CN113153537B - 一种应用于高超声速飞机的三轮冷却-制冷循环冷却系统 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种应用于高超声速飞机的三轮冷却‑制冷循环冷却系统，涉及高超声速飞机领域。系统包括两个空气涡轮、压气机、蒸发器、压缩机、冷凝器、节流阀以及两组燃油‑空气换热器。空气涡轮主要用于发电与降低空气热沉温度，与燃油‑空气换热器、制冷循环组合构成多级冷却系统，空气涡轮发出的电能部分用于制冷循环，其余用于电子器件的使用，使经过涡轮的冷却空气再冷获得更低的温度，从而足以冷却电子器件以及供给座舱。解决高超声速飞机高马赫数飞行条件下，外部空气温度过高无法再用作冷源的问题。本发明利用飞行器自身所带的燃油，基于空气涡轮与压气机，建立多级冷却系统，解决了高超声速飞机热管理的问题。

Description

一种应用于高超声速飞机的三轮冷却-制冷循环冷却系统

技术领域

本发明涉及一种应用于高超声速飞机的三轮冷却-制冷循环冷却系统，属于高超声速飞 机技术领域。

背景技术

高超声速飞机已经成为航空航天领域的研究焦点。随着航空航天技术的迅猛发展，新 一代飞行器具有高热流密度的电子元件，并且朝着小型紧凑的方向发展，液冷散热器或者 其他复杂形势冷却方式的应用受限，虽然风冷冷却效率较低，但可靠性高，可解决复杂环 境的散热问题。加之动力供给系统、液压元件、电源系统等产生的热负荷，导致飞行器热 设计与热管理面临更大的挑战。目前飞行器设计逐渐朝着综合化、紧凑化的方向发展，大 量的发热设备组合封装在狭小的空间中，这种情况下，冷却管路无法直接进入，只能利用 空气冷却。此外，基于降低重量的目的，导热系数低的复合材料通常被用作飞行器表面材 料；为了隐身及减阻的需要，飞机要尽可能减少外表面开口数量和面积，这些因素都限制 了飞行器外表面与外界空气对流进行散热的能力。更为重要的是超声速飞行过程中，冲压 空气的滞止温度很高，降低了外界空气的热沉能力，空气热沉高达1000K以上无法直接利 用对电子设备进行冷却，综上所述，面对高热负荷的飞行器冷却问题，如何获取低温空气 热沉是高超声速飞机的关键热防护问题。

对低速飞机来说，外界来流温度较低，可直接或间接地作为电子部件的热沉。高超飞 行器与之不同的是，来流空气总温与飞行马赫数正相关，温度骤升导致冷却电子器件的能 力降低。许多高超声速飞机携带地面的热沉(例如水)为机载电子元件冷却，虽然确实可以保证设备的稳定工作，但随之而来的质量惩罚问题不能忽略，此外，高温来流空气引起的气动加热导致电子器件的热环境恶劣，仅依靠简单的燃油换热难以满足巨大的热沉缺口。

发明内容

本发明为了解决上述背景技术中提到的飞行器高马赫飞行时的空气热沉的技术问题， 提出一种应用于高超声速飞机的三轮冷却-制冷循环冷却系统，基于燃油冷却的空气涡轮建 立了三轮冷却-制冷循环多级冷却系统，为高超声速飞机提供空气热沉。

本发明提出一种应用于高超声速飞机的三轮冷却-制冷循环冷却系统，包括动力涡轮、 冷却涡轮、压气机，蒸发器、压缩机、冷凝器、节流阀、一级燃油-空气换热器和二级燃油 -空气换热器，

从发动机中引气并通入动力涡轮，动力涡轮出口与一级燃油-空气换热器进口相连， 一级燃油-空气换热器出口与压气机进口连接，空气自压气机流出后进入二级燃油-空气换 热器，在二级燃油-空气换热器中降低压气机引起的的空气温升后进入冷却涡轮，冷却涡轮 的出口与制冷系统中蒸发器热流体侧进口相连接，最后经过冷却的空气进入设备舱或者座 舱，蒸发器工质侧入口连接节流阀出口，蒸发器工质侧出口与压缩机进口相连，压缩机出 口连接冷凝器工质侧进口，冷凝器工质侧出口连接节流阀进口；燃油进口与冷凝器进口相 连接，冷凝器出口与一级燃油-空气换热器入口相连接，一级燃油-空气换热器出口与二级 燃油-空气换热器进口相连接，吸收热量后进入燃烧室或者再生冷却通道入口，实现燃油热 沉的梯级利用。

优选地，根据飞行器外界空气温度，选择有机工质作为制冷循环的工作流体。

优选地，所述循环工质为苯。

优选地，有机工质在蒸发器中吸收空气的热量发生相变，之后在压缩机中有机工质蒸 气经过压缩成为高温高压气体，之后在冷凝器中与升温后的燃油换热，有机工质蒸气凝结 成为液体，经过节流阀后进入蒸发器再次循环。

优选地，所述动力涡轮同轴带动压气机，多余轴功供给压缩机，冷却涡轮做功产生的 电能供给电子器件和压缩机。

本发明所述的应用于高超声速飞机的三轮冷却-制冷循环冷却系统的有益效果为：

本发明利用三轮冷却以及制冷循环系统，将高马赫数飞行条件下的高温高压空气热沉 变为可冷却电子设备的水平，此系统无需飞行器提供电能，两个涡轮提供压气机和压缩机 所需能耗，在解决飞行器空气热沉问题的同时又节约飞行器的能耗，同时解决了电子设备 冷却的问题。

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为本发明所述的一种基于三轮冷却-制冷循环多级冷却的高超声速飞机空气冷却 系统的结构示意图；

其中，1-动力涡轮，2-压气机，3-冷却涡轮，4-蒸发器，5-压缩机，6-冷凝器，7-节流阀，8-一级燃油-空气换热器，9-二级燃油-空气换热器。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明：

具体实施方式一：参见图1说明本实施方式。本实施方式所述的应用于高超声速飞机 的三轮冷却-制冷循环冷却系统，包括动力涡轮1、冷却涡轮3、压气机2，蒸发器4、压缩机5、冷凝器6、节流阀7、一级燃油-空气换热器8和二级燃油-空气换热器9，从发动机 中引气并通入动力涡轮1，动力涡轮1出口与一级燃油-空气换热器8进口相连，一级燃油 -空气换热器8出口与压气机2进口连接，空气自压气机2流出后进入二级燃油-空气换热 器9，在二级燃油-空气换热器9中降低压气机2引起的空气温升后进入冷却涡轮3，冷却 涡轮3的出口与制冷系统中蒸发器4热流体侧进口相连接，最后经过冷却的空气进入设备 舱或者座舱，蒸发器4工质侧入口连接节流阀7出口，蒸发器4工质侧出口与压缩机5进 口相连，压缩机5出口连接冷凝器6工质侧进口，冷凝器6工质侧出口连接节流阀7进口； 燃油进口与冷凝器6进口相连接，冷凝器6出口与一级燃油-空气换热器8入口相连接，一 级燃油-空气换热器8出口与二级燃油-空气换热器9进口相连接，吸收热量后进入燃烧室 或者再生冷却通道入口，实现燃油热沉的梯级利用。

根据飞行器外界空气温度，选择有机工质作为制冷循环的工作流体。所述有机工质为 苯。

有机工质在蒸发器4中吸收空气的热量发生相变，之后在压缩机5中有机工质蒸气经 过压缩成为高温高压气体，之后在冷凝器6中与升温后的燃油换热，有机工质蒸气凝结成 为液体，经过节流阀7后进入蒸发器4再次循环。

所述动力涡轮1同轴带动压气机2，多余轴功供给压缩机5，冷却涡轮3做功产生的电 能供给电子器件和压缩机5。

从发动机中引气并通入与动力涡轮1，动力涡轮1出口与一级燃油-空气换热器8进口相连，一级燃油-空气换热器8出口与压气机2进口连接，空气自压气机2流出后进入二 级燃油-空气换热器9，在降低压气机2的温升后进入冷却涡轮3，冷却涡轮3的出口与制 冷系统中蒸发器4热流体侧进口相连接，最后经过冷却的空气进入设备舱或者座舱。蒸发 器4工质侧入口连接节流阀7出口，蒸发器4工质侧出口与压缩机5进口相连，压缩机5 出口连接冷凝器6工质侧进口，冷凝器6工质侧出口连接节流阀7进口；燃油进口与冷凝 器进口相连接，冷凝器6出口与一级燃油-空气换热器8入口相连接，一级燃油-空气换热 器8出口与二级燃油-空气换热器9进口相连接，吸收热量后进入燃烧室或者再生冷却通道 入口，实现燃油热沉的梯级利用。动力涡轮1膨胀做功产生轴功，带动压气机2和起动发 电机工作。起动发电机通过发电产生电能来驱动主发动机工作，冷却涡轮3中的空气膨胀 实现大幅度降温。

根据飞行器外界空气温度，选择合适的有机工质作为制冷循环的工作流体，选择苯作 为循环工质，苯在蒸发器4中吸收空气的热量发生相变，之后在压缩机5中苯蒸气经过压 缩成为高温高压气体，之后在冷凝器6中与升温后的燃油换热，苯蒸气凝结成为液体，经过节流7后进入蒸发器4再次循环。制冷循环可以将经过涡轮冷却空气的热量逆向传递给燃油，提高空气的冷却能力。

三轮冷却的原理是：三轮冷却指的是动力涡轮+压气机+冷却涡轮三个部件组成的系 统，因为是三个转动部件，所以说成三轮。从发动机中抽取高温空气进入动力涡轮1膨胀作功发电并降低温度，在一级燃油-空气换热器8中，将空气热量传递给燃油，然后空气进入压气机2升压，后利用二级燃油-空气换热器9补偿空气在压气机2的温升，最后空气经 过冷却涡轮3再次冷却，完成空气冷却；经过三轮冷却的空气进入压缩制冷系统，再次将 空气中的热量逆向传递至燃油，使空气进一步降温成为可利用热沉。

所述的三轮冷却-制冷循环多级冷却系统可分为三个流路：

空气流路：从发动机取气通入动力涡轮1入口，动力涡轮1出口与一级燃油-空气换热 器8进口相连，一级燃油-空气换热器8出口与压气机2进口连接，从压气机2流出后直接进入二级燃油-空气换热器9，在降低压气机2的温升后进入冷却涡轮3，冷却涡轮3的出 口直接与制冷系统中蒸发器4热流体侧进口相连接，最后经过冷却的空气进入设备舱或者 座舱。

循环工质环路：蒸发器4工质侧出口连接压缩机5入口，压缩机5出口连接冷凝器6工质侧入口，冷凝器6工质侧出口连接节流阀7入口，节流阀7出口连接蒸发器4工质侧 入口。

燃油通路：燃油进口与二级燃油-空气换热器9进口相连接，二级燃油-空气换热器9 出口与一级燃油-空气换热器8进口相连接，一级燃油-空气换热器8进口与冷凝器6的冷流体侧进口相连接，冷凝器6冷流体出口连接燃烧室进口或燃烧室壁面再生冷却通道入口。

所述的基于三轮冷却-制冷循环多级冷却的高超声速飞机空气冷却系统的工作原理为：

从发动机引高温高压气体，进入第一空气涡轮1做功发电后，温度降低，但是无法直 接冷却电子设备，只有通过三轮冷却和燃油-空气换热器将空气温度大幅降低，此时的燃油 温度已经高于或接近空气温度，无法继续冷却空气。制冷循环的引入可以持续将空气热量 传递至燃油，提高燃油冷却空气热沉的能力，实现逆向传热的目的。制冷剂在蒸发器4中 吸热后经过压缩机5压缩，压缩后的制冷剂在冷凝器6中冷凝，进而低温高压的制冷剂通过节流阀7大大降温，进而进入蒸发器4吸热，构成一个封闭的制冷循环。燃油作为制冷 循环的冷源，在冷凝器6中吸收制冷剂的热量。

冷凝器6、一级燃油-空气换热器8和二级燃油-空气换热器9的布置方式依据梯级能源 利用的原则，因为当空气在经过三轮冷却后温度大幅度降低，再进一步地冷却就存在冷源 选择的问题，所以当燃油温度较低时，首先流过冷凝器6，保证冷凝器冷凝温度较低，使 制冷循环可以正常工作。

本发明所述的三轮冷却-制冷循环多级冷却系统解决了飞行器在高马赫数飞行条件下 的空气热沉不足问题，使得高超飞行器中的电子器件在高马赫数的恶劣热环境下能够正常 工作。利用燃油以及三轮冷却作为系统的冷源，构建多级冷却循环框架，在无携带冷源以 及无需飞行器提供额外动力的条件下，实现电子设备的冷却，并且根据不同的飞行任务调 节系统的制冷效果。

对于电子设备的冷却，热沉温度需要在300K左右，本发明的三轮冷却可将温度空气 从1500K降低至800K，但是三轮冷却系统面对高热负荷的散热不能直接将空气降低至冷却电子器件的水平，燃油-空气换热器的引进可以进一步降低空气温度，使其温度进一步降低为400K左右，最后通过制冷循环系统将空气的热量传递给高温燃油，使得空气达到可 冷却电子设备的水平。

此外，三轮冷却-制冷循环多级冷却系统无需飞行器额外提供电能，两个涡轮提供整个 系统所需动力，空动力轮1为压气机以及制冷系统里的压缩机5提供动力，冷却涡轮3和 动力涡轮1为电子设备提供运行过程中的能量。

以上所述的具体实施例，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说 明。所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，还可 以是上述各个实施方式记载的特征的合理组合，凡在本发明精神和原则之内，所做的任何 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 (5)

1.一种应用于高超声速飞机的三轮冷却-制冷循环冷却系统，其特征在于，包括动力涡轮(1)、冷却涡轮(3)、压气机(2)，蒸发器(4)、压缩机(5)、冷凝器(6)、节流阀(7)、一级燃油-空气换热器(8)和二级燃油-空气换热器(9)，

从发动机中引气并通入动力涡轮(1)，动力涡轮(1)出口与一级燃油-空气换热器(8)进口相连，一级燃油-空气换热器(8)出口与压气机(2)进口连接，空气自压气机(2)流出后进入二级燃油-空气换热器(9)，在二级燃油-空气换热器(9)中降低压气机(2)引起的空气温升后进入冷却涡轮(3)，冷却涡轮(3)的出口与制冷系统中蒸发器(4)热流体侧进口相连接，最后经过冷却的空气进入设备舱或者座舱，蒸发器(4)工质侧入口连接节流阀(7)出口，蒸发器(4)工质侧出口与压缩机(5)进口相连，压缩机(5)出口连接冷凝器(6)工质侧进口，冷凝器(6)工质侧出口连接节流阀(7)进口；燃油进口与冷凝器(6)进口相连接，冷凝器(6)出口与一级燃油-空气换热器(8)入口相连接，一级燃油-空气换热器(8)出口与二级燃油-空气换热器(9)进口相连接，吸收热量后进入燃烧室或者再生冷却通道入口，实现燃油热沉的梯级利用。

2.根据权利要求1所述的一种应用于高超声速飞机的三轮冷却-制冷循环冷却系统，其特征在于，根据飞行器外界空气温度，选择有机工质作为制冷循环的工作流体。

3.根据权利要求2所述的一种应用于高超声速飞机的三轮冷却-制冷循环冷却系统，其特征在于，所述有机工质为苯。

4.根据权利要求2所述的一种应用于高超声速飞机的三轮冷却-制冷循环冷却系统，其特征在于，有机工质在蒸发器(4)中吸收空气的热量发生相变，之后在压缩机(5)中有机工质蒸气经过压缩成为高温高压气体，之后在冷凝器(6)中与升温后的燃油换热，有机工质蒸气凝结成为液体，经过节流阀(7)后进入蒸发器(4)再次循环。

5.根据权利要求1所述的一种应用于高超声速飞机的三轮冷却-制冷循环冷却系统，其特征在于，所述动力涡轮(1)同轴带动压气机(2)，多余轴功供给压缩机(5)，冷却涡轮(3)做功产生的电能供给电子器件和压缩机(5)。

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