CN106014637B - 空气预冷压缩航空发动机及高超声速飞机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种空气预冷压缩航空发动机及高超声速飞机，其包括依次设置的进气道、压气机、燃烧室及喷管，压气机设有为其提供驱动力的涡轮；还包括：第一换热器，用于采用循环冷却剂对进气道导入的空气进行冷却；冷却剂泵，具有与第一换热器连通的冷却剂出口及与第二换热器连通以回收冷却剂的冷却剂回收口；第二换热器，利用液氢泵输出的液氢作为冷源对升温后的冷却剂进行冷却，并将冷却后的冷却剂导出至冷却剂泵以供循环使用；液氢泵，连接第二换热器的入口，用于提供作为燃料的液氢；喷注器，位于压气机与燃烧室之间且与第二换热器连通，用于将经压气机压缩后的空气及经第二换热器交换热量后的氢气喷注入燃烧室内。

Description

空气预冷压缩航空发动机及高超声速飞机

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，特别地，涉及一种空气预冷压缩航空发动机。此外，本发明还涉及一种包括上述空气预冷压缩航空发动机的高超声速飞机。

背景技术

目前在航空领域得到应用的发动机主要有三大类：活塞式内燃机、涡扇/涡喷发动机、涡轴/涡桨发动机。

1903年美国莱特兄弟利用一台4缸水冷汽油内燃机，制造出世界第一架载人飞机，开创了活塞式内燃机成为飞机动力装置的新纪元。但由于大功率活塞式内燃机非常笨重，并且只能采用螺旋桨推进，不能使飞机实现超声速飞行。

1937年4月英国人惠特尔研制出世界第一台燃气涡轮喷气发动机。1937年9月德国人奥海因也独立研制了一台涡轮喷气发动机，并在1939年8月成功进行了试飞，标志着人类进入了涡轮喷气飞行时代。燃气涡轮发动机由于没有限制飞行速度的螺旋桨，而且单位时间流入发动机的空气量比活塞式发动机大得多，从而能产生很大的推力，可以使飞机实现超声速飞行。二战后，燃气涡轮发动机得到了迅猛发展，并衍生出涡扇、涡桨、涡轴等发动机变种，目前广泛应用于飞机、舰船、电力等领域。

目前，在军/民用飞机上最常用的涡扇发动机主要由进气道、风扇、压气机、燃烧室、涡轮、喷管等组成。不管飞机是超声速飞行还是亚声速飞行，空气经过进气道压缩后，压力和温度上升，气流速度都降为亚声速。空气流经过风扇压缩后分成两部分。大部分空气经过外涵道膨胀产生推力后排向大气环境；小部分空气进入内涵道，经过压气机压缩后进入燃烧室，在燃烧室内与喷入的航空煤油进行燃烧，燃烧产生的高温燃气吹动涡轮，涡轮为风扇和压气机提供动力。燃气经过涡轮膨胀做功后，压力和温度降低、速度加快，最后通过喷管产生推力并排向大气环境。这种传统的涡轮风扇发动机主要存在两方面不足：一是在高超声速飞行时(通常大于5倍声速)不能正常工作。在高超声速飞行时，空气经过进气道压缩后变成亚声速气流，这时空气温度超过1000K，高速旋转的风扇和压气机叶片难以承受这种热负荷，并且空气密度低，压气机压缩效率低。更严重的是，空气经过压气机压缩后温度还会进一步提高，按照10倍压比计算，进入燃烧室的空气温度会达到2000K，即使不喷油燃烧，也已接近涡轮叶片材料的耐温极限。二是由于受涡轮叶片材料耐温限制，即使在低速飞行时，燃烧温度也不能太高(目前最高不能超过1700℃)，远没有到达空气和煤油的理论燃烧温度，燃气的做功潜力没有充分利用，导致发动机推力性能不高。归纳起来就是，风扇和压气机限制了飞行速度，涡轮限制了燃烧温度，以传统燃气涡轮发动机为动力的飞机不能进行高超声速飞行。

如果采用额外的冷却剂对进气道压缩后的空气进行冷却，那么在高超声速飞行时遇到的压气效率和热防护难题都可以得到解决。如果涡轮不采用高温燃气驱动，那么燃烧温度就不会受涡轮叶片材料的制约，发动机性能可大幅提高。

文献AIAA-1996-4553报道了日本空间与航空科学研究所(ISAS)提出的一种膨胀循环空气涡轮冲压发动机(ATREX，Air Turbine Ramjet of Expander Cycle)。参照图1，ATREX主要由换热器1、风扇2、叶尖涡轮3、燃烧室4、换热器5、燃料喷注器6、喷管7、液氢泵8、涡轮9组成。液氢经过液氢泵8增压后进入换热器1对空气进行冷却，然后进入燃烧室4的壳体夹套冷却燃烧室变成气态氢，之后分成两路，一路通过燃料喷注器6喷入燃烧室直接燃烧，另一路经过换热器5进一步加热后去吹动叶尖涡轮3和涡轮9。叶尖涡轮3带动风扇2对冷却后的空气增压，涡轮9驱动液氢泵8为液氢增压。驱动涡轮后的氢气最后进入燃烧室和空气燃烧，产生的燃气通过喷管7排出，产生推力。与传统的涡轮冲压发动机不同，ATREX采用低温液氢作为燃料，液氢冷却空气后，在燃烧室内通过换热器进一步加热升温，加热后的氢气大部分流量去吹动叶尖涡轮以带动压气机，小部分流量去驱动液氢泵，最后都进入燃烧室燃烧。但是，由于只采用两级风扇，空气压缩比为2.5，燃烧室压力低，产生的推力不大。另外为了满足驱动涡轮和液氢泵的要求，需要比正常燃烧时更多的氢气，导致燃料比冲不高，因此该方案在经过原理发动机试验后就被放弃。

文献AIAA-2002-4127报道了美国MSE技术应用公司提出的一种压气机前喷流冷却发动机方案(MIPCCE，Mass Injection Pre-Compressor Cooling Engine)。图2示出了美国MIPCCE发动机的原理图。该方案的显著特点是：在进气道下游采用液体喷流冷却空气，目的是为了解决传统航空涡扇/涡喷发动机在高超声速飞行遇到的热问题。发动机主要由进气道21、冷却液喷注器22、风扇23、压气机24、燃烧室25、涡轮26、加力燃烧室27、喷管28组成。高速空气流经过进气道21压缩，温度大幅升高。为了降低空气温度，于是通过冷却液喷注器22在气流中喷入水或者低温液氧，降温后的空气再经过风扇23和压气机24压缩，进入燃烧室25燃烧，燃气吹动涡轮26为风扇和压气机提供动力。由于涡轮叶片材料限制，燃烧室出口燃气温度不能太高，空气中的氧没有完全参与燃烧，导致发动机推力不够大。为了提高发动机推力，可以在加力燃烧室27继续喷入燃油燃烧，燃气温度压力升高后，再通过喷管28排出产生推力。从发动机的工作过程看，该方案的优点是：可以拓展传统航空发动机的速度适应范围；缺点是：需要额外的冷却液，并且冷却液在发动机工作过程中持续消耗，不能循环利用。此外，飞行器必须多带一个冷却液储箱和供应系统，导致飞行器重量、体积大幅增加，这对高超声速飞行器来说是难以承受的。

文献AIAA-2005-3419和AIAA 2012-5839报道了日本提出的一种预冷却涡轮发动机(PCTJ，Pre-Cooled Turbine Jet)。图3示出了日本PCTJ发动机的原理图。该发动机采用低温液氢作为燃料，采用氮气为液氢储箱31增压。发动机主要由进气道32、换热器33、核心机34(也就是传统的涡轮发动机，包括：压气机、燃烧室和涡轮三大部件)、加力燃烧室35、喷管36组成。液氢从高压储箱31流出后分成两部分，小部分氢燃料在核心机34内燃烧以驱动涡轮，而大部分液氢通过换热器33对空气进行冷却后，再去冷却加力燃烧室35，最后进入加力燃烧室燃烧。空气经过进气道32压缩后，通过换热器33冷却后温度下降，全部进入核心机34，经过压气机压缩后与进入核心机燃烧室的小流量氢燃烧，产生的燃气驱动涡轮后进入加力燃烧室35。由于涡轮叶片材料的耐温限制，核心机的燃烧温度不高，空气中的大部分氧还没有被消耗。因此，在加力燃烧室35内，燃气继续与经过冷却换热后变成气体的氢气燃烧，最后通过喷管36排出产生推力。该方案的特点是：发动机工作不需要额外的冷却剂，对现有的航空涡轮发动机改动不大，技术相对成熟些。但是冷却所需要的液氢流量仍然高于与空气燃烧所需要的量，影响发动机的比冲性能。此外，很重要的一点是加力燃烧室在涡轮下游，燃烧压力不高，直接影响发动机的推力大小。

通过分析比较国外几种空气预冷航空发动机方案可知，要么采用额外的冷却剂对空气进行冷却，发动机工作时需要不断消耗冷却剂，显然不实用；要么采用液氢燃料作为冷却剂，但要冷却空气和燃烧室，氢消耗量比正常燃烧所需的流量大，导致发动机的比冲性能低，经济性差。

发明内容

本发明提供了一种空气预冷压缩航空发动机，可解决现有涡扇/涡喷发动机中因风扇和压气机限制了飞行速度、涡轮限制了燃烧温度等技术难题，为未来的高超声速飞机提供一种理想的动力装置。

本发明采用的技术方案如下：

根据本发明的一个方面，提供一种空气预冷压缩航空发动机，包括依次设置的进气道、压气机、燃烧室及喷管，压气机设有为其提供驱动力的涡轮；本发明空气预冷压缩航空发动机还包括：

第一换热器，设于进气道与压气机之间，用于采用循环冷却剂对进气道导入的空气进行冷却；

冷却剂泵，具有与第一换热器连通的冷却剂出口及与第二换热器连通以回收冷却剂的冷却剂回收口；

第二换热器，利用液氢泵输出的液氢作为冷源对升温后的冷却剂进行冷却，并将冷却后的冷却剂导出至冷却剂泵以供循环使用；

液氢泵，连接第二换热器的入口，用于提供作为燃料的液氢；

喷注器，位于燃烧室的头部且与第二换热器连通，用于将经压气机压缩后的空气及经第二换热器交换热量后的氢气喷注入燃烧室内。

进一步地，第一换热器与喷管的壁面冷却通道之间经换热管道连通，冷却剂经第一换热器与空气进行热交换后，经换热管道进入喷管、燃烧室的壁面冷却通道内，对喷管及燃烧室进行冷却后转换为高温气体，高温气体经驱动管路连通涡轮且经涡轮膨胀做功后导入第二换热器。

进一步地，高温气体驱动涡轮为压气机提供动力，并带动启动发电机，启动发电机为冷却剂泵和/或液氢泵提供驱动电能。

进一步地，启动发电机经输出电能调节冷却剂泵和/或液氢泵的转速。

进一步地，启动发电机的电能输出端设有用于蓄能的蓄电池。

进一步地，液氢泵连通用于储存液氢的低温储箱。

进一步地，冷却剂泵连通用于储存定量冷却剂的储液箱。

进一步地，冷却剂为水、液态甲烷、液氦或者液氮。

进一步地，压气机的出口与喷注器之间经缩口连接。

根据本发明的另一方面，还提供一种高超声速飞机，包括上述的空气预冷压缩航空发动机。

本发明具有以下有益效果：

本发明空气预冷压缩航空发动机及高超声速飞机，通过采用液氢作为燃料，但不作为涡轮的驱动介质，也不对燃烧室进行冷却，只作为冷源对工作后温度升高的冷却剂进行冷却，因此在工作过程中不需要消耗多于燃烧所需的液氢量，发动机燃料比冲高，经济性好。本发明所采用的冷却剂实现了闭式循环，在冷却空气和发动机燃烧室后，经过和液氢换热恢复初态，在发动机工作过程中不消耗。本发明采用冷却剂对经进气道压缩后的空气进行冷却，可降低压气机的结构热负荷、并提高其压缩效率；另外，与传统涡喷发动机采用燃气驱动涡轮不同，本发明采用经热交换后的高温冷却剂来驱动涡轮，使得发动机燃烧温度不受涡轮叶片材料限制，能够充分利用空气中的氧，发动机推进效率更高。

除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照附图，对本发明作进一步详细的说明。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1是现有的日本ATREX发动机的原理示意图；

图2是现有的美国MIPCCE发动机的原理示意图；

图3是现有的日本PCTJ发动机的原理示意图；

图4是本发明优选实施例的空气预冷压缩航空发动机的原理示意图。

附图标记说明：

41、进气道；42、压气机；43、燃烧室；44、喷管；45、涡轮；

46、第一换热器；47、冷却剂泵；48、第二换热器；49、液氢泵；

50、喷注器；51、启动发电机；52、缩口；53、换热管道；54、驱动管路。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

参照图4，本发明的优选实施例提供了一种空气预冷压缩航空发动机，包括依次设置的进气道41、压气机42、燃烧室43及喷管44，压气机42设有为其提供驱动力的涡轮45；本实施例空气预冷压缩航空发动机还包括：第一换热器46，设于进气道41与压气机42之间，用于采用冷却剂对经进气道41压缩后的空气进行冷却；冷却剂泵47，具有与第一换热器46连通的冷却剂出口及与第二换热器48连通以回收冷却剂的冷却剂回收口；第二换热器48，其入口连通液氢泵49，采用液氢泵49输出的液氢作为冷源对升温后的冷却剂进行冷却，并将冷却后的冷却剂导出至冷却剂泵47以供循环使用；液氢泵49，连接第二换热器48的入口，用于提供作为燃料的液氢；喷注器50，位于压气机42与燃烧室43之间且与第二换热器48连通，用于将经压气机42压缩后的空气及经第二换热器48交换热量后的氢气喷注入燃烧室43内。

本实施例航空发动机采用液氢作为燃料，同时作为冷源。液氢经过液氢泵49增压后，进入第二换热器48，经过换热变成气体，再进入燃烧室43。由于在高超声速飞行时，空气经过进气道41压缩后温度很高，导致压气机42效率低下且结构热负荷高。本实施例采用固定量的液体冷却剂(如：水、液态甲烷、液氦或者液氮等)对进气道41后的空气进行冷却，空气经过冷却后温度大幅降低，再利用涡轮-压气机对空气进行压缩，压缩效率高并且空气压比高，可达几十个大气压。空气和氢气经喷注器50喷注入燃烧室43，在高压下进行燃烧产生高温气体，经过喷管44排出产生推力。本实施例通过采用液氢作为燃料，但不作为涡轮的驱动介质，也不对燃烧室进行冷却，只作为冷源对工作后温度升高的冷却剂进行冷却，因此在工作过程中不需要消耗多于燃烧所需的液氢量，发动机燃料比冲高，经济性好。本发明所采用的冷却剂实现了闭式循环，在冷却空气和发动机燃烧室后，经过和液氢换热恢复初态，在发动机工作过程中不消耗。本发明采用冷却剂对经进气道压缩后的空气进行冷却，可降低压气机的结构热负荷、并提高其压缩效率；另外，与传统涡喷发动机采用燃气驱动涡轮不同，本发明采用经热交换后的高温冷却剂来驱动涡轮，使得发动机燃烧温度不受涡轮叶片材料限制，能够充分利用空气中的氧，发动机推进效率更高。

优选地，本实施例中，第一换热器46与喷管44的壁面冷却通道之间经换热管道53连通，冷却剂经第一换热器46与空气进行热交换后，经换热管道53进入喷管44、燃烧室43的壁面冷却通道内，对喷管44及燃烧室43进行冷却后转换为高温气体，高温气体经驱动管路54连通涡轮45且经涡轮45膨胀做功后导入第二换热器48。更优选地，高温气体驱动涡轮45为压气机42提供动力，并带动启动发电机51发电，启动发电机51为冷却剂泵47和/或液氢泵49提供驱动电能。

本实施例航空发动机工作时，冷却剂循环过程如下：首先是冷却剂泵47在电机带动下工作，给冷却剂增压，冷却剂进入第一换热器46冷却空气，温度升高后再经换热管道53进入喷管44及燃烧室43的壁面冷却通道，对喷管44、燃烧室43进行冷却，温度进一步升高后变成高温(约800K)气体，去驱动涡轮为压气机42提供动力，并带动启动发电机51发电，启动发电机51为冷却剂泵47和液氢泵49提供电能。从涡轮出来的冷却剂进入第二换热器48中，与液氢进行热交换，冷却到常温或更低温度后，再进入冷却剂泵47，开始新一轮循环。冷却剂的功能类似空调的氟利昂，在发动机工作过程中不消耗，循环利用。

本实施例中，液氢泵49连通用于储存液氢的低温储箱。冷却剂泵47连通用于储存定量冷却剂的储液箱。优选地，压气机42的出口与喷注器50之间经缩口52连接。与传统涡喷发动机采用燃气驱动涡轮不同，由于本实施例采用高温冷却剂来驱动涡轮，使得发动机燃烧温度可以不受涡轮叶片材料限制(>2500K)，因而能够充分利用空气中的氧，发动机推进效率高。

优选地，本实施例启动发电机51经输出电能调节冷却剂泵47和/或液氢泵49的转速。由于经电能驱动液氢泵49和冷却剂泵47的泵转速，便于发动机的推力调节和控制。另外，启动发电机51同时还可作为发动机功率调节的平衡器(如涡轮功率偏低时，则发电量减少)。优选地，启动发电机51的电能输出端设有用于蓄能的蓄电池，当输出电能达到设定阈值时，则将多余的电能经蓄电池储存，进而起到调节发动机功率的目的。

根据本发明的另一方面，还提供一种高超声速飞机，包括上述实施例的空气预冷压缩航空发动机。将实验验证，本发明的航空发动机能够在宽马赫数范围(Ma0～6)工作，可解决目前的涡喷航空发动机飞行速度上限(Ma<2)问题，能够实现高超声速飞行。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种空气预冷压缩航空发动机，包括依次设置的进气道(41)、压气机(42)、燃烧室(43)及喷管(44)，所述压气机(42)设有为其提供驱动力的涡轮(45)；其特征在于，所述空气预冷压缩航空发动机还包括：

第一换热器(46)，设于所述进气道(41)与所述压气机(42)之间，用于采用循环冷却剂对所述进气道(41)导入的空气进行冷却；

冷却剂泵(47)，具有与所述第一换热器(46)连通的冷却剂出口及与第二换热器(48)连通以回收冷却剂的冷却剂回收口；

第二换热器(48)，利用液氢泵(49)输出的液氢作为冷源对升温后的冷却剂进行冷却，并将冷却后的冷却剂导出至所述冷却剂泵(47)以供循环使用；

液氢泵(49)，连接所述第二换热器(48)的入口，用于提供作为燃料的液氢；

喷注器(50)，位于所述燃烧室(43)的头部且与所述第二换热器(48)连通，用于将经所述压气机(42)压缩后的空气及经所述第二换热器(48)交换热量后的氢气喷注入所述燃烧室(43)内；

所述第一换热器(46)与所述喷管(44)的壁面冷却通道之间经换热管道(53)连通，冷却剂经所述第一换热器(46)与空气进行热交换后，经所述换热管道(53)进入所述喷管(44)、所述燃烧室(43)的壁面冷却通道内，对所述喷管(44)及所述燃烧室(43)进行冷却后转换为高温气体，所述高温气体经驱动管路(54)连通所述涡轮(45)且经所述涡轮(45)膨胀做功后导入所述第二换热器(48)。

2.根据权利要求1所述的空气预冷压缩航空发动机，其特征在于，

所述高温气体驱动所述涡轮(45)为所述压气机(42)提供动力，并带动启动发电机(51)，所述启动发电机(51)为所述冷却剂泵(47)和/或所述液氢泵(49)提供驱动电能。

3.根据权利要求2所述的空气预冷压缩航空发动机，其特征在于，

所述启动发电机(51)经输出电能调节所述冷却剂泵(47)和/或所述液氢泵(49)的转速。

4.根据权利要求3所述的空气预冷压缩航空发动机，其特征在于，

所述启动发电机(51)的电能输出端设有用于蓄能的蓄电池。

5.根据权利要求1所述的空气预冷压缩航空发动机，其特征在于，

所述液氢泵(49)连通用于储存液氢的低温储箱。

6.根据权利要求1所述的空气预冷压缩航空发动机，其特征在于，

所述冷却剂泵(47)连通用于储存定量冷却剂的储液箱。

7.根据权利要求6所述的空气预冷压缩航空发动机，其特征在于，

所述冷却剂为水、液态甲烷、液氦或者液氮。

8.根据权利要求1至7任一所述的空气预冷压缩航空发动机，其特征在于，

所述压气机(42)的出口与所述喷注器(50)之间经缩口(52)连接。

9.一种高超声速飞机，其特征在于，包括如权利要求1至8任一所述的空气预冷压缩航空发动机。