CN113653567B - 一种基于相变材料的冲压发动机舱室热调控方法及系统 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种基于相变材料的冲压发动机舱室热调控方法及系统，属于发动机舱室冷却系统领域。包括发动机进气道、膨胀涡轮、调节阀、储热系统、压气机、发动机舱、外界环境、高热结构、燃油箱、供油泵、燃油‑空气散热器、其它冷却系统和燃烧室。本发明根据不同飞行条件下燃油热沉能力的差异，选择合适的冷却流路对冲压空气进行降温；本发明引入相变储热系统作为辅助冷源，解决飞机在高马赫数条件下燃烧用油与冷却用油不匹配的矛盾，节省燃油热沉；本发明利用冲压空气对发动机舱进行冷却，冷却后的气体可用来对飞机高热结构部件进行冷却，实现热沉的充分利用。

Description

一种基于相变材料的冲压发动机舱室热调控方法及系统
技术领域
本发明属于发动机舱室冷却系统领域，具体涉及一种基于相变材料的冲压发动机舱室热管理方法及系统。
背景技术
高速飞行器对未来航空、航天、军事、经济等领域都有着重要的意义。作为高速飞行器的主要动力装置之一的冲压发动机，其舱室内布置有保证发动机正常运行的元组件，如电气系统、控制单元、作动机构等。舱室内温度过高会引起舱内元组件失效，因此为了满足高速飞行器正常工作时舱内元组件工作温度需求，需针对动力装置舱室进行冷却。动力装置舱内的冷源一般为冲压空气，然而随着飞行马赫数不断提高，来流空气温度越来越高，空气的冷却能力在不断下降，马赫5时，来流总温达到1200K，空气失去了冷却能力。高马赫长航时飞行时飞行器产生大量的热积累，这使得作为热沉的燃料承载了巨大的冷却压力，热沉能力不足越来越显著，因此需要发展新型散热技术能够有效补充燃料热沉不足的问题。
相变蓄热是依靠相变材料在相变的过程中需要吸收或者释放大量的潜热，从而实现热能的存储与释放。相变材料以其蓄热时温度波动小、储能密度高、过程容易控制等优点受到了广泛的关注。
发明内容
针对高速飞行器高马赫数飞行时热沉能力不足，冲压发动机舱急需冷却的问题，本发明提供了一种基于相变材料的冲压发动机舱室热管理方法，该方法提供了一种补充热沉，有效的解决了燃油热沉能力不足的问题。基于该目的，本发明采用的技术方案如下：
一种基于相变材料的冲压发动机舱室热调控系统，包括发动机进气道1、膨胀涡轮2、调节阀3、相变储热系统4、压气机5、发动机舱6、外界环境7、高热结构8、燃油箱9、供油泵10、燃油-空气散热器11、其它冷却系统12和燃烧室13。
所述的发动机进气道1、膨胀涡轮2、燃油-空气散热器11、压气机5、发动机舱6依次相连，相变储热系统4与燃油-空气散热器11并联，相变储热系统4、燃油-空气散热器11与膨胀涡轮2相连的管路上设置调节阀3；发动机舱6分别与外界环境7、高热结构8相连，且相连的管路上设置调节阀3；燃油箱9、供油泵10、燃油-空气散热器11、其它冷却系统12和燃烧室13依次相连。
一种基于相变材料的冲压发动机舱室热调控方法，如图1所示，从发动机进气道1引出的冲压空气首先进入膨胀涡轮2进行降温，随后打开燃油-空气散热器11流路上的调节阀3，对空气进一步降温，冷却后的气体温度若满足冲压发动机舱6的冷气温度需求，相变储热系统4流路上的调节阀3关闭，压气机5将来自燃油-空气散热器11的空气增压后流入发动机舱6；若不满足发动机舱6的冷气温度需求，相变储热系统4流路上的调节阀3打开，经相变储热系统进行降温后的空气，与来自燃油-空气散热器11降温后的空气混合后进入发动机舱6对其进行冷却，冷却后的气体视情排入外界环境7或选择对飞行器的高热结构8冷却。经过燃油-空气散热器11升温的燃油输入到其它冷却系统12，对其它冷却系统12进行降温，之后送入燃烧室13。
进一步地，所述膨胀涡轮2为制冷涡轮泵，燃油-空气散热器11为管壳式换热器。
与现有技术相比，本发明具有以下优点：
1、根据不同飞行条件下燃油热沉能力的差异，选择合适的冷却流路对冲压空气进行降温；
2、引入相变储热系统作为辅助冷源，解决飞机在高马赫数条件下燃烧用油与冷却用油不匹配的矛盾，节省燃油热沉；
3、利用冲压空气对发动机舱进行冷却，冷却后的气体可用来对飞机高热结构部件进行冷却，实现热沉的充分利用。
附图说明
图1是本发明基于相变材料的冲压发动机舱室热管理系统组成示意图；
图中，1发动机进气道，2膨胀涡轮，3调节阀，4相变储热系统，5压气机，6发动机舱，7外界环境，8高热结构，9燃油箱，10供油泵，11燃油-空气散热器，12其它冷却系统，13燃烧室。
具体实施方式
下面结合实施例以及附图对本发明作进一步描述：
一种基于相变材料的冲压发动机舱室热调控系统，包括发动机进气道1、膨胀涡轮2、调节阀3、相变储热系统4、压气机5、发动机舱6、外界环境7、高热结构8、燃油箱9、供油泵10、燃油-空气散热器11、其它冷却系统12和燃烧室13。
所述的发动机进气道1、膨胀涡轮2、燃油-空气散热器11、压气机5、发动机舱6依次相连，相变储热系统4与燃油-空气散热器11并联，相变储热系统4、燃油-空气散热器11与膨胀涡轮2相连的管路上设置调节阀3；发动机舱6分别与外界环境7、高热结构8相连，且相连的管路上设置调节阀3；燃油箱9、供油泵10、燃油-空气散热器11、其它冷却系统12和燃烧室13依次相连。
一种基于相变材料的冲压发动机舱室热调控方法，如图1所示，从发动机进气道1引出的冲压空气首先进入膨胀涡轮2进行降温，随后打开燃油-空气散热器11流路上的调节阀3，对空气进一步降温，冷却后的气体温度若满足冲压发动机舱6的冷气温度需求，相变储热系统4流路上的调节阀3关闭，压气机5将来自燃油-空气散热器11的空气增压后流入发动机舱6；若不满足发动机舱6的冷气温度需求，相变储热系统4流路上的调节阀3打开，经相变储热系统进行降温后的空气，与来自燃油-空气散热器11降温后的空气混合后进入发动机舱6对其进行冷却，冷却后的气体视情排入外界环境7或选择对飞行器的高热结构8冷却。经过燃油-空气散热器11升温的燃油输入到其它冷却系统12，对其它冷却系统12进行降温，之后送入燃烧室13。
进一步地，所述供油泵2为制冷涡轮泵，燃油-空气换热器11为管壳式换热器。

Claims (3)

1.一种基于相变材料的冲压发动机舱室热调控系统，其特征在于，包括发动机进气道（1）、膨胀涡轮（2）、调节阀（3）、相变储热系统（4）、压气机（5）、发动机舱（6）、外界环境（7）、高热结构（8）、燃油箱（9）、供油泵（10）、燃油-空气散热器（11）、其它冷却系统（12）和燃烧室（13）；
所述的发动机进气道（1）、膨胀涡轮（2）、燃油-空气散热器（11）、压气机（5）、发动机舱（6）依次相连，相变储热系统（4）与燃油-空气散热器（11）并联，相变储热系统（4）、燃油-空气散热器（11）与膨胀涡轮（2）相连的管路上设置调节阀（3）；发动机舱（6）分别与外界环境（7）、高热结构（8）相连，且相连的管路上设置调节阀（3）；燃油箱（9）、供油泵（10）、燃油-空气散热器（11）、其它冷却系统（12）和燃烧室（13）依次相连。
2.根据权利要求1所述的一种基于相变材料的冲压发动机舱室热调控系统，其特征在于，所述膨胀涡轮（2）为制冷涡轮泵，燃油-空气散热器（11）为管壳式换热器。
3.采用权利要求1-2任一所述的一种基于相变材料的冲压发动机舱室热调控系统的一种基于相变材料的冲压发动机舱室热调控方法，其特征在于，从发动机进气道（1）引出的冲压空气首先进入膨胀涡轮（2）进行降温，随后打开燃油-空气散热器（11）流路上的调节阀（3），对空气进一步降温，冷却后的气体温度若满足冲压发动机舱（6）的冷气温度需求，相变储热系统（4）流路上的调节阀（3）关闭，压气机（5）将来自燃油-空气散热器（11）的空气增压后流入发动机舱（6）；若不满足发动机舱（6）的冷气温度需求，相变储热系统（4）流路上的调节阀（3）打开，经相变储热系统进行降温后的空气，与来自燃油-空气散热器（11）降温后的空气混合后进入发动机舱（6）对其进行冷却，冷却后的气体视情排入外界环境（7）或选择对飞行器的高热结构（8）冷却；经过燃油-空气散热器（11）升温的燃油输入到其它冷却系统（12），对其它冷却系统（12）进行降温，之后送入燃烧室（13）。
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