[发明专利]用于航空发动机高压涡轮导叶的并联式冷却循环系统

说明书

本公开提供了一种用于航空发动机高压涡轮导叶的并联式冷却循环系统，包括第一联管，第二联管，支管，总管，换热器及液态金属泵，所述第一联管设于涡轮外机匣的外围，所述第二联管设于涡轮内机匣的内围，若干支管分别穿设于高压涡轮导向叶片中，若干所述支管的一端分别与所述第一联管连通，且若干所述支管的另一端分别与所述第二联管连通，所述总管的两端分别与所述第一联管及所述第二联管连通，所述换热器及所述液态金属泵均设于航空发动机的外涵道中，且所述换热器及所述液态金属泵均设于所述总管上。本公开通过闭式冷却，无需发动机引气，可提高航空发动机总体性能。

技术领域

本公开涉及航空发动机的领域，尤其涉及一种用于航空发动机高压涡轮导叶的并联式冷却循环系统。

背景技术

航空发动机高压涡轮部件在工作时承受极高的热负荷，如何对其进行有效冷却是制约航空发动机发展的重要因素之一。

本申请人前期公开了名称为“一种具有液态金属主动冷却的航空发动机高压涡轮导叶及导向器”，公开号为：CN 108825311 A的发明专利，创新性的提出将液态金属冷却技术用于航空发动机高压涡轮导叶的冷却。目前，国内外未见同样技术方案。

上述发明申请的方案将传统航空发动机导向叶片扩展成包含吸热部、中间部和放热部的一体化叶片结构，在单个叶片上即可实现热量的传输。但是，实际航空发动机包含的高压涡轮导向叶片可能有30-50片，这种一体化结构每片都要包含液态金属驱动装置和散热结构，造价不菲且功能重复，另外对传统航空发动机的涡轮导叶、机匣、外涵散热片改动较大。

发明内容

为了解决上述技术问题中的至少一个，本公开提供了一种用于航空发动机高压涡轮导叶的并联式冷却循环系统。

根据本公开的一个方面，一种用于航空发动机高压涡轮导叶的并联式冷却循环系统，包括第一联管，第二联管，支管，总管，换热器及液态金属泵，所述第一联管设于涡轮外机匣的外围，所述第二联管设于涡轮内机匣的内围，若干支管分别穿设于高压涡轮导向叶片中，若干所述支管的一端分别与所述第一联管连通，且若干所述支管的另一端分别与所述第二联管连通，所述总管的两端分别与所述第一联管及所述第二联管连通，所述换热器及所述液态金属泵均设于航空发动机的外涵道中，且所述换热器及所述液态金属泵均设于所述总管上；

所述系统采用液态金属作为换热介质，通过液态金属泵提供动力，使得所述液态金属在上述系统中循环流动，所述液态金属在若干所述支管中吸收热量后，汇集至所述换热器中释放热量。

根据本公开的至少一个实施方式，所述液态金属泵为机械泵。

根据本公开的至少一个实施方式，所述换热器为管式换热器。

根据本公开的至少一个实施方式，所述液态金属为除镓铟合金以外的液态金属。

根据本公开的至少一个实施方式，所述液态金属为钾钠合金。

根据本公开的至少一个实施方式，所述支管为若干次折返的支管，以便于液态金属充分吸收热量。

附图说明

附图示出了本公开的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本公开的原理，其中包括了这些附图以提供对本公开的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分。

图1是现有技术涡轮导叶结构示意图。

图2是本公开实施例的结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施方式对本公开作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本公开的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本公开相关的部分。