CN105275662B - 一种适用于航空航天发动机的闭式循环系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种适用于航空航天发动机的闭式循环系统，以超临界状态流体为工质，充分利用超临界状态流体热容大，换热效率超高，响应快，粘性小的特点，使整个循环系统能量输运能力强、流动阻力小，并能够很好地适应工况的变化；该系统能够充分利用来流高温空气降温而放出的热量，并实现发动机能量的综合管理，将该闭式循环系统用在航空航天发动机上，可以克服现有预冷发动机方案的不足，使发动机满足可重复使用的高超声速飞行器和单级入轨航天器的要求。

Description

一种适用于航空航天发动机的闭式循环系统

技术领域

本发明涉及一种适用于航空航天发动机的闭式循环系统，主要用于可重复使用高超声速飞行器和单级入轨航天器的推进系统。

背景技术

军民用领域对高速飞行以及降低航天发射成本需求迫切，可重复使用的高超声速飞行器和单级入轨航天器已成为航空航天领域的研究热点之一。目前，困扰高超声速飞行和单级入轨的主要问题是动力。现有动力由于各自原因均无法完全满足高超声速飞行器和单级入轨航天器的要求。而对来流空气进行预冷的吸气式发动机及其与火箭发动机的组合发动机则可克服现有动力的缺陷，是可重复使用的高超声速飞行器和单级入轨航天器的最佳动力选择。

现有的吸气式发动机主要采用两种措施对来流空气进行预冷：一种是直接在发动机进口处喷射水、液氧和液态空气等冷却剂来对来流空气进行预冷，另一种则是在发动机进口处安装换热器，并利用其冷却来流空气。目前，这两种预冷措施均存在明显的缺陷。第一种预冷措施由于发动机需携带大量的冷却剂使发动机重量大大增加，另外来流高温空气降温而放出的大量的热也并没有得到充分利用，此外还存在除存在进口总温/总压畸变、发动机长度增加等问题，第二种预冷措施性能相对较好，但是目前的预冷器多采用燃料作为冷却介质，由于冷却所需的燃料用量大于燃烧用量，导致大量的燃料直接被排放到空气中而造成燃料的严重浪费，此外由于冷却系统为开式系统，燃料从来流高温空气中吸收的热也并没有得到充分利用。因此采用上述两种预冷方式的发动机的比冲和推重比均较小，无法满足可重复使用的高超声速飞行器和单级入轨航天器的要求。

鉴于上述两种预冷措施存在的缺陷，本发明提出了一种适用于航空航天发动机的闭式循环系统。在此循环系统中，冷却工质通过换热器从高温空气中吸收热量，被加热后的工质被用来驱动超临界状态流体工质涡轮做功以充分利用所吸收的能量，从而实现对发动机能量的综合管理；该系统是一个闭式系统，冷却介质循环使用，并采用超临界状态流体作为冷却工质以降低整个系统的流动损失。由此可见，本发明涉及的这种闭式循环系统能够克服已有预冷措施的缺陷，将这种闭式循环系统用于航空航天发动机后，可以充分发挥预冷发动机的技 术优势，满足可重复使用的高超声速飞行器和单级入轨航天器的动力要求。

发明内容

本发明技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种适用于航空航天发动机的闭式循环系统，该系统能够充分利用来流高温空气降温而放出的热量，并实现发动机能量的综合管理，将该闭式循环系统用在航空航天发动机上，可以克服现有预冷发动机方案的不足，使发动机满足可重复使用的高超声速飞行器和单级入轨航天器的要求。

本发明所提供的技术方案是：一种适用于航空航天发动机的闭式循环系统，建立一个以超临界状态流体为工质的闭式循环系统，该循环系统通过换热器从外界吸收热量，并通过以超临界状态流体为工质的核心涡轮向外界输出功率；所述闭式循环系统中的工质在整个循环过程中均处于超临界状态，以保证循环流路中的低压力损失；所述闭式循环系统的重量需满足航空航天发动机对该系统的重量要求。

所述闭式循环系统根据应用对象不同主要具有两种连接方式，第一种连接方式主要适用于吸气式与火箭组合发动机，第二种连接方式主要适用于吸气式发动机，分别如图1、2所示，图中黑色粗实线表示闭式循环系统，黑色细实线表示空气流路，黑色虚线表示燃料流路。

第一种连接方式的闭式循环系统包括：第一换热器1、第二换热器2、核心涡轮3、第三换热器4、工质泵系统5、切换阀6、泵涡轮7、工质涡轮8；在闭式循环系统中，第一换热器1布置在最前方，其通过管路与第二换热器2相连，之后为切换阀6，在切换阀6后接有可切换的两条流路，一条连接核心涡轮3，另一条连接泵涡轮7，在核心涡轮3和泵涡轮7后通过管路与工质涡轮8相连，之后依次为第三换热器4和工质泵系统5，最后工质泵系统5再通过管路连接到第一换热器1上，从而形成闭式循环系统。在这种连接方式下闭式循环系统具有两种工作模式，第一种工作模式为吸气式发动机工作模式，此时切换阀6后与核心涡轮3相连的流路打开，与泵涡轮连接的流路关闭，以通过核心涡轮3驱动吸气式发动机的压气机组件。第二种工作模式为火箭发动机工作模式，此时切换阀6后与核心涡轮3相连的流路关闭，与泵涡轮7连接的流路打开，以通过泵涡轮7驱动助燃剂泵。

第二种连接方式的闭式循环系统包括：第一换热器1、第二换热器2、核心涡轮3、第三换热器4、工质泵系统5和工质涡轮8；在闭式循环系统中，第一换热器1布置在最前方，其通过管路与第二换热器2相连，之后依次连接核心涡轮3、工质涡轮8、第三换热器4和工质泵系统5，最后工质泵系统5再通过管路连接到第一换热器1上，从而形成闭式循环系统。

在所述两种连接方式中，根据实际应用需求，可选择加入或不加入工质涡轮8，当加入 工质涡轮8时，工质泵5由工质涡轮8驱动，当不加入工质涡轮8时，工质泵组5由外界接入的动力装置驱动。

所述工质泵组5可以为单级或多级，工质泵组5为多级时，工质泵组5还包括进行级间冷却用的换热器。

上述第一换热器1、第二换热器2、第三换热器4均采用超临界微小尺度紧凑快速换热器，所述超临界微小尺度紧凑快速换热器包括换热元件和两种工质，所述两种工质通过换热元件进行换热，两种工质中的一种工质采用超临界状态流体，另一种工质不限；所述换热元件的尺寸属微小尺度范畴；所述超临界状态流体是指工质的压力高于临界压力，温度高于临界温度；所述微小尺度是指基本换热单元的几何特征尺度不大于2毫米。

上述换热元件的几何结构是圆形、方形或椭圆形。

上述换热器是单个或多个换热元件的组合。

上述多个换热元件的组合选用典型的组合形式中的一种或数种组合形成成，也可选用非典型的几何结构形式；或选用典型的几何结构形式与非典型的结合结构形式相互优化组合形成；所述典型的组合形式包括螺旋形结构和波纹板结构。

上述的换热元件的材料为高温合金，钢、铝、铝合金、铜金属材料，或陶瓷基非金属材料。

可根据需要，在上述换热器表面采用强化换热涂层或表面改性处理以强化换热。

上述强化换热涂层为包含金的涂层；

上述表面改性处理采用化学气相沉积方法。

本发明的优点在于：

(1)本发明建立了一种适用于航空航天发动机的闭式循环系统，该循环系统能够解决现有预冷发动机方案的缺陷，提高采用此闭式循环系统的航空航天发动机的循环热效率，并使其满足高超声速飞行器和单级入轨航天器的要求。

(2)本发明可以使发动机有效的利用进口来流高温空气降温而发出的热量，实现对整个发动机能量的综合管理，给发动机的调控提供新的自由度。

(3)本发明所述闭式循环系统中用超临界状态流体作为工质，充分利用超临界状态流体热容大，换热效率超高，响应快，粘性小的特点，使整个循环系统能量输运能力强、流动阻力小，并能够很好地适应工况的变化。

(4)本发明结构紧凑、重量轻，能够满足对重量有着严格限制的航空航天发动机的要求。

附图说明

图1为闭式循环第一种连接方式示意图；

图2为闭式循环第二种连接方式示意图；

图3为本发明实施例方案示意图。

具体实施方式

本发明是一种适用于航空航天发动机的闭式循环系统，可用于高超声速飞行器发动机，也可用于单级入轨航天器发动机，其具体实施例如图3所示。系统包括：第一换热器1、第二换热器2、核心涡轮3、第三换热器4、工质泵系统5、切换阀6、泵涡轮7、工质涡轮8；在闭式循环系统中，第一换热器1布置在最前方，其通过管路与第二换热器2相连，之后为切换阀6，在切换阀6后接有可切换的两条流路，一条连接核心涡轮3，另一条连接泵涡轮7，在核心涡轮3和泵涡轮7后通过管路与工质涡轮8相连，之后依次为第三换热器4和工质泵系统5，最后工质泵系统5再通过管路连接到第一换热器1上，从而形成闭式循环系统。

在本实施例中，将此闭式循环系统用于单级入轨航天器发动机。图中的航空航天发动机由三个系统组成，即主流空气循环系统、闭式循环系统和燃料系统。图中黑色粗实线表示闭式循环系统，黑色细实线表示主流空气循环系统，黑色虚线表示燃料系统。本实施例选定的闭式循环中的工质为超临界状态下的氦，燃料为氢。

该闭式循环系统具有两种工作模式，第一种工作模式为吸气式发动机工作模式，此时切换阀6后与核心涡轮3相连的流路打开，与泵涡轮7连接的流路关闭，以通过核心涡轮3驱动吸气式发动机的压气机组件。第二种工作模式为火箭发动机工作模式，此时切换阀6后与核心涡轮3相连的流路关闭，与泵涡轮7连接的流路打开，以通过泵涡轮7驱动助燃剂泵。在第一种工作模式下工作时，闭式循环中的超临界状态下的氦在第一换热器1中吸收来流空气热量升温，并在第二换热器2中进一步吸收热量升温，进而通过切换阀6后推动核心涡轮3做功以驱动主流空气循环中的压气机9，再流经工质涡轮8膨胀做功以驱动工质泵系统5，接着流经第三换热器4对氢放热降温，之后在工质泵系统5中压缩，最后流回第一换热器1形成封闭的循环。

在第二种工作模式下工作时，第一换热器1不工作，闭式循环中的超临界状态下的氦在第二换热器2中吸收预燃室10中燃料燃烧产生的热量升温，进而通过切换阀6后泵涡轮7做功以驱动助燃剂泵11，再流经工质涡轮8膨胀做功以驱动工质泵系统5，接着流经第三换热器4对氢放热降温，之后在工质泵系统5中压缩，最后流回第一换热器1形成封闭的循环。

本发明未详细阐述部分属于本领域公知技术。

显然，对于本领域的普通技术人员来说，参照上文所述的实施例还可能做出其它的实施方式。本发明中的实施例都只是示例性的、而不是局限性的。所有的在本发明的权利要求技术方案的本质之内的修改都属于其所要求保护的范围。

Claims (8)

1.一种适用于航空航天发动机的闭式循环系统，其特征在于：所述循环系统为一个以超临界状态流体为工质的闭式循环系统，所述循环系统通过换热器从外界吸收热量，并通过以超临界状态流体为工质的核心涡轮向外界输出功率；所述闭式循环系统中的工质在整个循环过程中均处于超临界状态；所述超临界状态流体是指工质的压力高于临界压力，温度高于临界温度；

所述闭式循环系统根据应用对象不同主要具有两种连接方式，第一种连接方式适用于吸气式与火箭组合发动机，第二种连接方式适用于吸气式发动机；

第一种连接方式的闭式循环系统包括：第一换热器(1)、第二换热器(2)、核心涡轮(3)、第三换热器(4)、工质泵系统(5)、切换阀(6)、泵涡轮(7)、工质涡轮(8)；在闭式循环系统中，第一换热器(1)布置在最前方，其通过管路与第二换热器(2)相连，之后为切换阀(6)，在切换阀(6)后接有可切换的两条流路，一条连接核心涡轮(3)，另一条连接泵涡轮(7)，在核心涡轮(3)和泵涡轮(7)后通过管路与工质涡轮(8)相连，之后依次为第三换热器(4)和工质泵系统(5)，最后工质泵系统(5)再通过管路连接到第一换热器(1)上，从而形成闭式循环系统；在这种连接方式下闭式循环系统具有两种工作模式，第一种工作模式为吸气式发动机工作模式，此时切换阀(6)后与核心涡轮(3)相连的流路打开，与泵涡轮(7)连接的流路关闭，以通过核心涡轮(3)驱动吸气式发动机的压气机组件；第二种工作模式为火箭发动机工作模式，此时切换阀(6)后与核心涡轮(3)相连的流路关闭，与泵涡轮(7)连接的流路打开，以通过泵涡轮(7)驱动助燃剂泵；

第二种连接方式的闭式循环系统包括：第一换热器(1)、第二换热器(2)、核心涡轮(3)、第三换热器(4)、工质泵系统(5)和工质涡轮(8)；在闭式循环系统中，第一换热器(1)布置在最前方，其通过管路与第二换热器(2)相连，之后依次连接核心涡轮(3)、工质涡轮(8)、第三换热器(4)和工质泵系统(5)，最后工质泵系统(5)再通过管路连接到第一换热器(1)上，从而形成闭式循环系统；

在所述两种连接方式中，根据实际应用需求，可选择加入或不加入工质涡轮(8)，当加入工质涡轮(8)时，工质泵系统(5)由工质涡轮(8)驱动，当不加入工质涡轮(8)时，工质泵系统(5)由外界接入的动力装置驱动；

所述工质泵系统(5)可以为单级或多级，工质泵系统(5)为多级时，工质泵系统(5)还包括进行级间冷却用的换热器；

所述第一换热器(1)、第二换热器(2)、第三换热器(4)均采用超临界微小尺度紧凑快速换热器。

2.根据权利要求1所述的适用于航空航天发动机的闭式循环系统，其特征在于：所述超临界微小尺度紧凑快速换热器包括换热元件和两种工质，所述两种工质通过换热元件进行换热，两种工质中的一种工质采用超临界状态流体，另一种工质不限；所述换热元件的尺寸属微小尺度范畴；所述微小尺度是指基本换热单元的几何特征尺度不大于2毫米。

3.根据权利要求2所述的适用于航空航天发动机的闭式循环系统，其特征在于：所述换热元件的几何结构是圆形、方形或椭圆形。

4.根据权利要求2所述的适用于航空航天发动机的闭式循环系统，其特征在于：所述第一换热器(1)、第二换热器(2)、第三换热器(4)是单个或多个换热元件的组合。

5.根据权利要求3所述的适用于航空航天发动机的闭式循环系统，其特征在于：多个换热元件的组合选用螺旋形结构和/或波纹板结构。

6.根据权利要求2所述的适用于航空航天发动机的闭式循环系统，其特征在于：所述换热元件的材料为高温合金，钢、铝、铜金属材料，或陶瓷基非金属材料。

7.根据权利要求2所述的适用于航空航天发动机的闭式循环系统，其特征在于：根据需要，在所述第一换热器(1)、第二换热器(2)、第三换热器(4)表面采用强化换热涂层或表面改性处理以强化换热。

8.根据权利要求7所述的适用于航空航天发动机的闭式循环系统，其特征在于：所述强化换热涂层为包含金的涂层；所述表面改性处理采用化学气相沉积方法。