CN113482774B - 一种煤油射流预冷的小型高速涡喷发动机 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种煤油射流预冷的小型高速涡喷发动机，主要针对高空高速条件下，受进气冲压作用，来流空气流温度较高，超过了传统常规涡轮发动机压缩***所能承受的工作范围。通过在常规涡轮发动机压气机前，加装射流煤油装置，通过高汽化潜热煤油射流、雾化和蒸发冷却进气道高温气流，使气流总温降低或维持在某温度，使发动机压缩***在可承受的进口气流温度下工作，以维持发动机的高Ma飞行；压缩***采用宽折合转速范围设计，能够满足发动机宽速域范围内稳定工作裕度；燃烧室将采用近当量比燃烧设计技术，可以大幅提高涡轮前温度，提高单位推力，有效地扩展发动机工作包线范围；涡轮导向器和转子叶片采用煤油冷却设计，极大简化发动机空气***。

Description

一种煤油射流预冷的小型高速涡喷发动机

技术领域

本发明涉及飞行器动力设计领域，涉及一种超声速飞行器动力***，尤其涉及一种煤油射流预冷的小型高速涡喷发动机。

背景技术

国外早在20世纪50年代就已开展了射流预冷技术研究。2002年，美国国防预先研究计划局(DARPA)提出快速响应小载荷低成本运载(RASCAL)计划，将射流预冷技术作为重点研究内容之一，同时在F100发动机上完成了模拟高空条件下发动机地面进气加温的射流预冷技术试验验证，预冷装置安装在进气道内，包括一个液氧射流平面和两个水射流平面，前端为液氧平面，之后是两个喷水平面，可独立开启、关闭。第二喷水平面与发动机表面之间的距离，按实际水蒸发成水蒸气所需的最小距离值确定。因此配装F100发动机的飞机，必须携带储存液氧和水的装置，大大降低了的飞机推重比，但由于发动机不够廉价化和小型化，无法用于低成本超音速巡飞无人机、导弹等无人飞行平台。

俄罗斯米格-25高空截击机的R-15-300发动机成功应用了射流预冷技术，其最大工作马赫数达到Ma 2.8，并具备短时间Ma 3工作能力。R-15-300是R-15发动机的改进型，改进内容之一就是增加了射流预冷装置。为此，米格-25的进气道设内有一个“淋浴头”一样的喷水装置，向进气气流喷水和甲醇的混合溶液，混以甲醇是增强溶液的挥发性，加强效果。因此，米格-25在机内除了携带巨量燃油外，还携带了一个250L的水箱，装水和甲醇混合溶液。R-15-300发动机同样也很难降低成本及小型化，也无法用于低成本超音速巡飞无人机、导弹等无人飞行平台。

2014年3月日本宇宙航空研究开发机构(JAXA)工程师在相当于Ma 4的条件下对以液氢作为预冷剂和燃料的某涡喷发动机进行了地面试验。预冷器在高马赫数飞行时所遇到的高温高压空气由JAXA火箭试验中心直接提供。但是该方案发动机推重比较低，研制成本高昂，且无法保证整个飞行马赫数范围内都拥有较高的比冲，而且用氢直接冷却，一旦预冷器发生氢脆问题，氢燃料泄漏到主流道，容易发生***等安全问题；此外，它还存在冷却所需的氢超过燃烧所需的氢，造成氢的浪费、换热器单位质量换热量小以及结霜等问题。

国内对射流预冷技术的研究始于20世纪70年代，国内发动机研制单位在涡喷发动机上开展了喷水增推效果的初步试验验证。进入21世纪，射流预冷技术再次得到国内发动机研制单位和科研机构的关注，目前建立了射流预冷对发动机性能的影响模型，计算评估了射流预冷对发动机整机、部件的性能影响情况，同时开展了射流预冷装置研究和喷水降温效果研究和验证。采用水射流预冷时，需要携带大量水、氧化剂或挥发剂，“死重”问题难以解决，大幅提高了飞行器重量，降低了飞行器推重比，且只能超音速工作一段时间，目前处于演示阶段，不适合巡飞无人机对低成本超音速动力***的需求。

发明内容

(一)本发明解决的技术问题

目前传统低成本短寿命小型涡轮发动机，由于使用包线范围的限制，不具备高马赫数(Ma 2.5～3.5)飞行能力，均不能满足巡飞无人机等无人飞行平台对低成本超音速动力***的需求。飞行器超音速飞行时，由于进气冲压的作用，使得发动机进口总温大幅提高，使得压气机无法稳定正常工作，压气机出口温度的提高也直接影响燃烧室对发动机循环功的加功能力，单位推力急剧下降，无法满足飞行平台超音速飞行所需推力。现有高超音速动力***的技术上，常采用喷水预冷小型高速涡喷发动机，但需要携带大量水、氧化剂或挥发剂，“死重”问题难以解决，大幅提高了飞行器重量，降低了飞行器推重比，且只能超音速工作一段时间，不能长时间待机飞行，目前处于演示阶段，不适合飞行平台对低成本超音速动力***的需求。使用氢预冷器预冷的发动机技术，预冷效率相对高，但设计难度极大，其中最为关键的是轻质、高效的紧凑型预冷器的设计，同时存在氢脆泄露等安全性问题，以上技术可实现性小。采用闭式换热介质循环和惰性冷却介质等相结合的高超声速发动机***极其复杂，需突破强换热器技术等，技术成熟度太低，发展周期难以掌握。而带加力的小型涡轮发动机，虽然开加力时推力大幅提高，能超音速飞行(Ma2.0以下)，但是由于压气机压比较低，高空状态下加力燃烧室点火边界范围小，需要大量的高空台试验，进行点火规律的摸索，试验成本难以控制，同时，发动机轴向长度增加，发动机重量也增加，增加了飞行平台飞行气动性能上设计的难度，所以，带加力的小型涡轮发动机也很难满足飞行平台对低成本超音速动力***的需求。目前国内外尚未研究煤油射流预冷却小型高速涡轮发动机技术，本发明是在常规涡轮发动机压气机前，加装简单煤油射流装置，通过高汽化潜热煤油射流、雾化和蒸发冷却进气道高温气流，使气流总温降低或维持在某温度，使发动机在可承受的进口气流温度下工作，同时，燃烧室采用近当量比燃烧技术，大幅提高发动机涡轮前温度，提高单位推力，从而实现发动机工作范围的扩展；涡轮导向器和转子叶片采用煤油冷却，取消了发动机空气***设计。

(二)本发明为解决其技术问题所采用的技术方案为：

一种煤油射流预冷的小型高速涡喷发动机，包括进气道B、压气机D、主燃烧室F、高压涡轮导向器G、高压涡轮转子J、尾喷管K，所述进气道B的前端轴心处设有进气导流锥A，其特征在于，

所述涡喷发动机还包括煤油射流预冷***，所述煤油射流预冷***至少包括煤油储罐、煤油增压泵H、煤油射流预冷喷射雾化喷嘴C、布置在所述高压涡轮导向器G叶片中的煤油冷却通路、布置在所述高压涡轮转子J叶片中的煤油冷却通路I，所述煤油增压泵H的进口与所述煤油储罐连通，其中，

所述煤油射流预冷喷射雾化喷嘴C布置在所述进气导流锥A的下游，并位于所述压气机D的上游，且所述煤油射流预冷喷射雾化喷嘴C通过管路与所述煤油增压泵H的出口连通，所述煤油射流预冷喷射雾化喷嘴C喷射的煤油用于在超音速飞行状态喷射雾化煤油对来流高温空气进行冷却；

所述煤油增压泵H的出口还通过管路分别与布置在所述高压涡轮导向器G、高压涡轮转子J叶片中的煤油冷却通路的进口连通，所述高压涡轮导向器G、高压涡轮转子J叶片中的煤油冷却通路的出口分别通过管路与布置在所述主燃烧室F中的燃油喷嘴E连通，从而利用煤油冷却高压涡轮导向器G和高压涡轮转子J的叶片，之后煤油通入所述主燃烧室F中的燃油喷嘴E进行喷油燃烧。

优选地，所述进气道B与发动机采用一体化设计，所述进气导流锥A为可调进气导流锥，根据飞行平台的超音速(Ma＞1.5)需求，通过调节所述进气导流锥A于合适的进气道喉道面积，并实现与所述煤油射流预冷喷射雾化喷嘴C喷油量的联合控制，实现进气道出口总温与煤油射流预冷喷油量相匹配，以降低所述压气机D进口总温处于合适的工作温度范围。

优选地，所述压气机D采用宽增压比(2.0≤OPR≤5.0)、宽折合转速范围(40％～100％)设计，同时考虑了煤油射流预冷喷油量对压气机喘振裕度、效率、增压能力的影响，能够适应于Ma 0～3.5的飞行包线内稳定高效工作。

优选地，所述主燃烧室F采用近当量比燃烧设计技术，可以大幅提高涡轮前温度(Tt4>1800K)，提高单位推力，有效地扩展发动机工作包线范围。

优选地，所述高压涡轮导向器G和高压涡轮转子J的叶片采用煤油冷却设计，极大简化了发动机空气***。

优选地，所述高压涡轮转子J采用单级轴流涡轮设计，落压比2.6左右，能够与宽压比宽折合转速范围的压气机D在发动机不同工作模态下匹配工作。

优选地，所述尾喷管K采用拉伐尔喷管，能够继续加速喷管喉部的超音速气流，提高喷管出口的排气速度，提高发动机的推力。

本发明的煤油射流预冷的小型高速涡喷发动机，只需携带航空煤油以及简化的预冷机构，不需额外携带大量水、氧化剂、挥发剂或者复杂繁重的强换热器，降低了重量，大幅提高了推重比，能应用于超音速巡飞无人机等无人飞行平台，在低Ma(0.3～0.9)非预冷模式飞行时，实现远程长航时待机飞行；当需要超音速攻击/突防高Ma(2.5～3.5)飞行时，采用煤油射流预冷发动机进口高温气流，使发动机压缩***在可承受的进口气流温度下工作，完成超音速巡飞无人机的超音速攻击/突防任务。

(三)本发明与现有技术相比所具有的优点：

1)本发明的煤油射流预冷的小型高速涡喷发动机中，煤油射流预冷装置与进气道采用一体化设计，能保证煤油射流预冷换热率不降低的前提下，大幅降低进气道总压损失低、降低气流畸变指数，保证发动机稳定可靠工作。

2)本发明的煤油射流预冷的小型高速涡喷发动机，相比需要飞行平台携带大量水或者氧化剂的射流预冷发动机、采用闭式换热介质循环和惰性冷却介质等相结合的高超声速发动机，本发明只需携带航空煤油以及简化的预冷机构，不需额外携带大量水、氧化剂、挥发剂或者复杂繁重的强换热器，降低了重量，提高了推重比。

3)本发明的煤油射流预冷的小型高速涡喷发动机，燃烧室采用近当量比燃烧设计技术，可以大幅提高涡轮前温度(Tt4>1800K)，提高单位推力，有效地扩展发动机工作包线范围。

4)本发明的煤油射流预冷的小型高速涡喷发动机，涡轮导向器和转子叶片采用煤油冷却设计，极大简化发动机空气***。

5)本发明的煤油射流预冷的小型高速涡喷发动机飞行包线范围可拓展至Ma3.5，可作为高超音速TBCC组合动力涡轮基的高性能核心机，研发新一代高超音速动力***，有效跨越推力“陷阱”，配装新一代水平起降高超音速飞行平台。

6)本发明的煤油射流预冷的小型高速涡喷发动机没有复杂的调节机构，提高了推重比。

附图说明

图1为本发明的煤油射流预冷的小型高速涡喷发动机示意图。

图2为煤油射流预冷扩展发动机飞行包线示意图。

附图标记说明：

进气导流锥A，进气道B，煤油射流预冷喷射雾化喷嘴C，压气机D，燃油喷嘴E，主燃烧室F，高压涡轮导向器G，煤油增压泵H，煤油冷却通路I，高压涡轮转子J，尾喷管K

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如图1所示，本发明的煤油射流预冷的小型高速涡喷发动机，包括进气道B、压气机D、主燃烧室F、高压涡轮导向器G、高压涡轮转子J、尾喷管K，进气道B的前端轴心处设有进气导流锥A。涡喷发动机还包括煤油射流预冷***，煤油射流预冷***至少包括煤油储罐、煤油增压泵H、煤油射流预冷喷射雾化喷嘴C、布置在高压涡轮导向器G叶片中的煤油冷却通路、布置在高压涡轮转子J叶片中的煤油冷却通路I，煤油增压泵H的进口与煤油储罐连通，其中，煤油射流预冷喷射雾化喷嘴C布置在进气导流锥A的下游，并位于压气机D的上游，且煤油射流预冷喷射雾化喷嘴C通过管路与煤油增压泵H的出口连通，煤油射流预冷喷射雾化喷嘴C喷射的煤油用于在超音速飞行状态喷射雾化煤油对来流高温空气进行冷却；煤油增压泵H的出口还通过管路分别与布置在高压涡轮导向器G、高压涡轮转子J叶片中的煤油冷却通路的进口连通，高压涡轮导向器G、高压涡轮转子J叶片中的煤油冷却通路的出口分别通过管路与布置在主燃烧室F中的燃油喷嘴E连通，从而利用煤油冷却高压涡轮导向器G和高压涡轮转子J的叶片，之后煤油通入主燃烧室F中的燃油喷嘴E进行喷油燃烧。

本发明的煤油射流预冷的小型高速涡喷发动机中，进气道B与发动机采用一体化设计，进气导流锥A为可调进气导流锥，根据飞行平台的超音速(Ma＞1.5)需求，通过调节进气导流锥A于合适的进气道喉道面积，并实现与煤油射流预冷喷射雾化喷嘴C喷油量的联合控制，实现进气道出口总温与煤油射流预冷喷油量相匹配，以降低压气机D进口总温处于合适的工作温度范围。压气机D采用宽增压比(2.0≤OPR≤5.0)、宽折合转速范围(40％～100％)设计，同时考虑了煤油射流预冷喷油量对压气机喘振裕度、效率、增压能力的影响，能够适应于Ma 0～3.5的飞行包线内稳定高效工作。主燃烧室F采用近当量比燃烧设计技术，可以大幅提高涡轮前温度(Tt4>1800K)，提高单位推力，有效地扩展发动机工作包线范围。高压涡轮导向器G和高压涡轮转子J的叶片采用煤油冷却设计，极大简化了发动机空气***。高压涡轮转子J采用单级轴流涡轮设计，落压比2.6左右，能够与宽压比宽折合转速范围的压气机D在发动机不同工作模态下匹配工作。尾喷管K采用拉伐尔喷管，能够继续加速喷管喉部的超音速气流，提高喷管出口的排气速度，提高发动机的推力。

本发明的煤油射流预冷的小型高速涡喷发动机，只需携带航空煤油以及简化的预冷机构，不需额外携带大量水、氧化剂、挥发剂或者复杂繁重的强换热器，降低了重量，大幅提高了推重比，能应用于超音速巡飞无人机等无人飞行平台，在低Ma(0.3～0.9)非预冷模式飞行时，实现远程长航时待机飞行；当需要超音速攻击/突防高Ma(2.5～3.5)飞行时，采用煤油射流预冷发动机进口高温气流，使发动机压缩***在可承受的进口气流温度下工作，完成超音速巡飞无人机的超音速攻击/突防任务。

本发明提出的煤油射流预冷的小型高速涡喷发动机，即在常规涡轮发动机压气机前，加装简单喷射煤油装置，通过高汽化潜热煤油喷射、雾化和蒸发冷却进气道高温气流，使气流总温降低或维持在某温度，使发动机在可承受的进口气流温度下工作，以维持发动机的高Ma飞行，拓展飞行包线，如图2所示。

本发明提出的煤油射流预冷的小型高速涡喷发动机，压缩***采用宽折合转速范围(40％～100％)、宽压比范围(2.0≤OPR≤5.0)设计，能够满足发动机宽速域范围内稳定工作裕度；燃烧室采用近当量比燃烧设计技术，可以大幅提高涡轮前温度(Tt4>1800K)，提高单位推力，有效地扩展发动机工作包线范围；涡轮导向器和转子叶片采用煤油冷却设计，极大简化发动机空气***。

配装本发明提出的煤油射流预冷小型高速涡喷发动机的无人飞行平台，只需携带航空煤油以及简化的预冷机构，不需额外携带大量水、氧化剂、挥发剂或者复杂繁重的强换热器，降低了重量，提高了推重比。煤油射流预冷小型高速涡轮发动机应用于超音速巡飞无人机等无人飞行平台在低Ma(0.3～0.9)非预冷模式飞行时，能实现远程长航时待机飞行；当需要超音速攻击/突防高Ma(2.5～3.5)飞行时，采用煤油射流预冷发动机进口高温气流，使发动机压缩***在可承受的进口气流温度下工作，实现在无复杂冷却换热器及多工质循环技术状态下，大幅提高推重比，完成超音速巡飞无人机的超音速攻击/突防任务。

本发明提出的煤油射流预冷的小型高速涡喷发动机，亦可应用于超音速巡航导弹，提高其在战区的生存能力和对高价值目标的高动能打击能力；煤油射流预冷高速涡轮发动机可作为高超音速TBCC组合动力涡轮基的高性能核心机，研发新一代高超音速动力***，有效跨越推力“陷阱”，配装新一代水平起降高超音速飞行平台。

通过上述实施例，完全有效地实现了本发明的目的。该领域的技术人员可以理解本发明包括但不限于附图和以上具体实施方式中描述的内容。虽然本发明已就目前认为最为实用且优选的实施例进行说明，但应知道，本发明并不限于所公开的实施例，任何不偏离本发明的功能和结构原理的修改都将包括在权利要求书的范围中。

Claims (7)

1.一种煤油射流预冷的小型高速涡喷发动机，包括进气道、压气机、主燃烧室、高压涡轮导向器、高压涡轮转子、尾喷管，所述进气道的前端轴心处设有进气导流锥，其特征在于，

所述涡喷发动机还包括煤油射流预冷***，所述煤油射流预冷***至少包括煤油储罐、煤油增压泵、煤油射流预冷喷射雾化喷嘴、布置在所述高压涡轮导向器叶片中的煤油冷却通路、布置在所述高压涡轮转子叶片中的煤油冷却通路，所述煤油增压泵的进口与所述煤油储罐连通，其中，

所述煤油射流预冷喷射雾化喷嘴布置在所述进气导流锥的下游，并位于所述压气机的上游，且所述煤油射流预冷喷射雾化喷嘴通过管路与所述煤油增压泵的出口连通，所述煤油射流预冷喷射雾化喷嘴喷射的煤油用于在超音速飞行状态喷射雾化煤油对来流高温空气进行冷却；

所述煤油增压泵的出口还通过管路分别与布置在所述高压涡轮导向器、高压涡轮转子叶片中的煤油冷却通路的进口连通，所述高压涡轮导向器、高压涡轮转子叶片中的煤油冷却通路的出口分别通过管路与布置在所述主燃烧室中的燃油喷嘴连通，从而利用煤油冷却高压涡轮导向器和高压涡轮转子的叶片，之后煤油通入所述主燃烧室中的燃油喷嘴进行喷油燃烧。

2.根据权利要求1所述的煤油射流预冷的小型高速涡喷发动机，其特征在于，所述进气道与发动机采用一体化设计，所述进气导流锥为可调进气导流锥，根据飞行平台的超音速需求，通过调节所述进气导流锥于合适的进气道喉道面积，并实现与所述煤油射流预冷喷射雾化喷嘴喷油量的联合控制，实现进气道出口总温与煤油射流预冷喷油量相匹配，以降低所述压气机进口总温，使其处于合适的工作温度范围。

3.根据权利要求1所述的煤油射流预冷的小型高速涡喷发动机，其特征在于，所述压气机采用增压比OPR为2.0≤OPR≤5.0的宽增压比、折合转速为40％～100％的宽折合转速范围设计，同时考虑了煤油射流预冷喷油量对压气机喘振裕度、效率、增压能力的影响，能够适应于马赫数Ma为0～3.5的飞行包线内稳定高效工作。

4.根据权利要求1所述的煤油射流预冷的小型高速涡喷发动机，其特征在于，所述主燃烧室采用近当量比燃烧设计技术，可以大幅提高涡轮前温度，提高单位推力，有效地扩展发动机工作包线范围。

5.根据权利要求1所述的煤油射流预冷的小型高速涡喷发动机，其特征在于，所述高压涡轮转子采用单级轴流涡轮设计，落压比2.6左右，能够与宽压比宽折合转速范围的压气机在发动机不同工作模态下匹配工作。

6.根据权利要求1所述的煤油射流预冷的小型高速涡喷发动机，其特征在于，所述尾喷管采用拉伐尔喷管，能够继续加速喷管喉部的超音速气流，提高喷管出口的排气速度，提高发动机的推力。

7.一种飞行平台，其特征在于，所述飞行平台包括上述权利要求1至6任一项所述的煤油射流预冷的小型高速涡喷发动机。

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