一种航空发动机涡轮组件

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，特别是涉及一种航空发动机涡轮组件。

背景技术

要提高航空燃气涡轮发动机的推力和热效率，必须提高涡轮前温度，这是提高发动机性能的主要技术措施。目前先进发动机的涡轮进口温度已经达到2200K左右，未来还将继续提高。当涡轮动叶面对如此高的温度环境，热防护技术显得格外重要，主要措施是采用耐热高温材料和用冷却介质进行有效的冷却。

航空发动机的涡轮动叶冷却一般采用压气机出口或中间级引出的高压空气作为冷却介质，由于涡轮前燃气温度的不断提高，冷气用量也在不断加大。冷却流量的加大，对提高发动机推力不利。为了达到冷气用量小、冷却效果佳的目的，必须采用强化换热或者阻隔热燃气的措施，包括冲击冷却、发散冷却、气膜冷却等方式。但是，空气冷却也同样带来一些问题：第一，为了使用有限的空气对叶片进行有效冷却，叶片的设计上采用了复杂的结构形式，这时对零件的制造工艺提出了更高要求，增加了制造成本；第二，冷却空气通常从压气机引出，失去了做功能力，使得发动机的整机做功能力下降；第三，冷却空气从主燃气中吸收热量，使主燃气的热损失加剧，主燃气做功能力下降；第四，如果引气处理不当，不但增加流动损失，有时还会引起气流的不稳定流动。

发明内容

本发明的目的是提供一种航空发动机涡轮组件，用于解决上述现有冷却方式带来的技术问题，提高发动机的热效率和做功能力，增强冷却效果，延长涡轮组件的使用寿命。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

本发明公开了一种航空发动机涡轮组件，包括：

具有内部流道的涡轮组件本体，包括依次固定相连的涡轮动盘、叶片端壁和涡轮动叶；所述内部流道经过所述涡轮动盘、所述叶片端壁和所述涡轮动叶，所述内部流道具有进口和出口；

固定于所述涡轮动盘上的冷却组件，包括依次连通的电磁泵系统、膨胀节和散热器；所述电磁泵系统与所述进口连通，以向所述内部流道通入液态金属；所述散热器与所述出口连通，以接收所述出口流出的所述液态金属。

优选地，所述进口和出口均位于所述涡轮动盘上。

优选地，还包括用于降低风阻的减阻盖板，所述减阻盖板固定于所述涡轮动盘上，且罩设于所述电磁泵系统和所述膨胀节外侧，所述减阻盖板远离所述涡轮动盘的一侧表面光滑。

优选地，所述电磁泵系统与所述进口之间通过第一连接管道连通，所述散热器与所述出口之间通过第二连接管道连通，所述散热器与所述膨胀节之间通过第三连接管道连通，所述膨胀节与所述电磁泵系统之间通过第四连接管道连通。

优选地，所述内部流道包括设置于所述涡轮动叶内的第一底部腔室、第二底部腔室、顶部腔室、流入叶片冷却通道和流出叶片冷却通道；所述第一底部腔室和所述第二底部腔室均位于所述涡轮动叶靠近所述叶片端壁的一端，所述顶部腔室位于所述涡轮动叶远离所述叶片端壁的一端；所述第一底部腔室与所述顶部腔室之间通过若干个所述流入叶片冷却通道连通，所述第二底部腔室与所述顶部腔室之间通过若干个所述流出叶片冷却通道连通。

优选地，所述内部流道还包括设置于所述叶片端壁内的叶片端壁流入通道和叶片端壁流出通道，所述叶片端壁流入通道的出口与所述第一底部腔室连通，所述叶片端壁流出通道的入口与所述第二底部腔室连通。

优选地，所述内部流道还包括设置于所述涡轮动盘内的涡轮动盘流入通道和涡轮动盘流出通道；所述涡轮动盘流入通道的入口与所述电磁泵系统连通，所述涡轮动盘流入通道的出口与所述叶片端壁流入通道的入口连通；所述涡轮动盘流出通道的出口与所述散热器连通，所述涡轮动盘流出通道的入口与所述叶片端壁流出通道的出口连通。

优选地，所述叶片端壁流入通道和所述叶片端壁流出通道均为弯折通道。

优选地，所述散热器为翅片式散热器。

优选地，所述电磁泵系统包括电磁泵主体、感应供电静止组件和感应供电旋转组件；所述感应供电静止组件为环形，且固定在涡轮静盘上；所述感应供电旋转组件为环形，且固定在所述电磁泵主体上；所述感应供电旋转组件包括感应模组，所述感应模组与所述电磁泵主体电连接；所述感应供电静止组件包括供电模组，所述供电模组通过电磁感应的方式为所述感应模组供电；所述感应模组通过电磁感应方式接收所述供电模组提供的电能，并将电能输送至所述电磁泵主体，为所述电磁泵主体供电。

本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：

本发明以液态金属作为流动工质，液态金属在电磁泵系统的驱动下进入内部流道内，与涡轮动盘、叶片端壁和涡轮动叶进行热交换并升高温度，之后回流至散热器内，在散热器处散热并降低温度，之后流动经过膨胀节和电磁泵系统，完成闭环回路。与空气冷却的方式相比，液态金属的热导率、热容等综合性能更强，具有更优异的换热能力。液态金属在内部流道内流动时，能够带走更多热量。这样一方面可以将原来用于冷却的冷气做功，提高发动机的热效率和做功能力，另一方面还能增强冷却效果，延长涡轮组件本体的使用寿命。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本实施例航空发动机涡轮组件的连接关系示意图；

图2为本实施例航空发动机涡轮组件的结构图；

图3为图2中A-A截面的示意图；

图4为图2中B-B截面的示意图；

图5为电磁泵系统的部分结构示意图；

附图标记说明：1-涡轮动盘流入通道；2-涡轮动叶；3-涡轮动盘流出通道；4-涡轮动盘；5-叶片端壁；6-第二连接管道；7-散热器；8-第三连接管道；9-膨胀节；10-减阻盖板；11-第四连接管道；12-电磁泵系统；13-第一连接管道；14-第一底部腔室；15-第二底部腔室；16-顶部腔室；17-流入叶片冷却通道；18-流出叶片冷却通道；19-涡轮静盘；121-电磁泵主体；122-感应供电旋转组件；123-感应供电静止组件。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明的目的是提供一种航空发动机涡轮组件，用于解决上述现有冷却方式带来的技术问题，提高发动机的热效率和做功能力，增强冷却效果，延长涡轮组件的使用寿命。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的说明。

参照图1～图5，本实施例提供一种航空发动机涡轮组件，包括涡轮组件本体和冷却组件。图1和图2中，箭头方向为液态金属流动方向。图2中，A和B分别为

其中，涡轮组件本体具有内部流道，涡轮组件本体包括依次固定相连的涡轮动盘4、叶片端壁5和涡轮动叶2。内部流道经过涡轮动盘4、叶片端壁5和涡轮动叶2，内部流道具有进口和出口。冷却组件固定于涡轮动盘4上，冷却组件包括依次连通的电磁泵系统12、膨胀节9和散热器7。电磁泵系统12与进口连通，以向内部流道通入液态金属。散热器7与出口连通，以接收出口流出的液态金属。

本实施例的航空发动机涡轮组件的工作原理如下：本实施例以液态金属作为流动工质，在电磁泵系统12的驱动下，液态金属进入内部流道内，与涡轮动盘4、叶片端壁5和涡轮动叶2进行热交换并升高温度，之后回流至散热器7内，在散热器7处散热并降低温度，之后流动经过膨胀节9和电磁泵系统12，完成闭环回路。膨胀节9用于补偿由于金属热膨胀引起的轴向变形，避免航空发动机涡轮组件本体中各部件因内部液态金属膨胀而损坏。与空气冷却的方式相比，液态金属的热导率、热容等综合性能更强，具有更优异的换热能力。液态金属在内部流道内流动时，能够带走更多热量。这样一方面可以将原来用于冷却的冷气做功，提高发动机的热效率和做功能力，另一方面还能增强冷却效果，延长涡轮组件本体的使用寿命。

本实施例中，上述液态金属包括但不限于在室温下可熔化的低熔点金属镓，或者是金属镓与以锡、铋或铟为基组成的合金。镓在大气环境下的熔点很低，仅为29.77℃，沸点为2004.8℃。液体镓在熔点时的导热系数为25.2kcal/m·h·℃，是空气1600倍，水的65倍。液体镓在100℃时的比热为0.082cal/g·℃，约为空气的370倍。液态镓的绝对粘度为：在529℃时为1.89×10-2g/cm·s，在301℃时为1.03×10-2g/cm·s。这些优良的特性表明将镓作为导向器叶片冷却用的冷却介质是十分合适的。在常温下，镓在空气中是稳定的，当温度在260℃以上时，干燥的氧可使镓金属氧化，但生成的氧化膜可防止它继续氧化。所以，基于镓的冷却装置具有很好的稳定性和可靠性。值得指出的是，镓可与许多金属如铋、锡、铟等生成熔点低的合金，例如，含锡8％的镓合金熔点为20℃，含铟25％镓合金在l6℃时即熔化。进一步地，采用多元混合物，还可获得熔点更广泛的金属流体，比如62.5％Ga，21.5％In，16％Sn的熔点为10.7℃，而三元低共熔混合物：69.8％Ga，17.6％In，12.6％Sn的熔点为10.8℃。而其合金如Ga、In、Sn三种金属构成的合金熔点更低，GaIn25Sn13低至5℃，同样可以作为冷却介质，甚至性能表现更优。它们均可作为本实施例中的液态金属。需要说明的是，即使液态金属停止流动，利用其高导热性能，也能够及时将热量从涡轮组件本体传递到散热器7，实现充分散热的功能。

对于进口和出口的位置，本领域技术人员可以根据实际需要将进行选择，只要能够使液态金属在进口处进入内部流道，在出口处流出内部流道即可。本实施例中，进口和出口均位于涡轮动盘4上。相比于涡轮动叶2和叶片端壁5，一方面，涡轮动盘4体积更大，在涡轮动盘4上安装零部件更加方便；另一方面，涡轮动盘4更靠近旋转中心，在涡轮动盘4上安装零部件带来的风阻更小。

为了进一步降低风阻，本实施例中，航空发动机涡轮组件还包括用于降低风阻的减阻盖板10，减阻盖板10固定于涡轮动盘4上，且罩设于电磁泵系统12和膨胀节9外侧，减阻盖板10远离涡轮动盘4的一侧表面光滑。为了便于换热，散热器7优选为设置在减阻盖板10外侧。根据实际需要的不同，本领域技术人员可以选择不同形状的减阻盖板10。

本实施例中所指的连通可以是直接相连，也可以是通过管道相连，只要能够使液态金属在相互连通的两者之间流动即可。作为一种可能的实施方式，本实施例中，电磁泵系统12与进口之间通过第一连接管道13连通，散热器7与出口之间通过第二连接管道6连通，散热器7与膨胀节9之间通过第三连接管道8连通，膨胀节9与电磁泵系统12之间通过第四连接管道11连通。

对于内部流道的具体设置方式，本领域技术人员可以根据实际需要进行选择。本实施例中，内部流道包括设置于涡轮动叶2内的第一底部腔室14、第二底部腔室15、顶部腔室16、流入叶片冷却通道17和流出叶片冷却通道18。第一底部腔室14和第二底部腔室15均位于涡轮动叶2靠近叶片端壁5的一端，顶部腔室16位于涡轮动叶2远离叶片端壁5的一端。第一底部腔室14与顶部腔室16之间通过若干个(优选为多个)流入叶片冷却通道17连通，第二底部腔室15与顶部腔室16之间通过若干个(优选为多个)流出叶片冷却通道18连通。液态金属进入第一底部腔室14后，经流入叶片冷却通道17进入顶部腔室16，之后经流出叶片冷却通道18进入第二底部腔室15。当流入叶片冷却通道17和流出叶片冷却通道18均为多个时，能够增大液态金属与涡轮动叶2之间的换热面积。

本实施例中，内部流道还包括设置于叶片端壁5内的叶片端壁流入通道和叶片端壁流出通道，叶片端壁流入通道的出口与第一底部腔室14连通，叶片端壁流出通道的入口与第二底部腔室15连通。液态金属经叶片端壁流入通道进入第一底部腔室14，液态金属经叶片端壁流出通道离开第二底部腔室15。

本实施例中，内部流道还包括设置于涡轮动盘4内的涡轮动盘流入通道1和涡轮动盘流出通道3。涡轮动盘流入通道1的入口与电磁泵系统12连通，涡轮动盘流入通道1的出口与叶片端壁流入通道的入口连通。涡轮动盘流出通道3的出口与散热器7连通，涡轮动盘流出通道3的入口与叶片端壁流出通道的出口连通。电磁泵系统12流出的液态金属经涡轮动盘流入通道1进入叶片端壁流入通道，叶片端壁流出通道流出的液态金属经涡轮动盘流出通道3进入散热器7。

本实施例中，叶片端壁流入通道和叶片端壁流出通道均为弯折通道，以增大液态金属与叶片端壁5之间的换热面积。

散热器7的类型有多种，本领域技术人员可以根据实际需要进行选择。本实施例中，散热器7为翅片式散热器7。

进一步的，本实施例中，电磁泵系统12包括电磁泵主体121、感应供电静止组件123和感应供电旋转组件122。感应供电静止组件123为环形，且固定在涡轮静盘19上。感应供电旋转组件122为环形，且固定在电磁泵主体上。感应供电旋转组件122包括感应模组，感应模组与电磁泵主体121电连接。感应供电静止组件123包括供电模组，供电模组通过电磁感应的方式为感应模组供电。感应模组通过电磁感应方式接收供电模组提供的电能，并将电能输送至电磁泵主体121，为电磁泵主体121供电。涡轮静盘19为航空发动机的常用部件，其与涡轮动盘4同轴，但固定设置在支撑部件上，不随涡轮动盘4旋转。通过这种无线供电的方式实现对电磁泵主体121的供电，去除了电磁泵主体121与电源之间的连接导线，从而解决旋转部件电源供电连接线不易设置的问题。

本说明书中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。