[发明专利]一种发动机进口空气冷却系统

说明书

本发明专利公开了一种发动机进口空气冷却系统，具体涉及航天航空动力领域。一种发动机进口空气冷却系统，包括扩压器、换热器和蒸发器，扩压器为空心轴旋体，扩压器包括等直段和扩张段，等直段与进气道连接，扩张段与等直段同轴设置，换热器包括换热室、冷却机构和导流锥，换热室为空心圆筒，换热室与扩张段连接，蒸发器包括蒸发室和与冷却机构连接的喷射器，蒸发室与换热室连接，冷却机构用于对换热室内的热空气进行冷却，导流锥安装在冷却机构上靠近扩张段的一侧，喷射器用于将冷却剂喷入热空气中完成蒸发冷却。采用本发明技术方案解决了对发动机进口温度冷却的问题，可提高发动机工作马赫数并维持发动机稳定运行。

技术领域

本发明涉及航天航空动力领域，特别涉及一种发动机进口空气冷却系统。

背景技术

随着航空涡轮发动机工作马赫数的提高，进口空气总温不断增大，带来压气机工作温度超限、热力循环性能下降等一系列问题，限制了发动机的工作包线，需要采取一定的措施来提高涡轮发动机的工作马赫数。空气预冷技术在近年来得到了广泛研究，在传统涡轮发动机前增加预冷装置，冷却压气机进口空气，可防止空气温度超过压气机工作上限，并可使压气机相对换算转速提高，增大发动机进气质量流量，从而增大推力，达到拓展飞行包线和提高发动机性能的目标，满足高马赫数飞行的动力需求。现有航空涡轮发动机一般工作至马赫数2(Ma2)，可通过对进口空气进行冷却以提高其工作马赫数。

现有技术的方案中，对发动机进口空气实现预先冷却的方案主要包括射流预冷方案和换热预冷方案。其中，射流预冷方案主要通过注入水的蒸发吸热降温，其喷注装置结构简单，发动机改动不大，方案可行性高，但是，在发动机工作的条件下，射流液滴蒸发率低，完全蒸发距离长，蒸发室尺寸较大，需要注入过量的水才能够达到冷却要求。当发动机工作马赫数较高时，冷却水的注入量过大，使得氧气含量明显降低，容易造成燃烧室熄火，此时需要同时注入氧化剂以提高空气中的氧含量，提高燃烧室工作稳定性。现有方案中，在注入水的同时注入液氧、过氧化氢等工质，二者分别进行喷注雾化蒸发。由于液氧等工质温度低，可能造成水蒸气凝结。换热预冷方案通过在压气机前布置换热器来冷却来流空气，冷却剂通常选择低温氦气、液氢、液甲烷等低温工质。该方案不改变空气组分，换热效果好，但是换热器结构复杂，尺寸及重量较大，空气流动损失较大，低温冷却剂容易造成换热管外壁结霜，对通道造成堵塞，进一步增大空气流动损失。此外，换热预冷方案通常改变发动机原有热力循环，需要对发动机进行适应性改造，同时换热器高效低阻轻质的设计要求使其加工制造工艺难度大，需要开展关键技术攻关。

因此，本发明旨在设计一种发动机进口空气冷却系统，以解决上述问题。本发明由中国空气动力研究与发展中心基础和前沿技术研究基金PJD20190219支持。

发明内容

本发明意在提供一种发动机进口空气冷却系统，解决了对发动机进口温度冷却的问题。

为了达到上述目的，本发明的技术方案如下：一种发动机进口空气冷却系统，包括扩压器、换热器和蒸发器，所述扩压器为空心轴旋体，所述扩压器包括等直段和扩张段，所述等直段与进气道连接，所述扩张段与等直段同轴设置，所述换热器包括换热室、冷却机构和导流锥，所述换热室为空心圆筒，所述换热室的一端与扩张段连接，所述蒸发器包括蒸发室和与冷却机构连接的喷射器，所述蒸发室与换热室的另一端连接，所述冷却机构用于对换热室内的热空气进行冷却，所述导流锥安装在冷却机构上靠近扩张段的一侧，所述喷射器用于将冷却剂喷入热空气中完成蒸发冷却。

进一步的，所述冷却机构包括与换热室同轴设置的高温冷却单元，所述高温冷却单元设置在换热室内；所述高温冷却单元包括第一入口管、入口环管、换热组管、出口环管和第一出口管，所述第一入口管上依次设有位于导流锥和扩张段外的第一流量计、第一流量调节阀和冷却剂贮箱，所述冷却剂贮箱内装有冷却剂，所述冷却剂采用水；所述入口环管与第一入口管连通，所述入口环管与出口环管之间连接有固定杆，所述换热组管一端与入口环管连通，所述换热组管另一端与出口环管连通，多根所述第一出口管环设在出口环管上，多根所述第一出口管共同连接在喷射器上，所述喷射器用于将完成冷却作用的冷却剂喷出。