适用于富燃工质涡轮转静盘腔的冷却结构及方法
技术领域
本发明涉及富燃工质涡轮转静盘腔热防护领域，尤其涉及一种适用于富燃工质涡轮转静盘腔的冷却结构及方法，可应用于空气涡轮火箭发动机富燃工质涡轮转静盘腔的热防护。
背景技术
空气涡轮火箭发动机的比冲高于火箭发动机，推重比高于航空发动机，可满足临近空间飞行器对高性能动力装置的需求。为进一步提高空气涡轮火箭发动机的推重比，需进一步提高涡轮进口温度。然而空气涡轮火箭发动机涡轮部件采用富燃燃气驱动，富燃燃气与空气接触燃烧，无法引压气机排气冷却与密封涡轮盘腔，高温燃气入侵导致叶盘温度迅速升高，高温条件下叶盘的许应力降低，降低了叶盘的结构可靠性；此外，随着涡轮进口温度的逐步增大，盘腔入侵燃气温度的提高将会导致叶盘超温。上述因素导致涡轮进口温度的提升受限，给空气涡轮火箭发动机性能的提升带来极大挑战。针对上述问题，亟需寻求一种适用于富燃工质涡轮转静盘腔的冷却方法，达到提升涡轮进口温度进而提升发动机总体性能的目标。
发明内容
有鉴于此，本发明的主要目的之一在于提出一种适用于富燃工质涡轮转静盘腔的冷却结构及方法，以期至少部分地解决上述技术问题中的至少之一。
为了实现上述目的，作为本发明的一个方面，提供了一种适用于富燃工质涡轮转静盘腔的冷却结构，包括：
设置在涡轮机匣外部的滑油集油腔，润滑油通过其上的滑油进口进入其内；以及
富燃燃气-滑油换热器，其设置在富燃工质涡轮转子与静子形成的转静盘腔内部，其上设有进油管和出油管，滑油集油腔内的润滑油通过进油管流入其内吸收热量并通过出油管排出，完成转静盘腔的冷却。
作为本发明的另一个方面，还提供了一种冷却方法，采用如上所述的冷却结构。
基于上述技术方案可知，本发明的适用于富燃工质涡轮转静盘腔的冷却结构及方法相对于现有技术至少具有以下优势之一：
1)本发明利用润滑油将热量通过富燃燃气-滑油换热器的滑油油路向涡轮外部传出，实现了对空气涡轮火箭发动机涡轮转静盘腔的高效冷却，提高涡轮叶盘的结构可靠性；
2)可大大提高富燃工质涡轮进口温度，进而提升空气涡轮火箭发动机的推重比与比冲；
3)本发明提供的方法成本低，且可靠性高；
4)本发明提供的方法，与常规航空发动机冷却相比，无需引压气机排气，回避了富燃工质与空气接触燃烧问题，安全可靠。
附图说明
图1是本发明实施例富燃工质涡轮富燃燃气-滑油换热器整体结构示意图；
图2是本发明实施例富燃燃气-滑油换热器结构示意图；
图3是本发明实施例富燃燃气-滑油换热器内部结构示意图；
图4是本发明实施例富燃工质涡轮盘腔及叶盘表面温度云图。
附图标记说明：
1-滑油进口、2-滑油集油腔、3-进油管、4-涡轮导叶环、5-富燃燃气-滑油换热器、6-滑油出油管、7-富燃燃气-滑油换热器外壁面、8-涡轮转静子轮缘间隙及入侵的高温燃气、9-富燃工质涡轮转静盘腔、10-富燃工质涡轮转子叶盘表面。
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，对本发明作进一步的详细说明。
本发明针对空气涡轮火箭发动机进口温度亟需提高的需求，设计了一种适用于富燃工质涡轮转静盘腔的冷却结构设计方法，该方法在涡轮转静子形成的盘腔内布置富燃燃气-滑油冷却换热器，利用润滑油将入侵到涡轮盘腔的高温燃气冷却降温，有效降低涡轮叶盘温度，提高叶盘工作的可靠性，从而为空气涡轮火箭发动机富燃工质涡轮盘腔的热防护提供新方法。
本发明公开了一种适用于富燃工质涡轮转静盘腔的冷却结构，包括：
设置在涡轮机匣外部的滑油集油腔，润滑油通过其上的滑油进口进入其内；以及
富燃燃气-滑油换热器，其设置在富燃工质涡轮转子与静子形成的转静盘腔内部，其上设有进油管和出油管，滑油集油腔内的润滑油通过进油管流入其内吸收热量并通过出油管排出，完成转静盘腔的冷却。
在本发明的一些实施例中，所述富燃燃气-滑油换热器与富燃工质涡轮叶盘的径向及轴向间距为0.5至3毫米。
在本发明的一些实施例中，所述富燃燃气—滑油换热器为与转子叶盘同轴的圆环形腔室或与叶盘同轴的圆形管束结构。
在本发明的一些实施例中，所述富燃燃气—滑油换热器沿润滑油流动垂直方向上的内部截面为矩形截面，且换热器内部通道的横截面积及形状沿换热器周向保持不变。
在本发明的一些实施例中，所述富燃燃气—滑油换热器内设有用于强化换热的肋和/或翅片。
在本发明的一些实施例中，所述进油管与回油管的壁厚为0.5至2毫米。
在本发明的一些实施例中，所述富燃燃气—滑油换热器的壁厚为0.5至3毫米。
在本发明的一些实施例中，所述滑油流量根据转静盘腔燃气入侵量及富燃工质涡轮叶盘允许的最高工作温度确定。
在本发明的一些实施例中，所述富燃燃气—滑油换热器与出油管采用的材料相同。
本发明还公开了一种冷却方法，采用如上所述的冷却结构。
以下通过具体实施例结合附图对本发明的技术方案做进一步阐述说明。需要注意的是，下述的具体实施例仅是作为举例说明，本发明的保护范围并不限于此。
如图1-3所示，本实施例中所述富燃工质涡轮转静盘腔冷却方法，包括以下步骤：
1)在涡轮机匣外部布置滑油集油腔2，润滑油通过滑油进口1进入滑油集油腔2，经集油腔2下部穿过涡轮导叶环4从进油管3进入富燃燃气—滑油换热器5。
2)在富燃工质涡轮转子与静子形成的转静盘腔内部布置富燃燃气—滑油换热器5，该富燃燃气—滑油换热器5位于转子轮缘下部，与转子轮缘的径向和轴向间隙分别为1mm。
3)润滑油在富燃燃气—滑油换热器5内吸收热量，并将热量通过滑油出油管6向涡轮外部传出，实现对富燃工质涡轮转静盘腔的冷却，并实现对转子叶盘的热防护。
上述方案中，2)中所述富燃燃气-滑油换热器5与涡轮导叶环4的叶盘的径向及轴向间距最佳取值为0.5-3mm，。
上述方案中，2)中所述进油管3与回油管6壁厚的最佳取值为0.5-2mm，富燃燃气-滑油换热器5壁厚最佳取值为0.5-3mm。
上述方案中，2)中所述富燃燃气—滑油换热器5位于转静盘腔内部。
上述方案中，2)中所述富燃燃气—滑油换热器5沿润滑油流动垂直方向上的内部截面为矩形截面，且换热器内部通道的横截面积及形状沿换热器周向保持不变。
上述方案中，2)中所述富燃燃气—滑油换热器5与滑油出油管6采用与叶片相同的高温合成材料制作而成。所述富燃燃气—滑油换热器与出油管采用的材料例如为镍基高温合金K403、K465等耐高温材料。
上述方案中，2)中所述富燃燃气—滑油换热器5通过机加工的方式装配于涡轮转静盘腔内部。
上述方案中，2)中所述富燃燃气-滑油换热器5可为与涡轮导叶环4的叶盘同轴的圆环形腔室，也可为与叶盘同轴的圆形管束结构。
上述方案中，2)所述富燃燃气-滑油换热器5内部可布置肋、翅片等结构，起到强化换热的作用。
上述方案中，2)中所述富燃燃气-滑油换热器5润滑油流量根据盘腔燃气入侵量及叶盘允许的最高工作温度确定。
上述方案中，3)中所述富燃燃气-滑油换热器5的滑油油路为闭合回路，润滑油从位于涡轮导叶环4外的集油腔2进入换热器5，在换热器5内吸热后流出换热器5，通过位于换热器5下方的回油孔经轴承滑油油路流出，最终重新进入滑油换热器5，冷却降温后重新流入富燃燃气-滑油换热器5，实现对涡轮转静盘腔的持续冷却。
数值计算结果显示：采用富燃燃气-滑油换热器冷却涡轮盘腔后，叶盘表面最高温度由1200K降低至960K。图4所示为涡轮叶盘温度分布云图。图中8为由转静子轮缘入侵涡轮盘腔的高温燃气温度分布，附图标记9为经富燃燃气-滑油换热器冷却后的燃气温度分布，附图标记10为转子叶盘的边界。可见，本发明提出的方法能够有效降低富燃工质涡轮转静盘腔温度，提高涡轮叶盘的结构可靠性。
综上所述，本发明可直接应用于空气涡轮火箭发动机富燃工质涡轮，利用润滑油将热量通过冷却通道回路向涡轮外部传出，实现对富燃工质涡轮转静盘腔的冷却。
以上所述的具体实施例，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
