[发明专利]超燃冲压发动机液氮冷却系统

说明书

技术领域

本发明涉及一种新型超燃冲压发动机液氮冷却系统，属于高超声速飞行器动力技术领域。

背景技术

超燃冲压发动机是高超声速飞行器的关键技术之一，其发展过程中始终面临一个重要问题，即发动机的散热问题。研究表明：在马赫数为6和12的条件下，发动机进口处的气流总温分别达到了1650K和4800K，而且燃烧室内的总温会更高，即使目前最先进的复合材料亦不能承受如此高的温度，因此必须对超燃发动机壁面进行有效的主动冷却。燃料再生冷却是目前比较认可的发动机主动冷却形式，但仍存在很多弊端。以液氢燃料为冷却剂的缺陷主要表现在：单位体积热沉能力不足，易燃易爆致安全系数较低，容易造成结构材料的氢脆破损等；以碳氢燃料作为冷却剂的缺陷主要表现在：吸热过程中存在焦化现象，催化裂解过程的复杂性和不稳定性等。随着高超声速飞行器向着更高马赫数方向迈进，主动冷却技术有待进一步发展。

液氮发动机技术在过去若干年得到了广泛的关注，其通过吸热膨胀过程对外做功，价格低廉且无污染，具有极大的工程应用潜力。然而目前的研究领域主要集中于车辆设计方向，由于环境温度不足以充分激发液氮的可用能，致使液氮发动机的整体性能相对较差。在航天方面，日本学者于2009年研发了一种液氮火箭动力装置，证明液氮应用于火箭式发动机的可行性，然而他们同样面临热源不足的问题，不得不采用高温水驱动液氮膨胀。有必要进一步推进液氮应用技术，拓宽其应用领域。

发明内容

本发明综合考虑上述两方面的技术问题，目的是发明一种既能够有效解决超燃冲压发动机散热问题，又可以为飞行器提供辅助推力的多功能液氮辅助系统。

为实现以上目的，本发明采取以下技术方案：一种液氮供应装置能够根据发动机冷却要求提供实时的冷量供给，该装置包括液氮储罐、液氮泵、第一流量控制阀、流量计、第一液体分配器、第二流量控制阀、第二液体分配器。液氮储罐与液氮泵相连，液氮泵出口连接至第一流量控制阀和流量计，流量计出口与第一液体分配器相连，第一液体分配器输出端分为两支路，第一条支路与第二液体分配器连接，第二支路连接至高压气源生成装置。高压气源生成装置包括气液混合室、热交换器，以及两条氮气输出支路，气液混合室包括两个入口和两个出口，入口分别与第一液体分配器和高压集气室相连。其中，在混合室与高压集气室之间的管路上布置一个限流孔。一条氮气输出支路连接至液氮储罐，并在该氮气支路与第一液体分配器的液氮支路之间布置了一个气液热交换器。另一氮气输出支路为舱室环境控制和防火等子系统提供氮气源。液氮在第二液体分配器内进行流量分配，通过多条支路注入发动机套管式换热面板的内流道，注入方式为垂直于流道方向注入，每个流道上方可布置多个(至少一个)注入点。发动机套管式换热面板与高压集气室相连，连接管路采用刚性设计。氮气通过面板的内流道进入集气室。高压集气室末端安装一个可动喷管，用于产生辅助动力。

本发明的优点在于：

1.液氮冷却方式可以有效解决超燃发动机的散热问题，该冷却方式相对于传统的燃料冷却方式更为简单，而且氮气作为一种惰性气体，在吸热过程中安全性和可靠性更高，并且对环境无污染。

2.从能量的角度看，该系统提出了一种高效的能量管理方案，即利用超燃发动机代谢的超高密度“余热”来驱动液氮相变及膨胀做功，不存在液氮发动机常规应用领域的热能不足问题，也不需要附加热源来驱动，从而充分发挥了液氮动力装置的潜能和优势。

3.该系统还可以为飞行器的某些子系统，如舱室环境控制系统和防火减灾系统等，提供增压、冷却或防火所需要的低温高压氮气源。

4.该系统采用的小型可动喷管设计，有利于提高飞行器在高超声速飞行过程中的机动性，减小飞行器对机身操纵面(升降舵、方向舵)的依赖性，从而降低操纵面的设计难度。

5.该系统可以实现对液氮储罐的实时增压功能，使液氮储罐内始终保持相当高的压力，从而降低对液氮泵增压的要求。

附图说明

图1是本发明的超燃冲压发动机液氮冷却系统原理示意图；

图2是本发明的发动机套管式换热面板结构示意图。

如图所示各数字分别代表：1.液氮储罐；2.液氮泵；3.第一流量控制阀；4.流量计；5.第一液体分配器；6.第二流量控制阀；7.第二液体分配器；8.气液混合室；9.气液热交换器；10.氮气支路；11.氮气支路；12.限流孔；13.发动机套管式换热面板；14.高压集气室；15.可动喷管。

具体实施方式