[发明专利]一种引射外涵空气降低航空发动机气膜冷气温度的系统

说明书

本发明提出了一种引射外涵空气降低航空发动机气膜冷气温度的系统，包括高压冷却工质存储容器；缓冲混合室；设于发动机外涵道壁面的抽吸口；设于缓冲混合室出口管路上的气膜冷气注入口，分别与发动机的后部热端部件的气膜冷气进口连通；引射器，其高压、低压进口和出口经管路分别与高压冷却工质存储容器、抽吸口和缓冲混合室连通，且在连通高压冷却工质存储容器出口与引射器高压进口的管路上设有调节阀和压力与温度传感器，在连通引射器低压进口与抽气口的管路上设有电磁阀；与调节阀、压力与温度传感器和温度传感器连接的第一控制器；以及与电磁阀连接的第二控制器。本发明利用引射器，仅需常温冷却工质即可实现对发动机后部热端部件的冷却降温。

技术领域

本发明涉及一种航空发动机热端部件的冷却系统，特别涉及一种适用于航空发动机内热端部件的气膜冷气的降温系统。

背景技术

飞机红外隐身是未来先进航空飞行器必须要解决的问题。主要的红外信号发射源部位包括发动机的热部件、喷口的排气羽流和飞机的机身。因此，目前的主要方法是通过遮盖发动机的发热部件、冷却排气、缩小羽流及采用低辐射的表面涂层抑制红外信号。

来自飞机后端的红外信号主要由发动机的“热部件”，即喷管中心体、内壁和低压涡轮的后端面造成，这些零组件的温度在450～700℃之间。特别是在发动机处于加力状态时，加力燃烧室极大地扩大了排气羽流，排气管的温度翻倍，后机身温度大幅提升，这些影响可以使红外信号水平增大近10倍。

为了达到全频隐身的效果，四代、五代隐身战机普遍都采取了比较全面的红外隐身增强措施。如F-22隐形战机除采用较扁平的二元矩形喷口增加冷空气掺混冷却效果外，还在尾喷口结构中增加了喷口强制制冷系统(携带液氮)，可以在被红外制导导弹咬尾跟踪时，择机短时强制制冷，并结合红外诱饵和大过载规避机动迅速摆脱追踪。据分析，F-22隐形战机的尾喷口设计可以使得尾部红外辐射减弱80～90％，达到了极佳的红外隐身效果。

采用液氮冷却虽然可以迅速降低排气温度和尾喷管温度，但是由于冷源完全来自低温液氮，所需携带的质量较大，并且由于液氮处于极低温状态，存储和维护成本高。因此，亟需一种新型航空发动机内热端部件的气膜冷气的降温系统，以满足飞行器的红外隐身要求。

发明内容

针对上述问题，本发明的目的是提供一种含引射器的发动机气膜冷气的冷却降温系统及方法，具体为采用高压冷却工质作为引射器的工作流体，高压冷却工质在引射器内膨胀后形成低压、低温、超声速的流体，抽吸发动机外涵道的部分空气，在缓冲混合腔内实现减速和混合，降低所抽吸的空气温度，混合后的流体作为发动机热端部件气膜冷却的冷却流体，用于发动机热端部件的急速高效冷却，大幅降低其红外信号水平。

为实现上述目的，本发明采取以下技术方案：

本发明提出的一种引射外涵空气降低航空发动机气膜冷气温度的系统，其特征在于，包括：

高压冷却工质存储容器，设置于飞行器内部、发动机外部；

缓冲混合室，设置于飞行器内部、发动机外部；

抽吸口，开设于发动机的外涵道壁面；

气膜冷气注入口，设于所述缓冲混合室的出口管路上，该气膜冷气注入口分别与发动机的后部热端部件的气膜冷气进口连通，且在连通所述气膜冷气注入口与所述缓冲混合室出口的管路上设有温度传感器；

引射器，该引射器混合段的截面积与喉部截面积之比大于10；所述引射器的高压进口、低压进口和出口经管路分别与所述高压冷却工质存储容器、所述抽吸口和所述缓冲混合室连通，且在连通所述高压冷却工质存储容器出口与所述引射器高压进口的管路上设有第一调节阀和压力与温度传感器，在连通所述引射器低压进口与所述抽气口的管路上设有电磁阀；

第一控制器，与所述第一调节阀、所述压力与温度传感器和所述温度传感器电连接，用于根据各传感器的测量值控制所述第一调节阀的开度；