔介质和超临界状态流体循环的先进涡轮叶片冷却方法，可将多孔介质的孔设计为椭圆形、不规则形状以及不同形状的组合。孔直径可以换热需要在1～1000微米之间选择。
[0045] 实施例8：
[0046] 如实施例1－7中的一种基于多孔介质和超临界状态流体循环的先进涡轮叶片冷却方法，所述涡轮叶片可通过其他工艺如EDM、钎焊、电化学以及泡沫金属的各种制造工艺或任何适当的工艺过程进行加工。
[0047] 实施例9：
[0048] 如实施例1－8中的一种基于多孔介质和超临界状态流体循环的先进涡轮叶片冷却技术，用于各种叶轮机械的需换热的叶片和轮盘。
[0049] 总之，本发明的换热载体为多孔介质，换热效果好坏取决于多孔介质的孔隙形状、尺寸和排列方向；换热介质为超临界状态流体，超临界状态流体构成一闭式间冷回热循环；叶片表面由一定厚度的金属材料构成，多孔介质填充在叶片内与叶片固连为一体，通过激光或其它高能束快速成型技术加工；它可用于现代军用、民用发动机的涡轮动叶或静叶中，[0050] 显然，对于本领域的普通技术人员来说，参照上文所述的实施例还可能做出其它的实施方式。上文中的所有实施例都只是示例性的、而不是局限性的。所有的在本发明的
权利要求技术方案的本质之内的
修改都属于其所要求保护的范围。
