CN112031938A - 一种引射外涵空气降低航空发动机气膜冷气温度的系统 - Google Patents
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Abstract
本发明提出了一种引射外涵空气降低航空发动机气膜冷气温度的系统，包括高压冷却工质存储容器；缓冲混合室；设于发动机外涵道壁面的抽吸口；设于缓冲混合室出口管路上的气膜冷气注入口，分别与发动机的后部热端部件的气膜冷气进口连通；引射器，其高压、低压进口和出口经管路分别与高压冷却工质存储容器、抽吸口和缓冲混合室连通，且在连通高压冷却工质存储容器出口与引射器高压进口的管路上设有调节阀和压力与温度传感器，在连通引射器低压进口与抽气口的管路上设有电磁阀；与调节阀、压力与温度传感器和温度传感器连接的第一控制器；以及与电磁阀连接的第二控制器。本发明利用引射器，仅需常温冷却工质即可实现对发动机后部热端部件的冷却降温。
Description
技术领域
本发明涉及一种航空发动机热端部件的冷却系统，特别涉及一种适用于航空发动机内热端部件的气膜冷气的降温系统。
背景技术
飞机红外隐身是未来先进航空飞行器必须要解决的问题。主要的红外信号发射源部位包括发动机的热部件、喷口的排气羽流和飞机的机身。因此，目前的主要方法是通过遮盖发动机的发热部件、冷却排气、缩小羽流及采用低辐射的表面涂层抑制红外信号。
来自飞机后端的红外信号主要由发动机的“热部件”，即喷管中心体、内壁和低压涡轮的后端面造成，这些零组件的温度在450～700℃之间。特别是在发动机处于加力状态时，加力燃烧室极大地扩大了排气羽流，排气管的温度翻倍，后机身温度大幅提升，这些影响可以使红外信号水平增大近10倍。
为了达到全频隐身的效果，四代、五代隐身战机普遍都采取了比较全面的红外隐身增强措施。如F-22隐形战机除采用较扁平的二元矩形喷口增加冷空气掺混冷却效果外，还在尾喷口结构中增加了喷口强制制冷系统(携带液氮)，可以在被红外制导导弹咬尾跟踪时，择机短时强制制冷，并结合红外诱饵和大过载规避机动迅速摆脱追踪。据分析，F-22隐形战机的尾喷口设计可以使得尾部红外辐射减弱80～90％，达到了极佳的红外隐身效果。
采用液氮冷却虽然可以迅速降低排气温度和尾喷管温度，但是由于冷源完全来自低温液氮，所需携带的质量较大，并且由于液氮处于极低温状态，存储和维护成本高。因此，亟需一种新型航空发动机内热端部件的气膜冷气的降温系统，以满足飞行器的红外隐身要求。
发明内容
针对上述问题，本发明的目的是提供一种含引射器的发动机气膜冷气的冷却降温系统及方法，具体为采用高压冷却工质作为引射器的工作流体，高压冷却工质在引射器内膨胀后形成低压、低温、超声速的流体，抽吸发动机外涵道的部分空气，在缓冲混合腔内实现减速和混合，降低所抽吸的空气温度，混合后的流体作为发动机热端部件气膜冷却的冷却流体，用于发动机热端部件的急速高效冷却，大幅降低其红外信号水平。
为实现上述目的，本发明采取以下技术方案：
本发明提出的一种引射外涵空气降低航空发动机气膜冷气温度的系统，其特征在于，包括：
高压冷却工质存储容器，设置于飞行器内部、发动机外部；
缓冲混合室，设置于飞行器内部、发动机外部；
抽吸口，开设于发动机的外涵道壁面；
气膜冷气注入口，设于所述缓冲混合室的出口管路上，该气膜冷气注入口分别与发动机的后部热端部件的气膜冷气进口连通，且在连通所述气膜冷气注入口与所述缓冲混合室出口的管路上设有温度传感器；
引射器，该引射器混合段的截面积与喉部截面积之比大于10；所述引射器的高压进口、低压进口和出口经管路分别与所述高压冷却工质存储容器、所述抽吸口和所述缓冲混合室连通，且在连通所述高压冷却工质存储容器出口与所述引射器高压进口的管路上设有第一调节阀和压力与温度传感器，在连通所述引射器低压进口与所述抽气口的管路上设有电磁阀；
第一控制器，与所述第一调节阀、所述压力与温度传感器和所述温度传感器电连接，用于根据各传感器的测量值控制所述第一调节阀的开度；
第二控制器，与所述电磁阀电连接，用于控制所述电磁阀的开关。
进一步地，所述第一控制器根据各传感器的测量值控制所述第一调节阀开度的具体过程如下：
设所述缓冲混合室出口的温度阈值为T0和所述引射器喉部的工作流质量流量阈值为G0；首先判断所述第一调节阀的调节方向：若测量的所述温度传感器测量的温度高于T0，则增大所述第一调节阀的开度，否则减小所述第一调节阀的开度；进一步判断所述第一调节阀开度的调节大小：利用所述压力与温度传感器测量得到进入所述引射器的流体压力和温度，由公式(1)～(3)计算所述引射器喉部的工作流质量流量，记为G1：
ht＝hp-ηis,n(hp-ht,is) (2)
G1＝AtρtVt (3)
其中，hp为所述引射器喉部工作流体的焓值参数；ht为所述引射器喷嘴的喉部流体的焓值；ht,is为等熵过程下所述引射器喉部流体的焓值；ηis,n为所述引射器喷嘴的等熵效率；At和ρt分别是所述引射器喉部的截面积和流体密度；Vt为所述引射器喉部流体的速度；
计算引射器喉部的工作流质量流量G1与设定的引射器喉部的工作流质量流量阈值G0的偏差，第一调节阀开度的调节量与该偏差成正比。
本发明由于采取以上技术方案，其具有以下优点：1、本发明采用引射器来抽吸发动机外涵道内的空气，与高压冷却工质在引射器内膨胀形成的低温工质相混合，获得一股温度低于外涵道空气温度的混合流体，为发动机中心锥、加力燃烧室、尾喷管等后部热端部件的气膜冷却提供冷气，迅速降低部件表面温度，降低红外信号水平。2、本发明利用引射器对高压冷却工质进行节流降温，结合节流降温效应强的冷却工质，因此，系统只需常温冷却工质，而不需要类似F22一样需要携带极低温液氮。
附图说明
图1是本发明实施例一的结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明进行详细的描述。然而应当理解，附图的提供仅为了更好地理解本发明，它们不应该理解成对本发明的限制。
本发明实施例的一种引射外涵空气降低航空发动机气膜冷气温度的系统，其结构参见图1，该系统包括：
高压冷却工质存储容器1，设置于飞行器(该飞行器在图中未示意出)内部和发动机12外部。
缓冲混合室6，该缓冲混合室6设于飞行器内部、发动机12外部。
抽吸口7，该抽吸口7开设于发动机12的外涵道壁面13。
气膜冷气注入口11，设于缓冲混合室6的出口管路上，该气膜冷气注入口11分别与发动机12的中心锥18、加力燃烧室壁面19(加力燃烧室24内的压气机22和涡轮机23均为产热部件)和尾喷管壁面20等后部热端部件的气膜冷气进口连通，且在连通气膜冷气注入口11与缓冲混合室6出口的管路上设有温度传感器10。
引射器5，该引射器5的混合段的截面积与喉部截面积之比大于10；引射器5的高压进口、低压进口和出口经管路分别与高压冷却工质存储容器1、抽吸口7和缓冲混合室6连通，且在连通高压冷却工质存储容器1出口与引射器5高压进口的管路上设有调节阀4和压力与温度传感器2，在连通引射器5低压进口与抽气口7的管路上设有电磁阀8。
第一控制器3，与调节阀4、压力与温度传感器2和温度传感器10电连接，用于根据各传感器的测量值控制调节阀4的开度，具体为：
设缓冲混合室6出口的温度阈值为T0(T0一般取30℃)和引射器5喉部的工作流质量流量阈值为G0(G0根据发动机的热端部件的热负荷来确定)。首先判断调节阀4的调节方向：如果测量的温度传感器10的温度高于T0，则增大调节阀4的开度，否则减小调节阀4的开度。进一步判断调节阀4开度的调节大小：利用压力与温度传感器2测量得到进入引射器5的流体压力和温度，由公式(1)～(3)计算引射器5喉部的工作流质量流量，记为G1：
ht＝hp-ηis,n(hp-ht,is) (2)
G1＝AtρtVt (3)
其中，hp为引射器5喉部工作流体的焓值参数，ht为引射器喷嘴的喉部流体的焓值，ht,is为等熵过程下引射器喉部流体的焓值，hp,ht,ht,is均根据压力与温度传感器2测量的压力和温度确定。ηis,n为引射器喷嘴的等熵效率。At和ρt分别是引射器喉部的截面积和流体密度。Vt为引射器喉部流体的速度。ηis,n与冷却工质和引射器结构相关，一般可取0.9。
计算引射器5喉部的工作流质量流量G1与设定的工作流质量流量阈值G0的偏差，调节阀4开度的调节量与该偏差成正比，即引射器5的工作流质量流量G1与设定的工作流质量流量阈值G0的偏差越大，调节阀4的开度越大，引射器5的工作流质量流量G1与设定的工作流质量流量阈值G0的偏差越小，调节阀4的开度越小。
第二控制器9，与电磁阀8电连接，用于控制电磁阀8的开关。
进一步地，在气膜冷气注入口11与发动机12的中心锥18、加力燃烧室壁面19和尾喷管壁面20等后部热端部件的气膜冷气进口连通的管路上分别设有调节阀(15、16、17)，用于调节3个支路的流体流量，以分别满足3个部位的冷却需求。调节阀15、16和17由发动机12内的控制器(该控制器为发动机内自带的控制器)根据后部热端部件的冷却需求控制。
本发明实施例中各组成部件的具体实现方式和功能分别如下：
高压冷却工质存储容器1，选用耐高压的不锈钢材质制成，该高压冷却工质存储容器1内存储有高压冷却工质，高压冷却工质优选节流降温效应强的工质，即该工质的焦耳-汤姆逊系数μ大于0，如二氧化碳。工质的焦耳-汤姆逊系数μ按照以下公式计算：
式中，T为工质的温度，P为工质的压力，H为工质的热焓值。
引射器5，利用高压冷却工质存储容器1提供的高压工质来抽吸抽气口7处的低压二次流，该低压二次流来自发动机12的外涵道内空气14，如图1中黑色箭头所示，图1中灰色箭头所示为内涵道内空气21。引射器5应选用大引射比(低压二次流的质量流量除以高压工作流体的质量流量大于1)、低增压比(引射器出口压力除以二次流的流体压力小于1.05)的引射器，最大特征是混合段的截面积与喉部截面积之比相较常规其他领域的引射器要大。
缓冲混合室6，用于对引射器5出口的流体进行进一步的减速和混合，缓冲混合室6优先选择两头收缩的圆柱状腔体，中间截面积大，便于流体充分混合。
对于各调节阀，调节阀4通过第一控制器3调节开度来控制进入引射器5的流体质量流量。调节阀15通过调节开度来控制进入中心锥18的流体质量流量。调节阀16通过调节开度来控制进入加力燃烧室壁面19的流体质量流量。调节阀17通过调节开度来控制进入尾喷管壁面20的流体质量流量。
电磁阀8通过第二控制器9控制打开或关闭抽吸口7与引射器5低压进口的管路。
压力与温度传感器2用于测量进入引射器5的流体的压力和温度。
温度传感器10用于测量引射器5出口的流体的温度。
本发明系统的工作过程如下：
1)正常情况下，调节阀4和电磁阀8同时关闭，本系统不工作；当需摆脱雷达追踪时，调节阀4和电磁阀8同时打开，冷却降温系统开始工作，迅速降低红外信号水平。
2)系统工作时，通过压力与温度传感器2测量高压冷却工质存储容器1出口的流体压力和温度，以及通过温度传感器10测量缓冲混合室6出口的流体温度，作为第一控制器3的输入信号，来确定调节调节阀4的开度，电磁阀8保持开启状态；
根据发动机的冷却要求，利用发动机自身测量和控制系统，向调节阀15、16和17输入控制信号，用于控制调节阀15、16和17的开度，进而控制流入发动机12的中心锥18、加力燃烧室壁面19和尾喷管壁面20的气膜冷却入口的冷却流体的流量。
3)根据步骤2)中确定的调节阀4的开度，高压冷却工质存储容器1中的高压冷却工质进入引射器5，该高压冷却工质作为引射器5的工作流体，通过抽吸口7抽吸来自发动机的外涵道内空气14，该外涵道内空气作为引射器5内的低压二次流；外涵道内空气14和低压二次流在引射器5内进行初次混合；
4)在引射器5内初次混合后的流体从引射器5的出口流入缓冲混合室6，流速降低并进一步混合；
5)缓冲混合室6流出后的流体经调节阀15、16和17后分别到达发动机12的中心锥18、加力燃烧室壁面19、尾喷管壁面20等后部热端部件的气膜冷气进口，并在上述部件表面形成冷却气膜；
6)雷达追踪过程中，不断重复上述步骤2)～5)，直至待检测到雷达追踪结束后，同时关闭调节阀4和电磁阀8。
以下为本发明的具体应用实例：
冷却工质采用二氧化碳，状态为：压力>10MPa；温度为常温。
引射器5喉部直径为2.9mm，等面积混合段直径30mm。
外涵道空气压力0.2MPa，温度160℃。
开启调节阀4和电磁阀8，并调节调节阀4的开度，保持进入引射器5的主流压力为7MPa。
通过理论分析计算可以得到二氧化碳的质量流量为0.2kg/s，引射流的质量流量为0.4kg/s，缓冲混合室6出口的质量流量为0.6kg/s，温度降为30℃。可以看出，相比现有的常规方案，本发明用于发动机后部的气膜冷却的冷气温度降低了130℃，可以显著降低发动机后部热部件的表面温度，进而减少红外信号水平。
以上示意性地对本发明及其实施方式进行了描述，该描述没有限制性，附图中所示的也只是本发明的实施方式之一，实际并不局限于此。所以，如果本领域的普通技术人员受其启示，在不脱离本发明创造宗旨的情况下，不经创造性地设计出与该技术方案相似的方式及实施例，均应属于本发明的保护范围。
Claims (6)
1.一种引射外涵空气降低航空发动机气膜冷气温度的系统，其特征在于，包括：
高压冷却工质存储容器，设置于飞行器内部、发动机外部；
缓冲混合室，设置于飞行器内部、发动机外部；
抽吸口，开设于发动机的外涵道壁面；
气膜冷气注入口，设于所述缓冲混合室的出口管路上，该气膜冷气注入口分别与发动机的后部热端部件的气膜冷气进口连通，且在连通所述气膜冷气注入口与所述缓冲混合室出口的管路上设有温度传感器；
引射器，该引射器混合段的截面积与喉部截面积之比大于10；所述引射器的高压进口、低压进口和出口经管路分别与所述高压冷却工质存储容器、所述抽吸口和所述缓冲混合室连通，且在连通所述高压冷却工质存储容器出口与所述引射器高压进口的管路上设有第一调节阀和压力与温度传感器，在连通所述引射器低压进口与所述抽气口的管路上设有电磁阀；
第一控制器，与所述第一调节阀、所述压力与温度传感器和所述温度传感器电连接，用于根据各传感器的测量值控制所述第一调节阀的开度；
第二控制器，与所述电磁阀电连接，用于控制所述电磁阀的开关。
2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述第一控制器根据各传感器的测量值控制所述第一调节阀开度的具体过程如下：
设所述缓冲混合室出口的温度阈值为T0和所述引射器喉部的工作流质量流量阈值为G0；首先判断所述第一调节阀的调节方向：若测量的所述温度传感器测量的温度高于T0，则增大所述第一调节阀的开度，否则减小所述第一调节阀的开度；进一步判断所述第一调节阀开度的调节大小：利用所述压力与温度传感器测量得到进入所述引射器的流体压力和温度，由公式(1)～(3)计算所述引射器喉部的工作流质量流量，记为G1：
ht＝hp-ηis,n(hp-ht,is) (2)
G1＝AtρtVt (3)
其中，hp为所述引射器喉部工作流体的焓值参数；ht为所述引射器喷嘴的喉部流体的焓值；ht,is为等熵过程下所述引射器喉部流体的焓值；ηis,n为所述引射器喷嘴的等熵效率；At和ρt分别是所述引射器喉部的截面积和流体密度；Vt为所述引射器喉部流体的速度；
计算引射器喉部的工作流质量流量G1与设定的引射器喉部的工作流质量流量阈值G0的偏差，第一调节阀开度的调节量与该偏差成正比。
3.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，在所述气膜冷气注入口与发动机的各后部热端部件的气膜冷气进口连通的管路上分别设有第二调节阀。
4.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述引射器的低压二次流的质量流量除以高压工作流体的质量流量大于1，且所述引射器出口压力除以二次流的流体压力小于1.05。
5.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述缓冲混合室为两头收缩的圆柱状腔体。
6.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述高压冷却工质存储容器内存储有焦耳-汤姆逊系数大于0高压冷却工质。
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- 2020-08-18 CN CN202010831075.XA patent/CN112031938B/zh active Active
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