CN208138051U - 一种涡轮发动机射流预冷装置 - Google Patents
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Abstract
本实用新型涉及组合发动机技术领域，尤其是涉及一种涡轮发动机射流预冷装置。其特点是包括设置在涡轮发动机前部的喷射冷却机构，所述的喷射冷却机构包括冷却剂喷射管和冷却剂输送管道，冷却剂喷射管和冷却剂输送管道安装在支撑结构上，支撑结构两端安装在外环上，冷却剂喷射管上设置有冷却剂喷口，喷射冷却机构通过冷却剂输送管道和电磁阀分别与水箱和液态空气罐相连通。其通过采用混合式冷却装置代替管式换热器，提高了冷却效率，降低了冷却系统的质量，同时降低了冷却后工质的总压损失；通过将液态空气和水两种冷却剂共用一套冷却系统，充分利用冷却系统结构，实现多种用途。
Description
技术领域
本实用新型涉及组合发动机技术领域，尤其是涉及一种涡轮发动机射流预冷装置。
背景技术
随着各国对高速及高超音速飞行的追求，高速动力的研究相继开展，由于传统涡轮发动机工作范围的限制，预冷却涡轮发动机是当今涡轮组合发动机中重要的分支。日本和英国分别开展了ATREX发动机及SABRE发动机的研究，两者均采用换热器完成涡轮发动机进气的预冷。ATREX和SABRE发动机的换热器均采用蛇管式的间壁换热器，此类预冷方法的热阻大，总压损失大，结构质量重，降低发动机的推重比。
公开号为CN106014637A的实用新型提出了一种空气预冷压缩航空发动机，其本质与ATREX类似，采用了复杂的管式换热器，且其冷却剂管路非常复杂、管路距离长，不仅进气损失较大，且冷却剂的流动阻力大，质量重。
公开号为CN105221295A的实用新型提出了一种组合发动机方案，此方案采用了液氧和液氮两种冷却剂，并采用了直接喷射的方式。此方案避免了复杂的热交换器结构，但是液氧和液氮两种冷却剂的比热容不够大，冷却剂消耗量较大，会占用较大的飞行器空间，且发动机的性能不足；同时液氮和液氧。
美国开展了MIPCC发动机的研究，其采用了液体喷射的方式实现涡轮发动机的进气冷却。但这种方式仅可以改进发动机的高马赫数下的性能，高速及高超音速飞行器通常不具有很高的推重比，且由于需要兼顾广阔的飞行速域，飞行器通常存在跨音速加速困难的问题。
综上所述，现有的预冷发动机存在以下问题：1、常采用的管式换热器体积庞大、质量大、发动机进气总压损失大；2、采用液氮液氧等作为冷却剂，冷却效果不足，造成冷却剂质量体积均较大；3、采用预冷发动机的宽域飞行器跨音速加速困难的问题。
发明内容
本实用新型的目的在于避免现有技术的缺陷而提供一种涡轮发动机射流预冷装置，有效解决了现有技术存在的问题。
为实现上述目的，本实用新型采取的技术方案为：所述的一种涡轮发动机射流预冷装置，其特点是包括设置在涡轮发动机前部的喷射冷却机构，所述的喷射冷却机构包括冷却剂喷射管和冷却剂输送管道，冷却剂喷射管和冷却剂输送管道安装在支撑结构上，支撑结构两端安装在外环上，冷却剂喷射管上设置有冷却剂喷口，喷射冷却机构通过冷却剂输送管道和电磁阀分别与水箱和液态空气罐相连通。
所述的喷射冷却机构通过外环固定在涡轮发动机前部，所述的水箱和液态空气罐分别通过管路和电磁阀设置有水输出管和液体空气输出管，水输出管和液体空气输出管分别接水输入管和液体空气输入管，水输入管和液体空气输入管通过电磁阀与冷却剂输送管道相连。
所述的冷却剂输送管道通过支撑结构对称在外环上设置为四根，所述的冷却剂喷射管绕外环中心同心环形设置为三圈，冷却剂输送管道与冷却剂喷射管相连通，冷却剂输送管道与支撑结构固定连接，冷却系统工作时，冷却剂通过冷却剂输送管道输送至冷却剂喷射管，由冷却剂喷口喷出。
所述的冷却剂喷射管每圈管路中设置有四个冷却剂管挡板，四个冷却剂管挡板设置在与冷却剂输送管道呈45度角位置，冷却剂管挡板将冷却剂喷射管分为四个区域，每个区域与一根冷却剂输送管道连接。
所述的冷却剂喷射管上的冷却剂喷口横截面为收缩扩展的轴对称形通道，实现水冷却剂的雾化。
本实用新型的有益效果是：所述的一种涡轮发动机射流预冷装置，其通过采用混合式冷却装置代替管式换热器，提高了冷却效率，降低了冷却系统的质量，同时降低了冷却后工质的总压损失；通过水喷射冷却涡轮发动机进口，降低冷却剂用量；通过喷射液态空气，冷却涡轮发动机进口，增大涡轮发动机流量，提升跨音速性能；通过将液态空气和水两种冷却剂共用一套冷却系统，充分利用冷却系统结构，实现多种用途。
附图说明
图1为本实用新型结构原理示意图；
图2为本实用新型喷射冷却装置的结构示意图；
图3为本实用新型图2中的冷却剂管挡板的结构示意图；
图4为本实用新型图3中的局部放大结构示意图；
图5为本实用新型图2中冷却剂喷口的结构示意图。
图中所示：1、喷射冷却机构；2、电磁阀；3、水箱；4、液态空气罐；5、冷却剂输送管道；6、冷却剂喷口；7、外环；8、冷却剂喷射管；9、支撑结构；10、冷却剂管挡板；11、水输入管；12、液体空气输入管；13、水输出管；14、液体空气输出管。
具体实施方式
以下结合附图对本实用新型的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本实用新型，并非用于限定本实用新型的范围。
如图1至5所示，所述的一种涡轮发动机射流预冷装置，其特点是包括设置在涡轮发动机前部的喷射冷却机构1，所述的喷射冷却机构1包括冷却剂喷射管8和冷却剂输送管道5，冷却剂喷射管8和冷却剂输送管道5安装在支撑结构9上，支撑结构9两端安装在外环7上，冷却剂喷射管8上设置有冷却剂喷口6，喷射冷却机构1通过冷却剂输送管道5和电磁阀2分别与水箱3和液态空气罐4相连通。
进一步，所述的喷射冷却机构1通过外环7固定在涡轮发动机前部，所述的水箱3和液态空气罐4分别通过管路和电磁阀设置有水输出管13和液体空气输出管14，水输出管13和液体空气输出管14分别接水输入管11和液体空气输入管12，水输入管11和液体空气输入管12通过电磁阀2与冷却剂输送管道5相连。
进一步，所述的冷却剂输送管道5通过支撑结构9对称在外环7上设置为四根，所述的冷却剂喷射管8绕外环7中心同心环形设置为三圈，冷却剂输送管道5与冷却剂喷射管8相连通，冷却剂输送管道5与支撑结构9固定连接，冷却系统工作时，冷却剂通过冷却剂输送管道5输送至冷却剂喷射管8，由冷却剂喷口6喷出。
进一步，所述的冷却剂喷射管8每圈管路中设置有四个冷却剂管挡板10，四个冷却剂管挡板10设置在与冷却剂输送管道5呈45度角位置，冷却剂管挡板10将冷却剂喷射管8分为四个区域，每个区域与一根冷却剂输送管道5连接。
进一步，所述的冷却剂喷射管8上的冷却剂喷口6横截面为收缩扩展的轴对称形通道，实现水冷却剂的雾化。
所述的一种涡轮发动机射流预冷装置，其在飞行过程中，当发动机开始跨音速加速时，喷射冷却机构1开始工作，喷射液态空气，冷却发动机进口气流，同时为发动机提供更大的进口流量；跨音速结束后，喷射冷却机构1暂停工作。当发动机进口气流达到足够高的总温后，喷射冷却机构1开始工作，将液态水通过冷却剂喷口6高速喷射并雾化，冷却发动机进口气流。根据不同的飞行条件，发动机所需的冷却剂喷射量不同，可根据流量大小，通过控制电磁阀控制开启2个或者4个喷射区域。
以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。
Claims (5)
1.一种涡轮发动机射流预冷装置，其特征是包括设置在涡轮发动机前部的喷射冷却机构，所述的喷射冷却机构包括冷却剂喷射管和冷却剂输送管道，冷却剂喷射管和冷却剂输送管道安装在支撑结构上，支撑结构两端安装在外环上，冷却剂喷射管上设置有冷却剂喷口，喷射冷却机构通过冷却剂输送管道和电磁阀分别与水箱和液态空气罐相连通。
2.如权利要求1所述的一种涡轮发动机射流预冷装置，其特征在于：所述的喷射冷却机构通过外环固定在涡轮发动机前部，所述的水箱和液态空气罐分别通过管路和电磁阀设置有水输出管和液体空气输出管，水输出管和液体空气输出管分别接水输入管和液体空气输入管，水输入管和液体空气输入管通过电磁阀与冷却剂输送管道相连。
3.如权利要求1或2所述的一种涡轮发动机射流预冷装置，其特征在于：所述的冷却剂输送管道通过支撑结构对称在外环上设置为四根，所述的冷却剂喷射管绕外环中心同心环形设置为三圈，冷却剂输送管道与冷却剂喷射管相连通，冷却剂输送管道与支撑结构固定连接，冷却系统工作时，冷却剂通过冷却剂输送管道输送至冷却剂喷射管，由冷却剂喷口喷出。
4.如权利要求3所述的一种涡轮发动机射流预冷装置，其特征在于：所述的冷却剂喷射管每圈管路中设置有四个冷却剂管挡板，四个冷却剂管挡板设置在与冷却剂输送管道呈45度角位置，冷却剂管挡板将冷却剂喷射管分为四个区域，每个区域与一根冷却剂输送管道连接。
5.如权利要求1所述的一种涡轮发动机射流预冷装置，其特征在于：所述的冷却剂喷射管上的冷却剂喷口横截面为收缩扩展的轴对称形通道，实现水冷却剂的雾化。
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| CN201820659704.3U CN208138051U (zh) | 2018-05-04 | 2018-05-04 | 一种涡轮发动机射流预冷装置 |
Applications Claiming Priority (1)
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| CN (1) | CN208138051U (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112173137A (zh) * | 2020-09-25 | 2021-01-05 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机降温进气道 |
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2018
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| CN112173137B (zh) * | 2020-09-25 | 2022-09-30 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机降温进气道 |
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