[发明专利]一种适用于高马赫数发动机进气预冷的射流装置

说明书

本发明的目的在于提供一种适用于高马赫数发动机进气预冷的射流装置，包括射流单元，所述射流单元包括外直管伸缩件、内直管伸缩件，内直管伸缩件位于外直管伸缩件里并同轴设置，外直管伸缩件和内直管伸缩件均为可伸缩的两节或两节以上的结构，外直管伸缩件壁上设置进气孔，内直管伸缩件壁上设置射流孔，内置管伸缩件中部沿其轴向通有预冷介质；每两个射流单元组成一组射流机构，射流机构设置在进气道里并位于压气机前方，每组射流机构的两个射流单元沿进气道的周向布置。本发明避免了预冷介质射流对主气流直接接触产生非定常的强烈干扰作用，也避免在进行冷却介质射流时出现射流孔堵塞的情况，具有更好的工况适用性。

技术领域

本发明涉及的是一种航空发动机装置，具体地说是航空发动机进气装置。

背景技术

面对21世纪的战略需求，高超音速飞行技术因其潜在的巨大的战略、战术及经济价值正处于一个大发展时期，对于发动机在高马赫数飞行的需求逐渐突显出来。航空涡轮发动机在低马赫数的飞行条件下可认为是理想的飞行器动力，它可以使用碳氢化合物燃料，具有比冲高、技术成熟、可靠性高的优势。以航空涡轮发动机为基础动力，配合进气预冷技术开展高马赫数飞行的研究是一种非常可行的方式。

随着航程和飞行速度的提高，航空发动机面临着更为苛刻的服役环境。在飞行过程中，具有不同速度梯度的各气流层由于空气粘性的作用，产生了强烈的摩擦，从而气流的动能不可逆地转化为热能。由气体动力学可知，在马赫数5到6的高空飞行条件时，发动机的进气温度范围已达1300K到1700K。然而用于制造机体主要结构的铝合金的极限温度大约为530K,钛合金的极限温度也只有900K左右。高温气流对于飞行器的加热程度随飞行速度的增加而增大，高温很可能导致飞行器形状改变、结构强度和刚度下降，从而影响飞行器的正常飞行。同时，温度的升高也使气流空气密度减小，进而大大减少了可以进入发动机的空气量，同时与质量流量成正比的推力也将明显下降。研究表明，采用进气预冷技术能够明显改善发动机各部件工作条件，缓解发动机高温防护的问题，使得飞机发动机在高速飞行条件下的使用和部件寿命得以保证，同时也能有效地扩展发动机的高马赫飞行范围，增大发动机推力。

发明内容

本发明的目的在于提供可以满足安装在发动机压气机前射流预冷的技术要求，能够降低压气机前的高温来流，改善高马赫数飞行时发动机性能的一种适用于高马赫数发动机进气预冷的射流装置。

本发明的目的是这样实现的：

本发明一种适用于高马赫数发动机进气预冷的射流装置，压气机设置在进气道里，其特征是：包括射流单元，所述射流单元包括外直管伸缩件、内直管伸缩件，内直管伸缩件位于外直管伸缩件里并同轴设置，外直管伸缩件和内直管伸缩件均为可伸缩的两节或两节以上的结构，外直管伸缩件壁上设置进气孔，内直管伸缩件壁上设置射流孔，内置管伸缩件中部沿其轴向通有预冷介质；每两个射流单元组成一组射流机构，射流机构设置在进气道里并位于压气机前方，每组射流机构的两个射流单元沿进气道的周向布置，两个射流单元工作时，其外直管伸缩件、内直管伸缩件向进气道的中心伸展连接成一字形。

本发明还可以包括；

1、外直管伸缩件为筒状结构，内直管伸缩件为圆周带外凸台的直管段结构，内直管伸缩件壁上的射流孔布置在外凸台上。

2、射流单元不投入使用时，外直管伸缩件、内直管伸缩件各自的伸缩部分可完全伸缩至其各自的定长部分里。

3、预冷介质为水、液氧或者二者的混合物。

4、预冷介质的射流量和射流速度通过预冷介质的压力进行调节。

本发明的优势在于：

(1)本发明通过射流预冷装置安装在航空发动机压气机前的适当位置，射流装置可发挥进气预冷作用，同时预冷介质中液氧可以补充航空发动机燃烧所用的氧气，比现有技术更为有效改善发动机性能。