CN116753075A - 一种宽速域发动机的进气道与预冷器一体化构型 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种适用于预冷型发动机的进气道与预冷器一体化构型，属于航空宇航推进技术领域。本发明在低速通道的进气锥后安装预冷器，通过预冷器的热交换作用将来流高温空气冷却，从而拓展涡轮发动机的工作速域上限，使组合发动机有更宽的模态转换速域；本发明通过预冷作用降低了进入压气机的来流空气温度，让压气机材料在耐高温极限内能获得更高压比，从而提升发动机推力水平。本发明将进气道与预冷器合并设计为一个部件后，减少了宽速域发动机部件数目，有利于简化发动机部件协同工作控制策略。本发明主要用于扩展涡轮发动机工作速域并为压气机提供适当空气流场。
Description
技术领域
本发明属于航空宇航推进技术领域，具体涉及一种适用于预冷型发动机的进气道与预冷器一体化构型，主要用于扩展涡轮发动机工作速域并为压气机提供适当空气流场。
背景技术
吸气式宽速域发动机是未来航空领域发展的关键技术，其中预冷型发动机是宽域发动机的重要发展方向。预冷型发动机包含单独的预冷涡轮发动机，以及预冷型组合发动机。预冷涡轮发动机由预冷部件和涡轮发动机结合而成。预冷型组合发动机可由低速通道的预冷涡轮发动机和高速通道的冲压发动机组成，高低速通道常见组合形式包括并联和串联，本发明涉及构型可适用于轴对称并联形式的宽速域组合发动机。轴对称并联组合发动机的研制面临的主要难点有：(1)工作速域衔接问题。传统航空涡轮发动机最高工作速域一般在马赫数3.0以下，而冲压发动机最低工作速域一般在马赫数3.0以上，两种发动机切换工作时难以直接进行模态转换；(2)推力平稳连续过渡问题。传统航空涡轮发动机工作速域在接近自身上限时，可提供的推力急剧减小，而冲压发动机在接近自身工作速域下限时推力也较小，因此在模态转换区间发动机总推力面临不足问题；(3)飞行器飞行至马赫数4.0以上时，来流空气滞止温度接近1000K，需对发动机迎风部件，如压气机，进行热防护；(4)低速通道的涡轮发动机的压气机面临来流空气速度、温度、压力畸变的问题，有对来流空气进行整流的需求。
在进气道内加装了预冷器的一体化构型仍然还有诸多不足之处，主要表现在以下方面：(1)采用低温燃料作为冷却剂，来流温度较高时，冷却剂消耗量过大，甚至超过发动机燃烧所需流量，过剩的冷却剂将被排放，造成燃料浪费，导致发动机比冲降低；(2)由于预冷器的加装，给发动机带来了更大长度和更大重量，一是扩大了发动机体积，二是增加了飞行器负载；(3)预冷器毛细管内外流体温度和压力差值极大，毛细管始终处在大温差大压差环境中，使预冷器寿命较短，同时存在较大泄露风险，泄露出来的冷却剂若为可燃气体，会带来较大的安全隐患。
发明内容
本发明的目的是提供一种适用于宽域发动机的轴对称型进气道与预冷器一体化构型，可解决涡轮发动机扩飞行包线问题，也可解决涡轮基组合发动机模态转换问题，实现发动机宽速域工作。通过调节进气道构型和预冷器构型，实现进气道与预冷器一体化设计，提高了发动机紧凑度。
为达到上述目的解决上述技术问题，本发明的技术方案如下：
一种组合发动机的进气道与预冷器一体化构型，包括：进气锥前体1、抽吸孔2、低速通道唇口3、进气锥后体鱼鳞板4、进气锥后体5、预冷器6、预冷器端面管路7、低速通道出口8；
所述进气锥前体1结构为轴对称型，用于为导流空气，在超声速时产生激波系，辅助压缩、降速和导流空气，进气锥前体1能够沿轴向前后移动，以调节进气道通流状态；
所述抽吸孔2沿进气锥前体周向分布，数目可调，用于为抽除进气锥近壁面低能流体，从而提升进气道捕获空气的能力；
所述低速通道唇口3是进气道空气入口；
所述进气锥后体鱼鳞板4是由多个鱼鳞片结构的曲面板组成，每个板均可绕右侧铰接处旋转，板与板之间有重叠区域，鱼鳞板与进气锥搭接，在进气锥前后移动的时候会伴随着旋转，但保持紧贴进气锥后壁面；
所述进气锥后体5用于支撑进气锥后体鱼鳞板4，同时连接预冷器，为预冷器提供结构支撑；此外进气锥后体5还用于导流空气；
所述预冷器6为环形，由大量毛细管组成，毛细管轴向排列或周向排列；
所述预冷器端面管路7作为预冷器的支架，也是内部通流冷却剂，为预冷器毛细管提供导入和导出冷却剂的作用；
所述低速通道出口8为经预冷和整流后的空气出口。
进一步的，所述预冷器6根据结构要求可设计为直径不同的数段，亦可为等直径的一段。
进一步的，所述构型包括高速通道唇口9、冲压流道10和高速通道出口11，所述预冷器6的构型可设计为直径不同的数段，也可为等直径的一段。
进一步的，所述一体化构型的工作过程如下：
在飞行速度为亚声速时，进气锥前体1位置处于最右侧，进气锥后体鱼鳞板4处于最大扩张角，末端搭接在进气锥后壁面上，紧贴壁面，空气经低速通道唇口3进入进气道；
在飞行速度超过声速并持续上升至Ma4.0时，为让激波封口并调节进气道喉部面积，以让捕获流量达到最佳状态，可将进气锥前体1小幅水平前移，此时仅有进气锥前体1前移，进气锥后体5保持不动，进气锥后体鱼鳞板4缩小扩张角，保持与进气锥后壁紧贴，抽吸孔2根据需求适时开启，预冷器6内的冷却剂流量可伴随飞行马赫数的升高适当增加。
进一步的，所述一体化构型适用于组合发动机进气系统，当组合发动机工作模态转换为冲压模态后，为调节激波位置，以达到最佳进气状态，进气锥前体1将继续前移一段距离，使激波封口位置处于高速通道唇口9的前缘；进气锥继续前移后，低速通道的喉部面积将进一步缩小，进气道捕获的流量将主要进入高速通道唇口9，仅有少量流量进入低速通道唇口3。
本发明相比于现有技术具有如下有益效果：
(1)预冷措施降低了涡轮通道发动机来流空气温度，扩展了涡轮发动机工作速域，同时能提高涡轮发动机比推力性能；
(2)通过预冷器的整流作用，使流速较高的来流空气速度降低至较低水平，同时空气速度、温度和压力的畸变被整流到适宜水平，达到压气机对来流空气的气动参数的要求；
(3)用于与空气进行热交换的冷却剂同时也是发动机的燃料，进气道与预冷器一体化构型充分利用了燃料的热沉，提高了燃料的综合利用效率；
(4)预冷措施的采用，能使压气机在相同飞行工况下以更高压比运行，提高了发动热循环效率和比推力性能；
(5)将进气道与预冷器合并设计为一个部件后，减少了宽速域发动机部件数目，有利于简化发动机部件协同工作控制策略；
附图说明
附图1为本发明提供的一种组合发动机的进气道与预冷器一体化构型示意图
附图2为本发明预冷器结构实施方案一示意图；
附图3显示了本发明的实施方案二示意图；
附图4为本发明实施方案二示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。
本发明涉及一种宽速域进气道与预冷器一体化构型，该构型的引入能解决吸气式宽速域组合发动机的各种问题，主要设计思路表现如下：
(1)在低速通道的进气锥后安装预冷器，通过预冷器的热交换作用将来流高温空气冷却，从而拓展涡轮发动机的工作速域上限，使组合发动机有更宽的模态转换速域；
(2)通过预冷作用降低了进入压气机的来流空气温度，让压气机材料在耐高温极限内能获得更高压比，从而提升发动机推力水平。另一方面，预冷提升了来流空气的密度，增加了进气道捕获流量，流量的增加也有利于提升发动机推力，从而解决模态转换期间发动机总推力不足问题；
(3)来流空气通过预冷器与冷却介质进行热交换，温度得以大幅降低，使压气机避免了处于高温环境中，等效于为压气机提供了热防护；
(4)通过进气道和预冷器对来流空气的整流作用，使压气机的来流空气温度、压力和速度均匀化，解决了来流空气畸变问题。
本发动机除了应用于组合发动机，亦可仅与涡轮发动机结合，形成宽域涡轮发动机，使涡轮发动机可在Ma0～4.0速域内工作。
附图1为本发明实施提供的一种组合发动机的进气道与预冷器一体化构型示意图，该构型的主要部件包括：进气锥前体1、抽吸孔2、低速通道唇口3、进气锥后体鱼鳞板4、进气锥后体5、预冷器6、预冷器端面管路7、低速通道出口8。进气锥前体1结构为轴对称型，作用为导流空气，在超声速时产生激波系，辅助压缩、降速和导流空气，进气锥前体1可沿轴向前后移动，以调节进气道通流状态。抽吸孔2沿进气锥前体周向分布，数目可调，作用为抽除进气锥近壁面低能流体，从而提升进气道捕获空气的能力。低速通道唇口3是进气道空气入口；进气锥后体鱼鳞板4是由多个鱼鳞片结构的曲面板组成，每个板均可绕右侧铰接处旋转，板与板之间有重叠区域，鱼鳞板与进气锥搭接，在进气锥前后移动的时候会伴随着旋转，但保持紧贴进气锥后壁面。进气锥后体5作用一是支撑进气锥后体鱼鳞板4；二是连接预冷器，为预冷器提供结构支撑；三是导流空气。预冷器6为环形，由大量毛细管组成，毛细管可轴向排列，亦可周向排列。附图2提供了本发明预冷器结构实施方案一。预冷器端面管路7，作用一是起预冷器支架作用；二是内部通流冷却剂，为预冷器毛细管提供导入和导出冷却剂的作用。低速通道出口8为经预冷和整流后的空气出口。
附图1中进气锥前体1的位置适用于低速飞行状态，当飞行速度逐渐增加时，为调节激波位置和进气道喉部面积，进气锥前体1将适当沿轴向前移，如附图2所示。附图2中部件组成与附图1相同。
附图3显示了本发明的第二种实施方案。预冷器根据结构要求可设计为直径不同的数段，亦可为等直径的一段。
附图4显示了本发明的第三种实施方案，本方案使用双通道进气道与预冷器进行一体化设计。与方案一和方案二相比，增加了高速通道，包括高速通道唇口9、冲压流道10和高速通道出口11。该方案的预冷器构型可设计为直径不同的数段，也可为等直径的一段，附图4仅展示了直径不同的数段。
本发明实施例提供一种适用于宽速域发动机的进气道与预冷器一体化构型，功能为拓展涡轮发动机工作速域上限，同时为涡轮发动机提供热力参数满足压气机性能要求的空气。
在飞行速度为亚声速时，如附图1所示，进气锥前体1位置处于最右侧，进气锥后体鱼鳞板4处于最大扩张角，末端搭接在进气锥后壁面上，紧贴壁面。空气经低速通道唇口3进入进气道。某飞行工况下，若进气锥前体1壁面上空气附面层较厚，流速低，则会降低进气道捕获空气流量能力，进气道可能面临不起动问题，可通过开启抽吸孔2，将近壁面低速流动的附面层空气抽吸走，防止进气道喉部等效通流面积缩小，从而拓宽进气道起动边界，提升进气道综合性能。流入低速通道唇口3的空气将先流过进气道喉道，再径向向内穿过预冷器6，在进气道后体5的导流下转为轴向流动。空气在穿过预冷器6时会与预冷器6内的冷却介质进行热交换，从而被预冷，其中，冷却剂可使用低温氢、甲烷等介质。经预冷6同时担负整流的功能，空气流出预冷器6后温度、流速和总压将接近一致，最后呈接近均匀状态由低速通道出口8流出。
在飞行速度超过声速并持续上升至Ma4.0时，为让激波封口并调节进气道喉部面积，以让捕获流量达到最佳状态，可将进气锥前体1小幅水平前移，如附图2所示。此时仅有进气锥前体1前移，进气锥后体5保持不动，进气锥后体鱼鳞板4缩小扩张角，保持与进气锥后壁紧贴。抽吸孔2根据需求适时开启，预冷器6内的冷却剂流量可伴随飞行马赫数的升高适当增加。
本发明预冷器6的构型可采用多种实施方式，可以设计为直径不等的数段，如附图2中所示，亦可设计为等值的一段，如附图3所示。可根据流场要求对预冷器各结构参数进行适当调整。
本发明进气道可采用多种实施方式，进气道可设计为仅有低速通道与预冷器一体化的构型，如附图1、附图2和附图3所示，也可设计为包含低速通道和高速通道的双通道进气道与预冷器一体化构型，如附图4所示。值得注意的是，附图4的方案适用于组合发动机进气系统，当组合发动机工作模态转换为冲压模态后，为调节激波位置，以达到最佳进气状态，进气锥前体1将继续前移一段距离，使激波封口位置处于高速通道唇口9的前缘。进气锥继续前移后，低速通道的喉部面积将进一步缩小，进气道捕获的流量将主要进入高速通道唇口9，仅有少量流量进入低速通道唇口3。
以上内容是结合具体的实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。
Claims (5)
1.一种组合发动机的进气道与预冷器一体化构型，其特征在于，包括：进气锥前体(1)、抽吸孔(2)、低速通道唇口(3)、进气锥后体鱼鳞板(4)、进气锥后体(5)、预冷器(6)、预冷器端面管路(7)、低速通道出口8；
所述进气锥前体(1)结构为轴对称型，用于为导流空气，在超声速时产生激波系，辅助压缩、降速和导流空气，进气锥前体(1)能够沿轴向前后移动，以调节进气道通流状态；
所述抽吸孔(2)沿进气锥前体周向分布，数目可调，用于为抽除进气锥近壁面低能流体，从而提升进气道捕获空气的能力；
所述低速通道唇口(3)是进气道空气入口；
所述进气锥后体鱼鳞板(4)是由多个鱼鳞片结构的曲面板组成，每个板均可绕右侧铰接处旋转，板与板之间有重叠区域，鱼鳞板与进气锥搭接，在进气锥前后移动的时候会伴随着旋转，但保持紧贴进气锥后壁面；
所述进气锥后体(5)用于支撑进气锥后体鱼鳞板(4)，同时连接预冷器，为预冷器提供结构支撑；此外进气锥后体(5)还用于导流空气；
所述预冷器(6)为环形，由大量毛细管组成，毛细管轴向排列或周向排列；在低速通道的进气锥后体(5)后安装预冷器(6)；
所述预冷器端面管路(7)作为预冷器的支架，也是内部通流冷却剂，为预冷器(6)的毛细管提供导入和导出冷却剂的作用；
所述低速通道出口8为经预冷和整流后的空气出口。
2.根据权利要求1所述的一种组合发动机的进气道与预冷器一体化构型，其特征在于，所述预冷器(6)根据结构要求可设计为直径不同的数段，亦可为等直径的一段。
3.根据权利要求1所述的一种组合发动机的进气道与预冷器一体化构型，其特征在于，还包括高速通道唇口(9)、冲压流道(10)和高速通道出口(11)，所述预冷器(6)的构型可设计为直径不同的数段，也可为等直径的一段。
4.根据权利要求1或2所述的一种组合发动机的进气道与预冷器一体化构型，其特征在于，所述一体化构型的工作过程如下：
在飞行速度为亚声速时，进气锥前体(1)位置处于最右侧，进气锥后体鱼鳞板(4)处于最大扩张角，末端搭接在进气锥后壁面上，紧贴壁面，空气经低速通道唇口(3)进入进气道；
在飞行速度超过声速并持续上升至Ma4.0时，为让激波封口并调节进气道喉部面积，以让捕获流量达到最佳状态，可将进气锥前体(1)小幅水平前移，此时仅有进气锥前体(1)前移，进气锥后体(5)保持不动，进气锥后体鱼鳞板(4)缩小扩张角，保持与进气锥后壁紧贴，抽吸孔(2)根据需求适时开启，预冷器(6)内的冷却剂流量可伴随飞行马赫数的升高适当增加。
5.根据权利要求3所述的一种组合发动机的进气道与预冷器一体化构型，其特征在于，所述一体化构型适用于组合发动机进气系统，当组合发动机工作模态转换为冲压模态后，为调节激波位置，以达到最佳进气状态，进气锥前体(1)将继续前移一段距离，使激波封口位置处于高速通道唇口(9)的前缘；进气锥继续前移后，低速通道的喉部面积将进一步缩小，进气道捕获的流量将主要进入高速通道唇口(9)，仅有少量流量进入低速通道唇口(3)。
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| CN117235891B (zh) * | 2023-09-27 | 2024-05-24 | 南京航空航天大学 | 一种并联多模块宽速域鼓包可调进气道设计方法 |
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