[发明专利]适用于富燃工质涡轮转静盘腔的冷却结构及方法

说明书

一种适用于富燃工质涡轮转静盘腔的冷却结构及方法，该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。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，提高了涡轮叶盘的结构可靠性。

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，高温燃气入侵导致涡轮叶盘温度迅速升高，高温条件下涡轮叶盘的许应力降低，降低了涡轮叶盘的结构可靠性；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涡轮叶盘超温。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涡轮叶盘表面温度云图。

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-富燃工质涡轮叶盘表面。

具体实施方式