空氣預(yù)冷壓縮航空發(fā)動機(jī)及高超聲速飛機(jī)的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種空氣預(yù)冷壓縮航空發(fā)動機(jī)及高超聲速飛機(jī)，其包括依次設(shè)置的進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、燃燒室及噴管，壓氣機(jī)設(shè)有為其提供驅(qū)動力的渦輪；還包括：第一換熱器，用于采用循環(huán)冷卻劑對進(jìn)氣道導(dǎo)入的空氣進(jìn)行冷卻；冷卻劑泵，具有與第一換熱器連通的冷卻劑出口及與第二換熱器連通以回收冷卻劑的冷卻劑回收口；第二換熱器，利用液氫泵輸出的液氫作為冷源對升溫后的冷卻劑進(jìn)行冷卻，并將冷卻后的冷卻劑導(dǎo)出至冷卻劑泵以供循環(huán)使用；液氫泵，連接第二換熱器的入口，用于提供作為燃料的液氫；噴注器，位于壓氣機(jī)與燃燒室之間且與第二換熱器連通，用于將經(jīng)壓氣機(jī)壓縮后的空氣及經(jīng)第二換熱器交換熱量后的氫氣噴注入燃燒室內(nèi)。
【專利說明】
空氣預(yù)冷壓縮航空發(fā)動機(jī)及高超聲速飛機(jī)
技術(shù)領(lǐng)域
[0001 ]本發(fā)明涉及航空發(fā)動機(jī)領(lǐng)域，特別地，涉及一種空氣預(yù)冷壓縮航空發(fā)動機(jī)。此外，本發(fā)明還涉及一種包括上述空氣預(yù)冷壓縮航空發(fā)動機(jī)的高超聲速飛機(jī)。
【背景技術(shù)】
[0002]目前在航空領(lǐng)域得到應(yīng)用的發(fā)動機(jī)主要有三大類:活塞式內(nèi)燃機(jī)、渦扇/渦噴發(fā)動機(jī)、渦軸/渦槳發(fā)動機(jī)。
[0003]1903年美國萊特兄弟利用一臺4缸水冷汽油內(nèi)燃機(jī)，制造出世界第一架載人飛機(jī)，開創(chuàng)了活塞式內(nèi)燃機(jī)成為飛機(jī)動力裝置的新紀(jì)元。但由于大功率活塞式內(nèi)燃機(jī)非常笨重，并且只能采用螺旋槳推進(jìn)，不能使飛機(jī)實現(xiàn)超聲速飛行。
[0004]1937年4月英國人惠特爾研制出世界第一臺燃?xì)鉁u輪噴氣發(fā)動機(jī)。1937年9月德國人奧海因也獨立研制了一臺渦輪噴氣發(fā)動機(jī)，并在1939年8月成功進(jìn)行了試飛，標(biāo)志著人類進(jìn)入了渦輪噴氣飛行時代。燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)由于沒有限制飛行速度的螺旋槳，而且單位時間流入發(fā)動機(jī)的空氣量比活塞式發(fā)動機(jī)大得多，從而能產(chǎn)生很大的推力，可以使飛機(jī)實現(xiàn)超聲速飛行。二戰(zhàn)后，燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)得到了迅猛發(fā)展，并衍生出渦扇、渦槳、渦軸等發(fā)動機(jī)變種，目前廣泛應(yīng)用于飛機(jī)、艦船、電力等領(lǐng)域。
[0005]目前，在軍/民用飛機(jī)上最常用的渦扇發(fā)動機(jī)主要由進(jìn)氣道、風(fēng)扇、壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪、噴管等組成。不管飛機(jī)是超聲速飛行還是亞聲速飛行，空氣經(jīng)過進(jìn)氣道壓縮后，壓力和溫度上升，氣流速度都降為亞聲速?？諝饬鹘?jīng)過風(fēng)扇壓縮后分成兩部分。大部分空氣經(jīng)過外涵道膨脹產(chǎn)生推力后排向大氣環(huán)境;小部分空氣進(jìn)入內(nèi)涵道，經(jīng)過壓氣機(jī)壓縮后進(jìn)入燃燒室，在燃燒室內(nèi)與噴入的航空煤油進(jìn)行燃燒，燃燒產(chǎn)生的高溫燃?xì)獯祫訙u輪，渦輪為風(fēng)扇和壓氣機(jī)提供動力。燃?xì)饨?jīng)過渦輪膨脹做功后，壓力和溫度降低、速度加快，最后通過噴管產(chǎn)生推力并排向大氣環(huán)境。這種傳統(tǒng)的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)主要存在兩方面不足:一是在高超聲速飛行時(通常大于5倍聲速)不能正常工作。在高超聲速飛行時，空氣經(jīng)過進(jìn)氣道壓縮后變成亞聲速氣流，這時空氣溫度超過1000K，高速旋轉(zhuǎn)的風(fēng)扇和壓氣機(jī)葉片難以承受這種熱負(fù)荷，并且空氣密度低，壓氣機(jī)壓縮效率低。更嚴(yán)重的是，空氣經(jīng)過壓氣機(jī)壓縮后溫度還會進(jìn)一步提高，按照10倍壓比計算，進(jìn)入燃燒室的空氣溫度會達(dá)到2000K，即使不噴油燃燒，也已接近渦輪葉片材料的耐溫極限。二是由于受渦輪葉片材料耐溫限制，即使在低速飛行時，燃燒溫度也不能太高(目前最高不能超過1700°C)，遠(yuǎn)沒有到達(dá)空氣和煤油的理論燃燒溫度，燃?xì)獾淖龉摿]有充分利用，導(dǎo)致發(fā)動機(jī)推力性能不高。歸納起來就是，風(fēng)扇和壓氣機(jī)限制了飛行速度，渦輪限制了燃燒溫度，以傳統(tǒng)燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)為動力的飛機(jī)不能進(jìn)行高超聲速飛行。
[0006]如果采用額外的冷卻劑對進(jìn)氣道壓縮后的空氣進(jìn)行冷卻，那么在高超聲速飛行時遇到的壓氣效率和熱防護(hù)難題都可以得到解決。如果渦輪不采用高溫燃?xì)怛?qū)動，那么燃燒溫度就不會受渦輪葉片材料的制約，發(fā)動機(jī)性能可大幅提高。
[0007]文獻(xiàn)AIAA-1996-4553報道了日本空間與航空科學(xué)研究所(ISAS)提出的一種膨脹循環(huán)空氣禍輪沖壓發(fā)動機(jī)(ATREX，Air Turbine Ramjet of Expander Cycle)。參照圖1，ATREX主要由換熱器1、風(fēng)扇2、葉尖渦輪3、燃燒室4、換熱器5、燃料噴注器6、噴管7、液氫栗8、渦輪9組成。液氫經(jīng)過液氫栗8增壓后進(jìn)入換熱器I對空氣進(jìn)行冷卻，然后進(jìn)入燃燒室4的殼體夾套冷卻燃燒室變成氣態(tài)氫，之后分成兩路，一路通過燃料噴注器6噴入燃燒室直接燃燒，另一路經(jīng)過換熱器5進(jìn)一步加熱后去吹動葉尖渦輪3和渦輪9。葉尖渦輪3帶動風(fēng)扇2對冷卻后的空氣增壓，渦輪9驅(qū)動液氫栗8為液氫增壓。驅(qū)動渦輪后的氫氣最后進(jìn)入燃燒室和空氣燃燒，產(chǎn)生的燃?xì)馔ㄟ^噴管7排出，產(chǎn)生推力。與傳統(tǒng)的渦輪沖壓發(fā)動機(jī)不同，ATREX采用低溫液氫作為燃料，液氫冷卻空氣后，在燃燒室內(nèi)通過換熱器進(jìn)一步加熱升溫，加熱后的氫氣大部分流量去吹動葉尖渦輪以帶動壓氣機(jī)，小部分流量去驅(qū)動液氫栗，最后都進(jìn)入燃燒室燃燒。但是，由于只采用兩級風(fēng)扇，空氣壓縮比為2.5，燃燒室壓力低，產(chǎn)生的推力不大。另外為了滿足驅(qū)動渦輪和液氫栗的要求，需要比正常燃燒時更多的氫氣，導(dǎo)致燃料比沖不高，因此該方案在經(jīng)過原理發(fā)動機(jī)試驗后就被放棄。
[0008]文獻(xiàn)AIAA-2002-4127報道了美國MSE技術(shù)應(yīng)用公司提出的一種壓氣機(jī)前噴流冷卻發(fā)動機(jī)方案(MIPCCE，Mass Inject1n Pre-Compressor Cooling Engine)。圖2不出了美國MIPCCE發(fā)動機(jī)的原理圖。該方案的顯著特點是:在進(jìn)氣道下游采用液體噴流冷卻空氣，目的是為了解決傳統(tǒng)航空渦扇/渦噴發(fā)動機(jī)在高超聲速飛行遇到的熱問題。發(fā)動機(jī)主要由進(jìn)氣道21、冷卻液噴注器22、風(fēng)扇23、壓氣機(jī)24、燃燒室25、渦輪26、加力燃燒室27、噴管28組成。高速空氣流經(jīng)過進(jìn)氣道21壓縮，溫度大幅升高。為了降低空氣溫度，于是通過冷卻液噴注器22在氣流中噴入水或者低溫液氧，降溫后的空氣再經(jīng)過風(fēng)扇23和壓氣機(jī)24壓縮，進(jìn)入燃燒室25燃燒，燃?xì)獯祫訙u輪26為風(fēng)扇和壓氣機(jī)提供動力。由于渦輪葉片材料限制，燃燒室出口燃?xì)鉁囟炔荒芴?，空氣中的氧沒有完全參與燃燒，導(dǎo)致發(fā)動機(jī)推力不夠大。為了提高發(fā)動機(jī)推力，可以在加力燃燒室27繼續(xù)噴入燃油燃燒，燃?xì)鉁囟葔毫ι吆?，再通過噴管28排出產(chǎn)生推力。從發(fā)動機(jī)的工作過程看，該方案的優(yōu)點是:可以拓展傳統(tǒng)航空發(fā)動機(jī)的速度適應(yīng)范圍；缺點是:需要額外的冷卻液，并且冷卻液在發(fā)動機(jī)工作過程中持續(xù)消耗，不能循環(huán)利用。此外，飛行器必須多帶一個冷卻液儲箱和供應(yīng)系統(tǒng)，導(dǎo)致飛行器重量、體積大幅增加，這對高超聲速飛行器來說是難以承受的。
[0009]文獻(xiàn)AIAA-2005-3419和AIAA 2012-5839報道了日本提出的一種預(yù)冷卻渦輪發(fā)動機(jī)(PCTJ，Pre-C00led Turbine Jet)。圖3示出了日本PCTJ發(fā)動機(jī)的原理圖。該發(fā)動機(jī)采用低溫液氫作為燃料，采用氮氣為液氫儲箱31增壓。發(fā)動機(jī)主要由進(jìn)氣道32、換熱器33、核心機(jī)34(也就是傳統(tǒng)的渦輪發(fā)動機(jī)，包括:壓氣機(jī)、燃燒室和渦輪三大部件)、加力燃燒室35、噴管36組成。液氫從高壓儲箱31流出后分成兩部分，小部分氫燃料在核心機(jī)34內(nèi)燃燒以驅(qū)動渦輪，而大部分液氫通過換熱器33對空氣進(jìn)行冷卻后，再去冷卻加力燃燒室35，最后進(jìn)入加力燃燒室燃燒。空氣經(jīng)過進(jìn)氣道32壓縮后，通過換熱器33冷卻后溫度下降，全部進(jìn)入核心機(jī)34，經(jīng)過壓氣機(jī)壓縮后與進(jìn)入核心機(jī)燃燒室的小流量氫燃燒，產(chǎn)生的燃?xì)怛?qū)動渦輪后進(jìn)入加力燃燒室35。由于渦輪葉片材料的耐溫限制，核心機(jī)的燃燒溫度不高，空氣中的大部分氧還沒有被消耗。因此，在加力燃燒室35內(nèi)，燃?xì)饫^續(xù)與經(jīng)過冷卻換熱后變成氣體的氫氣燃燒，最后通過噴管36排出產(chǎn)生推力。該方案的特點是:發(fā)動機(jī)工作不需要額外的冷卻劑，對現(xiàn)有的航空渦輪發(fā)動機(jī)改動不大，技術(shù)相對成熟些。但是冷卻所需要的液氫流量仍然高于與空氣燃燒所需要的量，影響發(fā)動機(jī)的比沖性能。此外，很重要的一點是加力燃燒室在渦輪下游，燃燒壓力不高，直接影響發(fā)動機(jī)的推力大小。
[0010]通過分析比較國外幾種空氣預(yù)冷航空發(fā)動機(jī)方案可知，要么采用額外的冷卻劑對空氣進(jìn)行冷卻，發(fā)動機(jī)工作時需要不斷消耗冷卻劑，顯然不實用;要么采用液氫燃料作為冷卻劑，但要冷卻空氣和燃燒室，氫消耗量比正常燃燒所需的流量大，導(dǎo)致發(fā)動機(jī)的比沖性能低，經(jīng)濟(jì)性差。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0011]本發(fā)明提供了一種空氣預(yù)冷壓縮航空發(fā)動機(jī)，可解決現(xiàn)有渦扇/渦噴發(fā)動機(jī)中因風(fēng)扇和壓氣機(jī)限制了飛行速度、渦輪限制了燃燒溫度等技術(shù)難題，為未來的高超聲速飛機(jī)提供一種理想的動力裝置。
[0012]本發(fā)明采用的技術(shù)方案如下:
[0013]根據(jù)本發(fā)明的一個方面，提供一種空氣預(yù)冷壓縮航空發(fā)動機(jī)，包括依次設(shè)置的進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、燃燒室及噴管，壓氣機(jī)設(shè)有為其提供驅(qū)動力的渦輪;本發(fā)明空氣預(yù)冷壓縮航空發(fā)動機(jī)還包括:
[0014]第一換熱器，設(shè)于進(jìn)氣道與壓氣機(jī)之間，用于采用循環(huán)冷卻劑對進(jìn)氣道導(dǎo)入的空氣進(jìn)行冷卻；
[0015]冷卻劑栗，具有與第一換熱器連通的冷卻劑出口及與第二換熱器連通以回收冷卻劑的冷卻劑回收口；
[0016]第二換熱器，利用液氫栗輸出的液氫作為冷源對升溫后的冷卻劑進(jìn)行冷卻，并將冷卻后的冷卻劑導(dǎo)出至冷卻劑栗以供循環(huán)使用；
[0017]液氫栗，連接第二換熱器的入口，用于提供作為燃料的液氫；
[0018]噴注器，位于燃燒室的頭部且與第二換熱器連通，用于將經(jīng)壓氣機(jī)壓縮后的空氣及經(jīng)第二換熱器交換熱量后的氫氣噴注入燃燒室內(nèi)。
[0019]進(jìn)一步地，第一換熱器與噴管的壁面冷卻通道之間經(jīng)換熱管道連通，冷卻劑經(jīng)第一換熱器與空氣進(jìn)行熱交換后，經(jīng)換熱管道進(jìn)入噴管、燃燒室的壁面冷卻通道內(nèi)，對噴管及燃燒室進(jìn)行冷卻后轉(zhuǎn)換為高溫氣體，高溫氣體經(jīng)驅(qū)動管路連通渦輪且經(jīng)渦輪膨脹做功后導(dǎo)入第二換熱器。
[0020]進(jìn)一步地，高溫氣體驅(qū)動渦輪為壓氣機(jī)提供動力，并帶動啟動發(fā)電機(jī)，啟動發(fā)電機(jī)為冷卻劑栗和/或液氫栗提供驅(qū)動電能。
[0021]進(jìn)一步地，啟動發(fā)電機(jī)經(jīng)輸出電能調(diào)節(jié)冷卻劑栗和/或液氫栗的轉(zhuǎn)速。
[0022]進(jìn)一步地，啟動發(fā)電機(jī)的電能輸出端設(shè)有用于蓄能的蓄電池。
[0023]進(jìn)一步地，液氫栗連通用于儲存液氫的低溫儲箱。
[0024]進(jìn)一步地，冷卻劑栗連通用于儲存定量冷卻劑的儲液箱。
[0025]進(jìn)一步地，冷卻劑為水、液態(tài)甲烷、液氦或者液氮。
[0026]進(jìn)一步地，壓氣機(jī)的出口與噴注器之間經(jīng)縮口連接。
[0027]根據(jù)本發(fā)明的另一方面，還提供一種高超聲速飛機(jī)，包括上述的空氣預(yù)冷壓縮航空發(fā)動機(jī)。
[0028]本發(fā)明具有以下有益效果:
[0029]本發(fā)明空氣預(yù)冷壓縮航空發(fā)動機(jī)及高超聲速飛機(jī)，通過采用液氫作為燃料，但不作為渦輪的驅(qū)動介質(zhì)，也不對燃燒室進(jìn)行冷卻，只作為冷源對工作后溫度升高的冷卻劑進(jìn)行冷卻，因此在工作過程中不需要消耗多于燃燒所需的液氫量，發(fā)動機(jī)燃料比沖高，經(jīng)濟(jì)性好。本發(fā)明所采用的冷卻劑實現(xiàn)了閉式循環(huán)，在冷卻空氣和發(fā)動機(jī)燃燒室后，經(jīng)過和液氫換熱恢復(fù)初態(tài)，在發(fā)動機(jī)工作過程中不消耗。本發(fā)明采用冷卻劑對經(jīng)進(jìn)氣道壓縮后的空氣進(jìn)行冷卻，可降低壓氣機(jī)的結(jié)構(gòu)熱負(fù)荷、并提高其壓縮效率；另外，與傳統(tǒng)渦噴發(fā)動機(jī)采用燃?xì)怛?qū)動渦輪不同，本發(fā)明采用經(jīng)熱交換后的高溫冷卻劑來驅(qū)動渦輪，使得發(fā)動機(jī)燃燒溫度不受渦輪葉片材料限制，能夠充分利用空氣中的氧，發(fā)動機(jī)推進(jìn)效率更高。
[0030]除了上面所描述的目的、特征和優(yōu)點之外，本發(fā)明還有其它的目的、特征和優(yōu)點。下面將參照附圖，對本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)的說明。
【附圖說明】
[0031]構(gòu)成本申請的一部分的附圖用來提供對本發(fā)明的進(jìn)一步理解，本發(fā)明的示意性實施例及其說明用于解釋本發(fā)明，并不構(gòu)成對本發(fā)明的不當(dāng)限定。在附圖中:
[0032]圖1是現(xiàn)有的日本ATREX發(fā)動機(jī)的原理示意圖；
[0033]圖2是現(xiàn)有的美國MIPCCE發(fā)動機(jī)的原理示意圖；
[0034]圖3是現(xiàn)有的日本PCTJ發(fā)動機(jī)的原理示意圖；
[0035]圖4是本發(fā)明優(yōu)選實施例的空氣預(yù)冷壓縮航空發(fā)動機(jī)的原理示意圖。
[0036]附圖標(biāo)記說明:
[0037]41、進(jìn)氣道;42、壓氣機(jī);43、燃燒室;44、噴管;45、渦輪；
[0038]46、第一換熱器;47、冷卻劑栗;48、第二換熱器;49、液氫栗；
[0039]50、噴注器;51、啟動發(fā)電機(jī);52、縮口 ；53、換熱管道;54、驅(qū)動管路。
【具體實施方式】
[0040]需要說明的是，在不沖突的情況下，本申請中的實施例及實施例中的特征可以相互組合。下面將參考附圖并結(jié)合實施例來詳細(xì)說明本發(fā)明。
[0041]參照圖4，本發(fā)明的優(yōu)選實施例提供了一種空氣預(yù)冷壓縮航空發(fā)動機(jī)，包括依次設(shè)置的進(jìn)氣道41、壓氣機(jī)42、燃燒室43及噴管44，壓氣機(jī)42設(shè)有為其提供驅(qū)動力的渦輪45;本實施例空氣預(yù)冷壓縮航空發(fā)動機(jī)還包括:第一換熱器46，設(shè)于進(jìn)氣道41與壓氣機(jī)42之間，用于采用冷卻劑對經(jīng)進(jìn)氣道41壓縮后的空氣進(jìn)行冷卻;冷卻劑栗47，具有與第一換熱器46連通的冷卻劑出口及與第二換熱器48連通以回收冷卻劑的冷卻劑回收口；第二換熱器48，其入口連通液氫栗49，采用液氫栗49輸出的液氫作為冷源對升溫后的冷卻劑進(jìn)行冷卻，并將冷卻后的冷卻劑導(dǎo)出至冷卻劑栗47以供循環(huán)使用;液氫栗49，連接第二換熱器48的入口，用于提供作為燃料的液氫;噴注器50，位于壓氣機(jī)42與燃燒室43之間且與第二換熱器48連通，用于將經(jīng)壓氣機(jī)42壓縮后的空氣及經(jīng)第二換熱器48交換熱量后的氫氣噴注入燃燒室43內(nèi)。
[0042]本實施例航空發(fā)動機(jī)采用液氫作為燃料，同時作為冷源。液氫經(jīng)過液氫栗49增壓后，進(jìn)入第二換熱器48，經(jīng)過換熱變成氣體，再進(jìn)入燃燒室43 ο由于在高超聲速飛行時，空氣經(jīng)過進(jìn)氣道41壓縮后溫度很高，導(dǎo)致壓氣機(jī)42效率低下且結(jié)構(gòu)熱負(fù)荷高。本實施例采用固定量的液體冷卻劑(如:水、液態(tài)甲烷、液氦或者液氮等)對進(jìn)氣道41后的空氣進(jìn)行冷卻，空氣經(jīng)過冷卻后溫度大幅降低，再利用渦輪-壓氣機(jī)對空氣進(jìn)行壓縮，壓縮效率高并且空氣壓比高，可達(dá)幾十個大氣壓。空氣和氫氣經(jīng)噴注器50噴注入燃燒室43，在高壓下進(jìn)行燃燒產(chǎn)生高溫氣體，經(jīng)過噴管44排出產(chǎn)生推力。本實施例通過采用液氫作為燃料，但不作為渦輪的驅(qū)動介質(zhì)，也不對燃燒室進(jìn)行冷卻，只作為冷源對工作后溫度升高的冷卻劑進(jìn)行冷卻，因此在工作過程中不需要消耗多于燃燒所需的液氫量，發(fā)動機(jī)燃料比沖高，經(jīng)濟(jì)性好。本發(fā)明所采用的冷卻劑實現(xiàn)了閉式循環(huán)，在冷卻空氣和發(fā)動機(jī)燃燒室后，經(jīng)過和液氫換熱恢復(fù)初態(tài)，在發(fā)動機(jī)工作過程中不消耗。本發(fā)明采用冷卻劑對經(jīng)進(jìn)氣道壓縮后的空氣進(jìn)行冷卻，可降低壓氣機(jī)的結(jié)構(gòu)熱負(fù)荷、并提高其壓縮效率；另外，與傳統(tǒng)渦噴發(fā)動機(jī)采用燃?xì)怛?qū)動渦輪不同，本發(fā)明采用經(jīng)熱交換后的高溫冷卻劑來驅(qū)動渦輪，使得發(fā)動機(jī)燃燒溫度不受渦輪葉片材料限制，能夠充分利用空氣中的氧，發(fā)動機(jī)推進(jìn)效率更高。
[0043]優(yōu)選地，本實施例中，第一換熱器46與噴管44的壁面冷卻通道之間經(jīng)換熱管道53連通，冷卻劑經(jīng)第一換熱器46與空氣進(jìn)行熱交換后，經(jīng)換熱管道53進(jìn)入噴管44、燃燒室43的壁面冷卻通道內(nèi)，對噴管44及燃燒室43進(jìn)行冷卻后轉(zhuǎn)換為高溫氣體，高溫氣體經(jīng)驅(qū)動管路54連通渦輪45且經(jīng)渦輪45膨脹做功后導(dǎo)入第二換熱器48。更優(yōu)選地，高溫氣體驅(qū)動渦輪45為壓氣機(jī)42提供動力，并帶動啟動發(fā)電機(jī)51發(fā)電，啟動發(fā)電機(jī)51為冷卻劑栗47和/或液氫栗49提供驅(qū)動電能。
[0044]本實施例航空發(fā)動機(jī)工作時，冷卻劑循環(huán)過程如下:首先是冷卻劑栗47在電機(jī)帶動下工作，給冷卻劑增壓，冷卻劑進(jìn)入第一換熱器46冷卻空氣，溫度升高后再經(jīng)換熱管道53進(jìn)入噴管44及燃燒室43的壁面冷卻通道，對噴管44、燃燒室43進(jìn)行冷卻，溫度進(jìn)一步升高后變成高溫(約800K)氣體，去驅(qū)動渦輪為壓氣機(jī)42提供動力，并帶動啟動發(fā)電機(jī)51發(fā)電，啟動發(fā)電機(jī)51為冷卻劑栗47和液氫栗49提供電能。從渦輪出來的冷卻劑進(jìn)入第二換熱器48中，與液氫進(jìn)行熱交換，冷卻到常溫或更低溫度后，再進(jìn)入冷卻劑栗47，開始新一輪循環(huán)。冷卻劑的功能類似空調(diào)的氟利昂，在發(fā)動機(jī)工作過程中不消耗，循環(huán)利用。
[0045]本實施例中，液氫栗49連通用于儲存液氫的低溫儲箱。冷卻劑栗47連通用于儲存定量冷卻劑的儲液箱。優(yōu)選地，壓氣機(jī)42的出口與噴注器50之間經(jīng)縮口 52連接。與傳統(tǒng)渦噴發(fā)動機(jī)采用燃?xì)怛?qū)動渦輪不同，由于本實施例采用高溫冷卻劑來驅(qū)動渦輪，使得發(fā)動機(jī)燃燒溫度可以不受渦輪葉片材料限制O2500K)，因而能夠充分利用空氣中的氧，發(fā)動機(jī)推進(jìn)效率高。
[0046]優(yōu)選地，本實施例啟動發(fā)電機(jī)51經(jīng)輸出電能調(diào)節(jié)冷卻劑栗47和/或液氫栗49的轉(zhuǎn)速。由于經(jīng)電能驅(qū)動液氫栗49和冷卻劑栗47的栗轉(zhuǎn)速，便于發(fā)動機(jī)的推力調(diào)節(jié)和控制。另夕卜，啟動發(fā)電機(jī)51同時還可作為發(fā)動機(jī)功率調(diào)節(jié)的平衡器(如渦輪功率偏低時，則發(fā)電量減少)。優(yōu)選地，啟動發(fā)電機(jī)51的電能輸出端設(shè)有用于蓄能的蓄電池，當(dāng)輸出電能達(dá)到設(shè)定閾值時，則將多余的電能經(jīng)蓄電池儲存，進(jìn)而起到調(diào)節(jié)發(fā)動機(jī)功率的目的。
[0047]根據(jù)本發(fā)明的另一方面，還提供一種高超聲速飛機(jī)，包括上述實施例的空氣預(yù)冷壓縮航空發(fā)動機(jī)。將實驗驗證，本發(fā)明的航空發(fā)動機(jī)能夠在寬馬赫數(shù)范圍(MaO?6)工作，可解決目前的渦噴航空發(fā)動機(jī)飛行速度上限(Ma〈2)問題，能夠?qū)崿F(xiàn)高超聲速飛行。
[0048]以上所述僅為本發(fā)明的優(yōu)選實施例而已，并不用于限制本發(fā)明，對于本領(lǐng)域的技術(shù)人員來說，本發(fā)明可以有各種更改和變化。凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)，所作的任何修改、等同替換、改進(jìn)等，均應(yīng)包含在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。
【主權(quán)項】
1.一種空氣預(yù)冷壓縮航空發(fā)動機(jī)，包括依次設(shè)置的進(jìn)氣道(41)、壓氣機(jī)(42)、燃燒室(43)及噴管(44)，所述壓氣機(jī)(42)設(shè)有為其提供驅(qū)動力的渦輪(45);其特征在于，所述空氣預(yù)冷壓縮航空發(fā)動機(jī)還包括: 第一換熱器(46)，設(shè)于所述進(jìn)氣道(41)與所述壓氣機(jī)(42)之間，用于采用循環(huán)冷卻劑對所述進(jìn)氣道(41)導(dǎo)入的空氣進(jìn)行冷卻； 冷卻劑栗(47)，具有與所述第一換熱器(46)連通的冷卻劑出口及與第二換熱器(48)連通以回收冷卻劑的冷卻劑回收口； 第二換熱器(48)，利用液氫栗(49)輸出的液氫作為冷源對升溫后的冷卻劑進(jìn)行冷卻，并將冷卻后的冷卻劑導(dǎo)出至所述冷卻劑栗(47)以供循環(huán)使用； 液氫栗(49)，連接所述第二換熱器(48)的入口，用于提供作為燃料的液氫； 噴注器(50)，位于所述燃燒室(43)的頭部且與所述第二換熱器(48)連通，用于將經(jīng)所述壓氣機(jī)(42)壓縮后的空氣及經(jīng)所述第二換熱器(48)交換熱量后的氫氣噴注入所述燃燒室(43)內(nèi)。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的空氣預(yù)冷壓縮航空發(fā)動機(jī)，其特征在于， 所述第一換熱器(46)與所述噴管(44)的壁面冷卻通道之間經(jīng)換熱管道(53)連通，冷卻劑經(jīng)所述第一換熱器(46)與空氣進(jìn)行熱交換后，經(jīng)所述換熱管道(53)進(jìn)入所述噴管(44)、所述燃燒室(43)的壁面冷卻通道內(nèi)，對所述噴管(44)及所述燃燒室(43)進(jìn)行冷卻后轉(zhuǎn)換為高溫氣體，所述高溫氣體經(jīng)驅(qū)動管路(54)連通所述渦輪(45)且經(jīng)所述渦輪(45)膨脹做功后導(dǎo)入所述第二換熱器(48)。3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的空氣預(yù)冷壓縮航空發(fā)動機(jī)，其特征在于， 所述高溫氣體驅(qū)動所述渦輪(45)為所述壓氣機(jī)(42)提供動力，并帶動啟動發(fā)電機(jī)(51)，所述啟動發(fā)電機(jī)(51)為所述冷卻劑栗(47)和/或所述液氫栗(49)提供驅(qū)動電能。4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的空氣預(yù)冷壓縮航空發(fā)動機(jī)，其特征在于， 所述啟動發(fā)電機(jī)(51)經(jīng)輸出電能調(diào)節(jié)所述冷卻劑栗(47)和/或所述液氫栗(49)的轉(zhuǎn)速。5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的空氣預(yù)冷壓縮航空發(fā)動機(jī)，其特征在于， 所述啟動發(fā)電機(jī)(51)的電能輸出端設(shè)有用于蓄能的蓄電池。6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的空氣預(yù)冷壓縮航空發(fā)動機(jī)，其特征在于， 所述液氫栗(49)連通用于儲存液氫的低溫儲箱。7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的空氣預(yù)冷壓縮航空發(fā)動機(jī)，其特征在于， 所述冷卻劑栗(47)連通用于儲存定量冷卻劑的儲液箱。8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的空氣預(yù)冷壓縮航空發(fā)動機(jī)，其特征在于， 所述冷卻劑為水、液態(tài)甲烷、液氦或者液氮。9.根據(jù)權(quán)利要求1至8任一所述的空氣預(yù)冷壓縮航空發(fā)動機(jī)，其特征在于， 所述壓氣機(jī)(42)的出口與所述噴注器(50)之間經(jīng)縮口( 52)連接。10.—種高超聲速飛機(jī)，其特征在于，包括如權(quán)利要求1至9任一所述的空氣預(yù)冷壓縮航空發(fā)動機(jī)。
【文檔編號】F02C7/16GK106014637SQ201610396976
【公開日】2016年10月12日
【申請日】2016年6月7日
【發(fā)明人】劉衛(wèi)東, 劉世杰, 蔣露欣, 任春雷, 張韜, 岳曉菲, 李西鵬
【申請人】中國人民解放軍國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)