CN215057794U - 一种可实现高超声速飞行的预冷涡轮发动机 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种可实现高超声速飞行的预冷涡轮发动机，包括依次串联连接的一体化进气预冷装置、压气机、涡轮、混流稳焰装置、燃烧室以及尾喷管，一体化进气预冷装置包括进气口以及设于进气口后端的第一预冷通道和第二预冷通道；预冷涡轮发动机还包括与第一预冷通道连接的燃料泵、与第二预冷通道连接的氧化剂泵以及与燃料泵和氧化剂泵连接的变速箱，变速箱与压气机连接，压气机和涡轮之间设有燃气发生器，第一预冷通道分别与燃气发生器和混流稳焰装置连接，第二预冷通道与燃气发生器连接，燃烧室上还设有点火装置；能够对高温来流空气进行有效快速的冷却，从而实现Ma0～5.0的高超声速全速域飞行。

Description

一种可实现高超声速飞行的预冷涡轮发动机

技术领域

本实用新型属于航空发动机领域，具体涉及一种可实现高超声速飞行的预冷涡轮发动机。

背景技术

飞行马赫数达到5的飞行器称为高超声速飞行器，可用于洲际高速民航客机等。对于高超声速飞行器的发动机而言，由于飞行马赫数高，使得来流空气总温高达1250K甚至更高，极高的来流总温使得发动机进气道、压气机等部件需要承受极端恶劣的热环境，且压气机对来流空气做功后会使得空气总温进一步升高，这对材料、结构及热防护等方面提出了苛刻的要求。此外，由于来流空气总温已经很高，燃料能够释放的热量受到了限制，使得发动机性能无法提高。因此，如何降低来流空气总温，如何拓宽现有发动机的工作马赫数范围，是实现高超声速飞行器的重要难题。

英国、日本、美国等国提出了Sabre、Scimitar、ATREX、MPICC等发动机方案，试图通过对来流空气喷水冷却、采用氢膨胀循环预冷、第三流体氦闭式循环冷却等措施来降低来流空气的总温，进而实现马赫数大于5的高超声速飞行，国内有关科研机构也在开展相关的跟踪研究工作。

国外及国内已提出了若干种降低来流空气总温及拓宽飞行马赫数的发动机方案，并已开展了若干研究及试验验证工作，但由于技术难度极大，迄今尚没有一种经充分验证及工程应用的理想发动机方案，各种技术仍然处于研究与验证当中，还需要探索更多可以实现高超声速飞行的动力装置与途径。

实用新型内容

本实用新型要解决的技术问题是提供一种可实现高超声速飞行的预冷涡轮发动机，包括依次串联连接设置的一体化进气预冷装置、压气机、涡轮、混流稳焰装置、燃烧室以及尾喷管，所述一体化进气预冷装置包括进气口以及设于所述进气口后端的第一预冷通道和第二预冷通道；所述预冷涡轮发动机还包括与所述第一预冷通道连接的燃料泵、与所述第二预冷通道连接的氧化剂泵以及与所述燃料泵和氧化剂泵连接的变速箱，所述变速箱与所述压气机连接，所述压气机和所述涡轮之间设有燃气发生器，所述第一预冷通道分别与所述燃气发生器和混流稳焰装置连接，所述第二预冷通道与所述燃气发生器连接，所述燃烧室上还设有点火装置。

进一步的，所述进气口处设有中心锥。

进一步的，所述中心锥滑动设于所述进气口处并可沿所述进气口的轴向移动。

进一步的，所述第一预冷通道的末端连接设有分配器，所述分配器的末端分别与所述燃气发生器和混流稳焰装置连接。

进一步的，所述变速箱与所述燃料泵和氧化剂泵采用同轴安装的方式连接。

进一步的，所述变速箱连接在所述压气机的转轴或轮盘上。

进一步的，所述点火装置的数量为一台、两台或多台。

进一步的，所述点火装置安装在所述燃烧室的外部。

进一步的，所述点火装置上设有点火嘴，所述点火嘴伸入所述燃烧室的内部。

进一步的，所述燃料泵吸入的燃料为吸热性碳氢燃料。

本实用新型具有以下有益效果：

本实用新型预冷涡轮发动机工作时，高温高速的来流空气进入一体化进气预冷装置后总温降低，并进入压气机增压，增压后的来流空气分为两路，一路进入混流稳焰装置，另一路进入燃烧室及尾喷管的夹层缝隙内，并最终进入燃烧室及尾喷管内部，压气机旋转带动变速箱旋转工作，变速箱带动燃料泵和氧化剂泵工作，从而使得燃料和氧化剂分别进入一体化进气预冷装置内，对来流空气进行冷却；在低马赫数下，经一体化进气预冷装置后的燃料温度升高，并进入燃气发生器内；在高马赫数下，经一体化进气预冷装置后的燃料分为两路分别进入燃气发生器和混流稳焰装置内；进入燃气发生器的燃料和氧化剂在燃气发生器内组织燃烧产生高温燃气，高温燃气经燃气发生器的出口进入涡轮，经涡轮做功后进入混流稳焰装置；进入混流稳焰装置的来流空气、高温燃气和燃料经掺混均匀后进入燃烧室内后由点火装置点火，在燃烧室内组织燃烧，燃烧后的高温燃气经尾喷管排出，产生推力，从而实现高超声速飞行；本实用新型采用了同时利用氧化剂及燃料来预冷高温空气的设计思路，且燃料采用了吸热性碳氢燃料，极大提高了冷却剂的热沉，因此可以对高温来流空气进行有效冷却，从而实现Ma0～5.0的高超声速全速域飞行。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本实用新型实施例提供的可实现高超声速飞行的预冷涡轮发动机的示意图。

图中标识说明：

1－一体化进气预冷装置、11－第一预冷通道、12－第二预冷通道、13－进气口、14－中心锥、15－滑动臂、16－分配器、2－压气机、3－涡轮、4－混流稳焰装置、5－燃烧室、51－点火装置、52－点火嘴、6－尾喷管、7－变速箱、71－燃料泵、72－氧化剂泵、8－燃气发生器。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

应当理解，当在本说明书和所附权利要求书中使用时，术语“包括”和“包含”指示所描述特征、整体、步骤、操作、元素和/或组件的存在，但并不排除一个或多个其它特征、整体、步骤、操作、元素、组件和/或其集合的存在或添加。

还应当理解，在此本实用新型说明书中所使用的术语仅仅是出于描述特定实施例的目的而并不意在限制本实用新型。如在本实用新型说明书和所附权利要求书中所使用的那样，除非上下文清楚地指明其它情况，否则单数形式的“一”、“一个”及“该”意在包括复数形式。

还应当进一步理解，在本实用新型说明书和所附权利要求书中使用的术语“和/或”是指相关联列出的项中的一个或多个的任何组合以及所有可能组合，并且包括这些组合。

实施例

请参阅图1所示，本实用新型实施例提供的可实现高超声速飞行的预冷涡轮发动机，包括依次串联连接设置的一体化进气预冷装置1、压气机2、涡轮3、混流稳焰装置4、燃烧室5以及尾喷管6，一体化进气预冷装置1包括进气口13以及设置在进气口13后端的第一预冷通道11和第二预冷通道12，预冷涡轮发动机还包括与第一预冷通道11连接的燃料泵71、与第二预冷通道12连接的氧化剂泵72以及与燃料泵71和氧化剂泵72连接的变速箱7，燃料泵71吸入的燃料为吸热性碳氢燃料，变速箱7与压气机2连接，压气机2和涡轮3之间设有燃气发生器8，第一预冷通道11分别与燃气发生器8和混流稳焰装置4连接，第二预冷通道12与燃气发生器8连接，燃烧室5上还设有点火装置51；在上述结构中，预冷涡轮发动机工作时，高温高速的来流空气进入一体化进气预冷装置1后，经一体化进气预冷装置1预冷后总温降低，并进入压气机2进行适当增压，经压气机2增压后的来流空气分为两路，其中一路进入混流稳焰装置4，另一路进入燃烧室5及尾喷管6的夹层缝隙内，并最终进入燃烧室及尾喷管内部，压气机2旋转工作后，带动变速箱7旋转工作，变速箱7带动燃料泵7和氧化剂泵8起旋工作，分别对燃料和氧化剂进行增压，增压后的燃料和氧化剂分别进入一体化进气预冷装置1内，共同对来流空气进行冷却；在低马赫数下，经一体化进气预冷装置1后的燃料温度升高，并进入燃气发生器8内；由于燃料泵71吸入的燃料为吸热性碳氢燃料，在高马赫数下，经一体化进气预冷装置1后的燃料能够裂解为小分子产物，能够吸收更多的来流空气的热量，经一体化进气预冷装置1后的燃料分为两路分别进入燃气发生器8和混流稳焰装置4内；进入燃气发生器8的燃料和氧化剂在燃气发生器8内组织燃烧，并产生高温燃气，高温燃气经燃气发生器8的出口进入涡轮，经涡轮做工后进入混流稳焰装置4；进入混流稳焰装置4的来流空气、高温燃气和燃料经掺混均匀后进入燃烧室5内；此时，点火装置51点火，将混均匀后的来流空气、高温燃气和燃料点燃并在燃烧室5内组织燃烧，燃烧后的高温燃气经尾喷管6排出，产生推力，从而实现高超声速飞行。

具体的，在进气口13处设有中心锥14，中心锥14能够实现来流空气的捕获。

具体的，在进气口13的内壁上设有沿着进气口13的轴向方向设置的滑轨(图中未视出)，在中心锥14上设有与滑轨滑动配合的滑动臂15，通过滑动臂15可带动中心锥14沿着滑轨移动，从而能够实现不同马赫数下的调节，进而增加中心锥14的适用范围。

具体的，第一预冷通道11的末端连接设有分配器16，分配器16的末端分别与燃气发生器8和混流稳焰装置4连接，分配器16能够将经第一预冷通道11后的燃料分为两路，其中一路进入燃气发生器8，另一路进入混流稳焰装置4。

具体的，变速箱7与燃料泵71和氧化剂泵72采用同轴安装的方式连接，变速箱7起旋后能够带动燃料泵71和氧化剂泵72旋转运动。

具体的，变速箱7连接在压气机2的转轴或轮盘上，当压气机2工作时，压气机2的转轴和轮盘旋转，通过压气机2的转轴或者轮盘旋转带动变速箱7旋转工作。

具体的，点火装置51的数量为一台、两台或多台，点火装置51安装在燃烧室5的外部，在点火装置51上设有点火嘴52，点火嘴52伸入燃烧室5的内部。

以上所述，仅为本实用新型的具体实施方式，但本实用新型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实用新型揭露的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。因此，本实用新型的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种可实现高超声速飞行的预冷涡轮发动机，其特征在于，包括依次串联连接设置的一体化进气预冷装置、压气机、涡轮、混流稳焰装置、燃烧室以及尾喷管，所述一体化进气预冷装置包括进气口以及设于所述进气口后端的第一预冷通道和第二预冷通道；所述预冷涡轮发动机还包括与所述第一预冷通道连接的燃料泵、与所述第二预冷通道连接的氧化剂泵以及与所述燃料泵和氧化剂泵连接的变速箱，所述变速箱与所述压气机连接，所述压气机和所述涡轮之间设有燃气发生器，所述第一预冷通道分别与所述燃气发生器和混流稳焰装置连接，所述第二预冷通道与所述燃气发生器连接，所述燃烧室上还设有点火装置。

2.如权利要求1所述的可实现高超声速飞行的预冷涡轮发动机，其特征在于，所述进气口处设有中心锥。

3.如权利要求2所述的可实现高超声速飞行的预冷涡轮发动机，其特征在于，所述中心锥滑动设于所述进气口处并可沿所述进气口的轴向移动。

4.如权利要求3所述的可实现高超声速飞行的预冷涡轮发动机，其特征在于，所述第一预冷通道的末端连接设有分配器，所述分配器的末端分别与所述燃气发生器和混流稳焰装置连接。

5.如权利要求4所述的可实现高超声速飞行的预冷涡轮发动机，其特征在于，所述变速箱与所述燃料泵和氧化剂泵采用同轴安装的方式连接。

6.如权利要求5所述的可实现高超声速飞行的预冷涡轮发动机，其特征在于，所述变速箱连接在所述压气机的转轴或轮盘上。

7.如权利要求6所述的可实现高超声速飞行的预冷涡轮发动机，其特征在于，所述点火装置的数量为一台、两台或多台。

8.如权利要求7所述的可实现高超声速飞行的预冷涡轮发动机，其特征在于，所述点火装置安装在所述燃烧室的外部。

9.如权利要求8所述的可实现高超声速飞行的预冷涡轮发动机，其特征在于，所述点火装置上设有点火嘴，所述点火嘴伸入所述燃烧室的内部。

10.如权利要求1所述的可实现高超声速飞行的预冷涡轮发动机，其特征在于，所述燃料泵吸入的燃料为吸热性碳氢燃料。

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