CN114109609B - 一种高效混合冷却的发动机后向隐身结构 - Google Patents
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Abstract
本申请涉及航空发动机领域，为一种高效混合冷却的发动机后向隐身结构，通过设置超临界介质冷却结构，将超临界介质喷出装置喷出的超临界冷却介质通过喷射转接段进行接收，通过超临界介质引气结构进入到涡轮支板内对涡轮进行冷却，而后再通过涡轮支板进入到加力内锥体内对加力内锥体进行冷却；并且在加力内锥体的外表面上设置气膜冷却孔，超临界冷却介质从气膜冷却孔内流出对火焰稳定器进行冷却，由于超临界冷却介质为相变冷却介质，能够以较小的流量对涡轮支板、加力内锥体和火焰稳定器提供的更大的冷却效果，解决了发动机后向涡轮、加力等部件有效外涵冷气量下冷却效率低的技术问题。
Description
技术领域
本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种高效混合冷却的发动机后向隐身结构。
背景技术
随着新一代先进战斗机对航空发动机性能要求的不断提高，使涡轮前温度在持续升高，显著增加了发动机各部件的热负荷程度，目前国内发动机后向涡轮、加力等部件大多采用外涵气体冷却，但随着发动机大推力、低耗油率等高性能提升，冷气用量不断减少，冷却效率低，且在有限的外涵冷却气量无法实现加力内锥体等高温部件的大面积温降要求，导致发动机正后向0度方位角上红外隐身信号偏大，为解决此技术问题，亟需研究一种全新高效冷却的发动机后向隐身结构。
发明内容
本申请的目的是提供了一种高效混合冷却的发动机后向隐身结构，以解决现有技术中涡轮、加力部件的冷却效率低的问题。
本申请的技术方案是：一种高效混合冷却的发动机后向隐身结构，包括外涵冷却结构、主燃气通道结构；所述主燃气通道结构包括与航空发动机中心线同轴设置的加力内锥体、涡轮支板、波瓣混合器内壁、火焰稳定器和加力隔热屏内壁，所述外涵冷却结构包括与发动机同轴设于涡轮支板外侧的筒体、波瓣混合器外壁、加力隔热屏外壁、涡轮外涵机匣、混合器外涵筒体和加力外涵筒体，所述主燃气通道结构、主燃气通道结构与外涵冷却结构之间设有超临界介质冷却结构，所述超临界介质引气结构连接于喷射转接段与涡轮支板之间，所述喷射转接段与超临界介质喷出装置相连并能够引入超临界冷却介质，所述超临界介质引气结构连接于喷射转接段与涡轮支板之间，所述涡轮支板的径向板体上开设有与加力内锥体和超临界介质引气结构连通的通道，所述加力内锥体的外表面上开设有均匀布置的气膜冷却孔。
优选地，所述超临界介质引气结构包括环腔集气环、引气喷射环和引气漏斗，所述环腔集气环与加力内锥体同轴设置并且其与喷射转接段相连，所述引气喷射环共有多组并呈圆周状均匀间隔连接于环腔集气环的内侧，所述引气漏斗共有多组并与引气喷射环对应设置，所述引气漏斗的入口端与引气漏斗连通、出口端与涡轮支板的内部通道连通。
优选地，所述喷射转接段和环腔集气环均设于筒体隔热屏上，所述引气喷射环与筒体隔热屏相连，所述引气喷射环呈L形并且入口一侧沿着发动机中心线的径向与筒体隔热屏相连、出口一侧沿着发动机的轴向设置。
优选地，所述引气漏斗与引气喷射环的出口一侧互不接触，所述引气漏斗入口处与引气喷射环的出口一侧同轴设置并且引气漏斗入口处的直径大于引气喷射环出口一侧的直径，所述引气漏斗的入口朝向外涵冷却气来流方向设置。
优选地，所述涡轮支板包括外环板、内环板和设于外环板与内环板之间的支板，所述外环板与引气漏斗焊接配合，所述内环板与加力内锥体相连，所述支板内、内环板与外环板与支板的对应位置开设有供超临界冷却介质流通的通道。
优选地，所述加力内锥体包括安装段与冷却段，所述安装段与内环板固定连接，所述安装段上开设有与内环板内部通道连通的冷却槽，所述冷却段上开设所述气膜冷却孔。
优选地，所述超临界冷却介质为CO2、液氮。
优选地，所述外涵冷却结构还包括与筒体隔热屏同轴设置的混合器外涵筒体和加力外涵筒体；所述主燃气通道结构还包括波瓣混合器、加力隔热屏和火焰稳定器，所述波瓣混合器与涡轮支板同轴连接，所述加力隔热屏与波瓣混合器远离涡轮支板的一侧同轴连接，所述火焰稳定器设于加力隔热屏内，所述混合器外涵筒体与筒体隔热屏同轴连接并且筒体隔热屏同轴相连并且混合器外涵筒体设于波瓣混合器的外侧，所述加力外涵筒体与混合器外涵筒体远离筒体隔热屏的一侧同轴连接并且加力外涵筒体设于加力隔热屏的外侧。
优选地，所述加力外涵筒体与加力隔热屏之间连接有安装座，所述安装座的另一端与火焰稳定器固定连接。
本申请的一种高效混合冷却的发动机后向隐身结构，通过设置超临界介质冷却结构，将超临界介质喷出装置喷出的超临界冷却介质通过喷射转接段进行接收，通过超临界介质引气结构进入到涡轮支板内对涡轮进行冷却，而后再通过涡轮支板进入到加力内锥体内对加力内锥体进行冷却；并且在加力内锥体的外表面上设置气膜冷却孔，超临界冷却介质从气膜冷却孔内流出对火焰稳定器进行冷却，由于超临界冷却介质为相变冷却介质，能够以较小的流量对涡轮支板、加力内锥体和火焰稳定器提供的更大的冷却效果，解决了发动机后向涡轮、加力等部件有效外涵冷气量下冷却效率低的技术问题。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请发动机后向整体结构示意图；
图2为本申请凸显涡轮外涵筒体内侧结构的示意图；
图3为本申请凸显涡轮外涵筒体外侧结构的示意图。
1、筒体隔热屏；2、环腔集气环；3、喷射转接段；4、引气喷射环；5、引气漏斗；6、涡轮支板；7、混合器外涵筒体；8、波瓣混合器；9、加力内锥体；10、加力外涵筒体；11、加力隔热屏；12、安装座；13、火焰稳定器；14、冷却槽。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
一种高效混合冷却的发动机后向隐身结构，由于现有的外涵冷却方式无法满足发动机性能提升、冷气用量减少所造成的冷却能力不足的问题，本发明引入超临界冷却介质至主燃气通道内，使得主燃气通道内的高温部件能够得到有效冷却。
如图1-3所示，具体包括外涵冷却结构、主燃气通道结构和超临界介质冷却结构，外涵冷却结构用于形成外涵冷却气流通的通道，主燃气通道结构用于形成高温燃气流通的通道，超临界介质冷却结构用于形成超临界冷却介质流通的通道。
外涵冷却结构包括同轴依次螺栓连接并沿着航空发动机中心线(以下简称中轴线)的与发动机同轴设于涡轮支板6外侧的筒体、波瓣混合器8外壁、加力隔热屏11外壁、涡轮外涵机匣、混合器外涵筒体7和加力外涵筒体10；主燃气通道结构包括与航空发动机中心线同轴设置的加力内锥体9、涡轮支板6、波瓣混合器8内壁、火焰稳定器13和加力隔热屏11内壁。涡轮支板6设于筒体隔热屏1内侧，波瓣混合器8设于混合器外涵筒体7内侧，加力隔热屏11设于加力外涵筒体10的内侧，涡轮支板6、波瓣混合器8和加力隔热屏11能够对高温燃气的热量进行阻隔，防止热量进入到外涵区域；加力内锥体9同轴固定连接于涡轮支板6的内侧，起到对高温燃气的扩压作用。加力外涵筒体10与加力隔热屏11之间连接有安装座12，安装座12的另一端与火焰稳定器13固定连接，安装座12以较小的结构实现加力外涵筒体10、加力隔热屏11和火焰稳定器13三者的固定。
筒体隔热屏1、涡轮支板6、混合器外涵筒体7、波瓣混合器8、加力外涵筒体10和加力隔热屏11之间形成外涵气流冷却通道；涡轮支板6、波瓣混合器8、加力隔热屏11、加力内锥体9之间形成高温燃气流动的通道。
超临界介质冷却结构包括喷射转接段2、超临界介质引气结构，喷射转接段2共有两组并沿着中轴线对称设置，喷射转接段2与超临界介质喷出装置相连并且喷射转接段2能够引入超临界冷却介质，超临界介质引气结构连接于喷射转接段与涡轮支板6之间，涡轮支板6的径向板体上开设有与加力内锥体9和超临界介质引气结构连通的通道，加力内锥体9的外表面上开设有均匀布置的气膜冷却孔。
当发动机后向需要启动冷却时，外涵冷却气通过换热或对流对外涵气流冷却通道内侧的涡轮支板6、波瓣混合器8的外环面和加力隔热屏11进行冷却，外涵冷却气在波瓣混合器8处与高温燃气混合对火焰稳定器13进行有效冷却；飞机内的超临界介质输出设备与喷射转接段2相连，并向喷射转接段2内喷出超临界冷却介质，超临界冷却介质由喷射转接段2进入到超临界介质引气结构，经过引导后通过涡轮支板6进入到加力内锥体9内，在经过涡轮支板6时对涡轮支板6的外侧、中部和内侧进行有效冷却；进入到加力内锥体9后，对加力内锥体9进行有效冷却，而后通过气膜冷却孔向高温燃气通道内流出，对火焰稳定器13进行冷却。
由于超临界冷却介质为相变冷却介质，其冷却效率远大于外涵冷却气，因此采用超临界冷却介质能够在冷气量小于外涵冷却气的情况下，对涡轮支板6、加力内锥体9、火焰稳定器13进行更高效的冷却，解决了发动机后向涡轮、加力等部件有效外涵冷气量下冷却效率低的技术问题，有效提升了飞机进入高威胁区发动机后向红外隐身能力，实现了发动机热效率与强隐身之间的综合能力提升。
同时，还能够实现冷却的闭环控制，由于航空发动机具有不同的工作状态，在不同的工作状态下冷却的需求量是不同的，同时超临界冷却介质的喷出量能够由超临界介质输出设备进行精准控制，输出量较少时，冷却效率较低；输出量较大时，冷却效率较高；对于航空发动机不同的工作状态，可以通过向超临界介质输出设备中及时发出不同的控制信号，超临界介质输出设备能够接收该信号对输出量进行调整，使得输出的超临界冷却介质的用量正好适用于当前的航空发动机工作状态，航空发动机能够持续处于较为稳定的工作状态。
并且还能够保证燃烧效率的可控，由于当冷却效率越高时，燃烧效率越高，但会降低主稳定器进口气流的温度，使主稳定器点火和传焰能力下降，增加了高空左边界加力点火失败的风险；而当冷却效率过低时，虽可保证主稳定器进气温度，提高点火可靠性，但是导致燃气掺混度差，使得燃烧效率显著降低。而通过对超临界冷却介质输出量的调节，能够在燃烧效率与冷却效率之间找到平衡点，同时保证燃烧效率和冷却效率，在航空发动机的工作状态发生变化时，也能够通过超临界介质输出设备及时调节超临界冷却介质的输出量，从而对燃烧效率和冷却效率进行稳定控制。
优选地，超临界介质引气结构包括环腔集气环3、引气喷射环4和引气漏斗5，引气喷射环4焊接在环腔集气环3上，环腔集气环3与加力内锥体9同轴设置并且其与喷射转接段相连，引气喷射环4共有多组并呈圆周状均匀间隔连接于环腔集气环3的内侧，引气漏斗5共有多组并与引气喷射环4对应设置，引气漏斗5为弯管结构，引气漏斗5的入口端与引气漏斗5连通、出口端与涡轮支板6的内部通道连通。优选地，引气喷射环4和引气漏斗5均有八组。
超临界冷却介质在由喷射转接段2喷出后进入到环腔集气环3内，喷射转接段2的通道面积较小，进入到环腔集气环3的环形通道内均匀混合后，而后能均匀输送至各个引气喷射环4内，再通过引气漏斗5时超临界冷却介质能够均匀地经过涡轮支板6和加力内锥体9从而对涡轮支板6和加力内锥体9的各个位置均能够有效的冷却。
优选地，喷射转接段和环腔集气环3均设于筒体隔热屏1上，引气喷射环4与筒体隔热屏1相连，引气喷射环4呈L形并且入口一侧沿着发动机中心线的径向与筒体隔热屏1相连、出口一侧沿着发动机的轴向设置。将喷射转接段和环腔集气环3设于筒体隔热屏1的外侧以不会对外涵冷却气的冷却造成影响，通过将引气喷射环4设置成L形并且靠近出口一侧沿着发动机的轴向设置，能够尽可能的减少引气喷射环4对外涵冷却气的流动造成影响，保证了外涵冷却气冷却的质量。
优选地，引气漏斗5与引气喷射环4的出口一侧互不接触，引气漏斗5入口处与引气喷射环4的出口一侧同轴设置并且引气漏斗5入口处的直径大于引气喷射环4出口一侧的直径，引气漏斗5的入口朝向外涵冷却气来流方向设置。外涵的一部分冷却气能够通过引气喷射环4入口处大于引气漏斗5直径的一部分进入到引气喷射环4的通道内，与超临界冷却介质进行掺混，使得减少一部分超临界冷却介质的冷却用量，同时提高冷却效率。
优选地，涡轮支板6包括外环板、内环板和设于外环板与内环板之间的支板，外环板与引气漏斗5焊接配合，内环板与加力内锥体9相连，支板内、内环板与外环板与支板的对应位置开设有供超临界冷却介质流通的通道。通过将供超临界冷却介质流通的通道穿过涡轮支板6的所有结构，超临界冷却介质能够对涡轮支板6有效均匀的冷却。
优选地，加力内锥体9包括安装段与冷却段，安装段与内环板固定连接，安装段上开设有与内环板内部通道连通的冷却槽14，冷却段上开设所述气膜冷却孔。通过将加力内锥体9分成两部分结构，加力内锥体9能够同时实现扩压、自身冷却和冷气传输的作用。
优选地，超临界冷却介质为CO2、液氮，可以根据实际情况选用合适的冷却介质。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (5)
1.一种高效混合冷却的发动机后向隐身结构，包括外涵冷却结构、主燃气通道结构；所述主燃气通道结构包括与航空发动机中心线同轴设置的加力内锥体(9)、涡轮支板(6)、波瓣混合器(8)内壁、火焰稳定器(13)和加力隔热屏(11)内壁，所述外涵冷却结构包括与发动机同轴设于涡轮支板(6)外侧的筒体、波瓣混合器(8)外壁、加力隔热屏(11)外壁、涡轮外涵机匣、混合器外涵筒体(7)和加力外涵筒体(10)，其特征在于：所述主燃气通道结构与外涵冷却结构之间设有超临界介质冷却结构，所述超临界介质冷却结构包括喷射转接段(2)和超临界介质引气结构；所述超临界介质引气结构连接于喷射转接段(2)与涡轮支板(6)之间，所述喷射转接段(2)与超临界介质喷出装置相连并能够引入超临界冷却介质，所述超临界介质引气结构连接于喷射转接段(2)与涡轮支板(6)之间，所述涡轮支板(6)的径向板体上开设有与加力内锥体(9)和超临界介质引气结构连通的通道，所述加力内锥体(9)的外表面上开设有均匀布置的气膜冷却孔；
所述超临界介质引气结构包括环腔集气环(3)、引气喷射环(4)和引气漏斗(5)，所述环腔集气环(3)与加力内锥体(9)同轴设置并且其与喷射转接段(2)相连，所述引气喷射环(4)共有多组并呈圆周状均匀间隔连接于环腔集气环(3)的内侧，所述引气漏斗(5)共有多组并与引气喷射环(4)对应设置，所述引气漏斗(5)的入口端与引气漏斗(5)连通、出口端与涡轮支板(6)的内部通道连通；
所述喷射转接段(2)和环腔集气环(3)均设于筒体隔热屏(1)上，所述引气喷射环(4)与筒体隔热屏(1)相连，所述引气喷射环(4)呈L形并且入口一侧沿着发动机中心线的径向与筒体隔热屏(1)相连、出口一侧沿着发动机的轴向设置；
所述引气漏斗(5)与引气喷射环(4)的出口一侧互不接触，所述引气漏斗(5)入口处与引气喷射环(4)的出口一侧同轴设置并且引气漏斗(5)入口处的直径大于引气喷射环(4)出口一侧的直径，所述引气漏斗(5)的入口朝向外涵冷却气来流方向设置；
所述外涵冷却结构还包括与筒体隔热屏(1)同轴设置的混合器外涵筒体(7)和加力外涵筒体(10)；所述主燃气通道结构还包括波瓣混合器(8)内壁、加力隔热屏(11)内壁和火焰稳定器(13)，所述波瓣混合器(8)与涡轮支板(6)同轴连接，所述加力隔热屏(11)与波瓣混合器(8)远离涡轮支板(6)的一侧同轴连接，所述火焰稳定器(13)设于加力隔热屏(11)内，所述混合器外涵筒体(7)与筒体隔热屏(1)同轴连接并且筒体隔热屏(1)同轴相连并且混合器外涵筒体(7)设于波瓣混合器(8)的外侧，所述加力外涵筒体(10)与混合器外涵筒体(7)远离筒体隔热屏(1)的一侧同轴连接并且加力外涵筒体(10)设于加力隔热屏(11)的外侧。
2.如权利要求1所述的高效混合冷却的发动机后向隐身结构，其特征在于：所述涡轮支板(6)包括外环板、内环板和设于外环板与内环板之间的支板，所述外环板与引气漏斗(5)焊接配合，所述内环板与加力内锥体(9)相连，所述支板内、内环板与外环板与支板的对应位置开设有供超临界冷却介质流通的通道。
3.如权利要求2所述的高效混合冷却的发动机后向隐身结构，其特征在于：所述加力内锥体(9)包括安装段与冷却段，所述安装段与内环板固定连接，所述安装段上开设有与内环板内部通道连通的冷却槽(14)，所述冷却段上开设所述气膜冷却孔。
4.如权利要求1所述的高效混合冷却的发动机后向隐身结构，其特征在于：所述超临界冷却介质为CO2、液氮。
5.如权利要求1所述的高效混合冷却的发动机后向隐身结构，其特征在于：所述加力外涵筒体(10)与加力隔热屏(11)之间连接有安装座(12)，所述安装座(12)的另一端与火焰稳定器(13)固定连接。
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