[发明专利]一种高效紧凑式涵道空气冷却器

说明书

本申请属于航空发动机空气冷却器领域，具体涉及一种高效紧凑式涵道空气冷却器。该空气冷却器安装在发动机外涵道，其具有板翅换热芯体，板翅换热芯体包括多个并排设计的隔板(9)，相邻隔板(9)之间具有弯曲延伸的翅片(8)，板翅换热芯体底端具有热流体进口集气腔(2)及热流体出口集气腔(4)，第一多个热流通道与所述热流体进口集气腔(2)连通，热流体进口集气腔(2)通过热流体进口(1)连通燃烧室，剩余的第二多个热流通道与热流体出口集气腔(4)连通，热流体出口集气腔(4)通过热流体出口(5)连通燃烧室，板翅换热芯体上方设置有连通所有热流通道的上部集气腔(3)。本申请提高了换热器紧凑度，有效地提升了换热效能。

技术领域

本申请属于航空发动机空气冷却器领域，具体涉及一种高效紧凑式涵道空气冷却器。

背景技术

现代航空发动机对高效率和高可靠性的需求不断增强，提高涡轮前燃气进口温度和增加压气机压缩比是实现需求的有效手段，随之而来的是空气冷却品质的大幅度降低，这使得涡轮等高温部件的冷却更加困难，这也给航空发动机热管理系统带来极大的挑战，当涡轮前温度提高到一定程度时，冷却效果不能保证部件达到一定的冷却温度，结果可能直接导致涡轮叶片等热端部件的损坏。在现有的冷却技术和冷却条件下，热端部件的冷却已成为了制约发动机技术发展的瓶颈，因此有学者创新地提出了冷却冷却空气系统(CCA)的概念，通过采用在航空发动机上加装空气冷却器实现对于冷却空气的进一步冷却，但传统的民用空气冷却器体积重量相对较大、紧凑度较低、且具有较大的流动阻力，不能满足航空发动机的工作条件，尤其对于小涵道发动机来说，对于空气冷却器的空间尺寸要求极其苛刻，急需研制一种轻质、高效、高紧凑度的空气冷却器来满足航空发动机冷却冷却空气系统的需求。

目前我国对于空气冷却器的研究相关技术方案尚不完善，现有国外31F发动机涵道空气冷却器采用带有多个回弯的管式空气冷却器，安装在发动机外涵对高温空气进行冷却。

航空发动机CCA系统对于空气冷却器的性能要求是：超高的紧凑度与换热性能、较强的耐压能力以及高温高压气流冲击下较高的可靠性，现有的技术方案应用于CCA系统的空气冷却器型式为管式空气冷却器，其存在以下缺点：

主要问题是紧凑度、效能以及可靠性偏低，不能够满足发动机对于空气冷却器的性能需求。1)紧凑度低，单位体积换热面积小，换热管径向布置需要涵道高度大，对于涵道高度小、散热要求高的发动机无法安装及满足散热要求。2)效能低，管式空气冷却器由于其换热管结构的限制导致其换热效能相比于板翅式空气冷却器来说效能偏低。3)可靠性差，由于管式空气冷却器的结构是由多跟换热管通过连接结构在某些部位焊接在一起，其整体抵抗振动的能力较差，同时其弯管处阻力损失大，加工难度大，强度薄弱，容易发生破坏。

发明内容

为了解决上述问题之一，本申请提供了一种高效紧凑式涵道空气冷却器，提高冷却器效能及可靠性。

本申请提供了一种高效紧凑式涵道空气冷却器，所述空气冷却器安装在发动机外涵道，其具有板翅换热芯体，所述板翅换热芯体包括多个并排设计的隔板，相邻隔板之间具有弯曲延伸的翅片，隔板两端通过封条封堵，所述隔板与所述翅片形成多条供热流气体流动的热流通道及位于热流通道旁侧的冷流通道，所述板翅换热芯体底端具有热流体进口集气腔及热流体出口集气腔，热流体进口集气腔与热流体出口集气腔沿外涵道气流方向延伸，且并排设计在板翅换热芯体底端，第一多个热流通道与所述热流体进口集气腔连通，所述热流体进口集气腔通过热流体进口连通燃烧室，剩余的第二多个热流通道与所述热流体出口集气腔连通，所述热流体出口集气腔通过热流体出口连通燃烧室，所述板翅换热芯体上方设置有连通所有热流通道的上部集气腔。

优选的是，所述翅片在相邻隔板之间构成锯齿形、三角形或者矩形。

优选的是，所述封条与隔板焊接构成所述板翅换热芯体的框架。

优选的是，所述热流体进口集气腔与所述板翅换热芯体焊接或者一体加工。