CN115929505A - 一种涡轮基组合发动机核心机舱 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种涡轮基组合发动机核心机舱。该方法首先引入冷却气流进入涡轮机舱，对涡轮机舱进行冷却后，在涡轮舱和冲压舱的压差作用下，冷却气体沿埋设于涡轮舱与冲压舱之间的隔热层中的导流管进入冲压机舱，对冲压机舱进行通风冷却，从而实现冷却气流的二次利用，减小了引气量，降低了引气损失。同时，该方法设计了引气环装置引气进入核心机舱，降低了所需进气管的数量，简化优化了设计结构。

Description

一种涡轮基组合发动机核心机舱

技术领域

本发明属于飞机发动机技术领域，具体设计组合发动机核心舱的通风冷却方法和冷却设置。

背景技术

高超声速飞行器是未来飞行器研究的重点，需要兼顾安全性，经济性以及性能效率，单一的发动机无法达到高超声速飞行器所需的要求，因此组合动力装置成为未来研究的重点。

发动机核心舱包括发动机核心机，发动机机匣，管路以及各种附件。随着飞行器飞行马赫数的不断提高，这使得发动机所受的气动加热越来越强烈，从而导致发动机核心舱内温度升高，如果不能及时将热量散去，将会影响舱内管路和附件不能正常工作，甚至引发火灾。为防止机身机构和发动机过热，除要对发动机舱采取隔热措施外，还应设计冷却通风系统，强迫对高温部件进行通风冷却。通风冷却系统作为飞机的一个系统，其设计的优劣和有效性关系到发动机及其核心舱的使用安全和工作可靠性。

对于涡轮基组合发动机而言，涡轮机舱与冲压机舱都需要引气进入进行通风冷却，而引气流量的大小会直接影响到气动性能，因此，在不同飞行状态下，发动机如何能够在满足通风冷却的要求的前提下尽可能减小引气流量从而降低气动损失是目前涡轮基组合发动机核心舱通风冷却的重点。

发明内容

在对涡轮基组合发动机核心机舱进行通风冷却时，为了减小引气流量，降低引气损失，本发明设计了一种先引气冷却涡轮机舱，再将涡轮机舱的冷却气流引入冲压机舱进行冷却的通风冷却方法。通过该项设计，一方面可以减小引气流量，降低引气损失，另一方面，设计引气环引气进入核心机舱，简化了冷却气流的进气管路，为发动机结构配置节约了空间。

本发明采用的技术方案是：为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

本发明提供了一种涡轮基组合发动机核心机舱的冷却方法。所述组合发动机包括涡轮机舱和冲压机舱及涡轮机舱和冲压机舱之间的隔热层。所述涡轮机舱与冲压机舱均设有进气口和排气口，设置引气环，所述引气环能够将进气口进入的冷却气流分流进入涡轮机舱与冲压机舱；所述隔热层中埋有引流管，所述引流管能够将从涡轮机舱排除的气流引导至冲压机舱进气口。

上述方法中，较佳地，所述引气环置于核心机舱与进气管之间的夹层内；所述引气环共设有2个，引导冷却气流分别进入涡轮机舱与冲压机舱。

较佳地，所述引气环由引气管、环体和导流管构成。所述引气管与进气管相连，所述引气管、环体和导流管之间流体相互流通，所述导流管通向机舱进气口，引导冷却气流进入核心机舱。

较佳地，所述引气环引气进入所述核心机舱进气口，所述引气管数量为1，所述导流管数量与所述核心机舱进气口数量相同，均为N，且4≤N≤8。

较佳地，所述涡轮机舱和冲压机舱进气口面积≤排气口面积，且所述引气环装置的引气管面积≤导流管面积之和，以及所述导流管管径≤所述环体的管径。

较佳地，将所述引流管置于填充有隔热材料地隔热层内，且所述引流管直径≤隔热层厚度。

较佳地，所述导流管上游与涡轮机舱出气口相连，下游与置于冲压机舱前的引气环相连，所述引流管上下游连接处使用弯管，弯管角度为α，且90°≤α≤150°。

有益效果：

对于涡轮基组合发动机而言，涡轮机舱与冲压机舱都需要引气进入进行通风冷却，而引气流量的大小会直接影响到气动性能，同时，发动机空间有限，简化结构有利于整体性能的提升。该方法首先引入冷却气流进入涡轮机舱，对涡轮机舱进行冷却后，在涡轮舱和冲压舱的压差作用下，冷却气体沿埋设于涡轮舱与冲压舱之间的隔热层中的导流管进入冲压机舱，对冲压机舱进行通风冷却，从而实现冷却气流的二次利用，减小了引气量，降低了引气损失。同时，该方法设计了引气环引气进入核心机舱，降低了所需进气管的数量，简化优化了设计结构。

附图说明

图1为根据本发明方法的涡轮基组合动力装置的结构示意图，图中箭头表示气流流向。

图2为图1中引气装置的结构示意图。

其中，上述附图包括以下附图标记：1.进气管；2.涡轮机舱引气环；3.涡轮机舱进气口；4.涡轮机舱；5.涡轮核心机；6.涡轮机舱排气口；7.涡轮机舱排气管；8.冲压机舱引气环；9.冲压机舱进气口；10.冲压机舱；11.冲压核心机；12.隔热层；13.引流管；14.冲压机舱排气口；15.排气管；16.引气管；17.环体；18.导流管。

具体实施方式

以下将结合附图对本发明的较佳实施例进行详细说明，以便更清楚理解本发明的目的、特点和优点。应理解的是，附图所示的实施例并不是对本发明范围的限制，而只是为了说明本发明技术方案的实质精神。附图中，相同的元件用相同或相似的附图标记来标示。

如图1所示，涡轮基组合发动机核心机舱由涡轮机舱和冲压机舱组成，内部设有各种附件以及管路两者并不相通，由隔热层隔开。在飞行器运行时，尤其是飞行状态，需要引入冷却气流对核心机舱进行冷却，以保证其中各种附件的正常工作。

一般来说，涡轮机舱和冲压机舱各设有数个连通管道的进气口和排气口，用于引入气流进行冷却。在飞行器地面启动时，涡轮发动机工作，对涡轮机舱通气进行冷却，在飞行器高速巡航时，涡轮发动机和冲压发动机同时工作，对涡轮机舱和冲压机舱也同时进行冷却。

申请人进过长时间研究发现，在飞行器高速飞行过程中，涡轮发动机和冲压发动机同时工作，并且对机舱进行通风冷却，但由于功率的不同，冲压发动机舱的温度远高于涡轮发动机舱，也同样远高于从涡轮发动机舱排出的冷却气流温度，因此本发明设想将涡轮发动机舱排出的冷却气流继续引入冲压发动机舱进行冷却。

同时，现有的通风冷却模式是使用数根管路各自引入冷却气流通入相对应的发动机舱进气口，本发明设计引气环结构，将一根管路中的冷却气流分流通过进气口进入发动机舱，简化了结构，给发动机设计节省了空间。

该方法包括：在发动机舱进气口之前设置如图2所示的引气环，该引气环能够将进气口进入的冷却气流分流进入涡轮机舱与冲压机舱；在隔热层中埋入引流管，该引流管能够将从涡轮机舱排除的气流引导至冲压机舱进气口。

上述方法中，较佳地，所述引气环置于核心机舱与进气管之间设立的夹层内；所述引气环共设有2个，引导冷却气流分流，均匀通过不同进气口进入涡轮机舱与冲压机舱。

较佳地，所述引气环由引气管、环体和导流管构成。所述引气管与进气管相连，所述引气管、环体和导流管之间流体相互流通，所述导流管通向机舱进气口，引导冷却气流进入核心机舱。

较佳地，所述引气环引气进入所述核心机舱进气口，所述引气管数量为1，所述导流管数量与所述核心机舱进气口数量相同，均为N，且4≤N≤8。

较佳地，所述涡轮机舱和冲压机舱进气口面积≤排气口面积，且所述引气环装置的引气管面积≤导流管面积之和，以及所述导流管管径≤所述环体的管径。

较佳地，将所述引流管置于填充有隔热材料地隔热层内，且所述引流管直径≤隔热层厚度。

较佳地，所述导流管上游与涡轮机舱出气口相连，下游与置于冲压机舱前的引气环相连，所述引流管上下游连接处使用弯管，弯管角度为α，且90°≤α≤150°。

应当指出，以上所述具体实施例仅用以解释本发明，并非用于限定本发明，对于熟悉本领域的技术人员，在本发明展示的技术范围内能想到的变化及作出的改进，都在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种涡轮基组合发动机核心机舱，其特征在于：包括涡轮机舱和冲压机舱及涡轮机舱和冲压机舱之间的隔热层；

所述涡轮机舱与冲压机舱均设有进气口和排气口，设置引气环，所述引气环能够将进气口进入的冷却气流分流进入涡轮机舱与冲压机舱；所述隔热层中埋有引流管，所述引流管能够将从涡轮机舱排除的气流引导至冲压机舱进气口。

2.根据权利要求1所述的一种涡轮基组合发动机核心机舱，其特征在于：冷却气流由涡轮机舱进气口进入核心机舱，由冲压机舱出气口排出核心机舱，进气管数量为1，排气管数量为N，且N≥2，所述进气管面积≤所述排气管面积之和。

3.根据权利要求1所述的一种涡轮基组合发动机核心机舱，其特征在于：所述引气环置于核心机舱与进气管之间的夹层内；所述引气环共设有2个，引导冷却气流分别进入涡轮机舱与冲压机舱。

4.根据权利要求1所述的一种涡轮基组合发动机核心机舱，其特征在于：所述引气环由引气管、环体和导流管构成；所述引气管与进气管相连，所述引气管、环体和导流管之间流体相互流通，所述导流管通向机舱进气口，引导冷却气流进入核心机舱。

5.根据权利要求4所述的一种涡轮基组合发动机核心机舱，其特征在于：所述涡轮机舱和冲压机舱进气口面积≤排气口面积，且所述引气环装置的引气管面积≤导流管面积之和，以及所述导流管管径≤所述环体的管径。

6.根据权利要求4所述的一种涡轮基组合发动机核心机舱，其特征在于：所述导流管置于填充有隔热材料的隔热层内，所述导流管直径≤隔热层厚度。

7.根据权利要求4所述的一种涡轮基组合发动机核心机舱，其特征在于：所述导流管上游与涡轮机舱出气口相连，下游与置于冲压机舱前的引气环相连，所述引流管上下游连接处使用弯管，弯管角度为α，且90°≤α≤150°。

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