一种高超飞行器涡轮发动机舱冷却方法及结构与流程

1.本技术属于航空发动机热管理器技术领域，特别涉及一种高超飞行器涡轮发动机舱冷却方法及结构。


背景技术：

2.发动机舱是飞机上安装发动机的环境空间，由于发动机表面放热等原因会造成发动机舱温升高，因此需要通过冷空气对发动机舱内进行温度控制，使得发动机表面安装的附件、电缆等具有安全的工作环境，同时，避免发动机向飞机传递大量的热量，该过程成为发动机舱热管理。
3.图1所示为典型的中小涵道比涡轮发动机的发动机舱冷却示意图，通过在飞机进气道11内的入口冲压空气对发动机舱12进行冷却，即在涡轮发动机10的入口绝大部分空气进入发动机流道内压缩燃烧做功，一少部分空气进入发动机舱，带走发动机舱的热量，控制发动机舱的温度。
4.然而随着飞行器速度的提升，特别是对于组合动力(由冲压发动机及涡轮发动机联合提供动力)的高超飞行器，在ma2.5～ma3左右时，涡轮发动机关闭，冲压发动机工作。
5.因此，对于组合动力的高超飞行器来说，其涡轮发动机的发动机舱冷却存在如下问题：
6.1)现有采用发动机入口冲压空气来冷却涡轮发动机舱的方案只能在飞行马赫数ma3以下才能使用，当高超飞行器进行高于ma3的高速飞行时，冲压空气的温度超过200℃，超出涡轮发动机外部附件和电缆的许用温度范围，如图2所示；
7.2)高超飞行器高速飞行时，由于冲压作用，来流温度达到很高水平，虽然此时涡轮发动机的进口处于关闭状态，但是不可避免地有泄露空气进入涡轮发动机流道，此时，涡轮发动机内的风扇部分的部件处于高温之中，对其寿命和安全性危害严重。


技术实现要素：

8.本技术的目的是提供了一种高超飞行器涡轮发动机舱冷却方法及结构，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
9.一方面，本技术提供了一种高超飞行器涡轮发动机舱冷却方法，所述方法包括：
10.自冲压涡轮发电系统的冲压空气涡轮后侧引一路冷却气至涡轮发动机的飞机进气道，其中，当高超飞行器飞行速度大于预定马赫数而涡轮发动机关闭不在提供飞行动力时，自冲压空气涡轮后侧引气至飞机进气道的冷却气沿着飞机进气道的进入发动机舱，从而带走发动机舱的热量，从而控制发动机舱的温度，实现对涡轮发动机的发动机舱进行冷却。
11.进一步的，所述预定马赫数为ma2.5～ma3。
12.进一步的，在所述冲压空气涡轮后侧与飞机进气道之间的冷却通道上设有控制阀，通过所述控制阀的打开与关闭控制冷却通道的流通。
13.另一方面，本技术提供了一种高超飞行器涡轮发动机舱冷却结构，所述结构包括：
14.冷却通道，所述冷却通道连通冲压涡轮发电系统的冲压空气涡轮后侧与涡轮发动机的飞机进气道，用于将自冲压涡轮发电系统的冲压空气涡轮后侧的冷却气流引入至涡轮发动机的飞机进气道，其中，当高超飞行器飞行速度大于预定马赫数而涡轮发动机关闭不在提供飞行动力时，自冲压空气涡轮后侧引气至飞机进气道的冷却气沿着飞机进气道的进入发动机舱，从而带走发动机舱的热量，从而控制发动机舱的温度，实现对涡轮发动机的发动机舱进行冷却。
15.进一步的，所述预定马赫数为ma2.5～ma3。
16.进一步的，还包括控制阀，所述控制阀设置在所述冲压空气涡轮后侧与飞机进气道之间的冷却通道，通过所述控制阀的打开与关闭控制冷却通道的流通。
17.本技术提供的高超飞行器涡轮发动机舱冷却方法及结构通过压涡轮发电系统内冲压空气涡轮膨胀降温后的冲压空气对涡轮发动机舱进行冷却，在大马赫数飞行时，得益于冲压涡轮出口的高空大气环境压力低，冲压空气膨胀后温度可以控制到很低的水平，此股冷空气进入涡轮发动机舱，可以保证涡轮发动机舱内附件电缆等具有安全可靠的热环境，避免因为高温环境失效或损坏。
附图说明
18.为了更清楚地说明本技术提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本技术的一些实施例。
19.图1为现有技术的发动机舱冷却示意图。
20.图2为来流总温随飞行马赫数变化曲线。
21.图3为本技术中的高超飞行器涡轮发动机舱冷却方案示意图
22.图4为发动机来流总压随飞行马赫数变化。
具体实施方式
23.为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
24.为了解决在ma3以上高速飞行时涡轮发动机的发动机舱冷却问题，本技术提出一种高超飞行器涡轮发动机舱冷却方法及结构，用于为涡轮发动机风扇、表面安装的外部附件、电缆等创造安全可靠的工作环境，避免其因高温失效受损。
25.如图3所示，本技术提供的高超飞行器涡轮发动机舱冷却方法为：自冲压涡轮发电系统(冲压发动机的一部分)的冲压空气涡轮21后侧引一路冷却气至涡轮发动机10的飞机进气道11，引入至飞机进气道11的入口冷气空气沿着流道进入发动机舱12，带走发动机舱12的热量，从而控制发动机舱12的温度，实现对涡轮发动机的发动机舱进行冷却；
26.其中，自冲压空气涡轮21后侧引气至飞机进气道11时，高超飞行器飞行速度需大于预定马赫数，该预定马赫数通常为ma2.5～ma3。在该马赫数下，涡轮发动机关闭，不在提供飞行动力。
27.优选的，可在冲压空气涡轮21后侧与飞机进气道11之间的冷却通道上设置控制阀(未示出)，通过控制阀的打开与关闭控制冷却通道的流通。
28.本技术的方法中，利用高超飞行器大马赫数飞行时，飞行器处于高空，冲压空气涡轮膨胀出口环境压力很低，膨胀涡轮前后压力很高，冲压涡轮发电系统内的冲压空气具有压力能，冲压空气在冲压空气涡轮21中进行膨胀做功，通过膨胀过程设计可以使得膨胀后对空气达到很低的水平，如图4所示。
29.膨胀过程的冲压空气温度和压力的变化符合：
30.t2/t1＝1-η
t
[1-(p2/p1)
(k-1)/k
]
[0031]
其中，η
t
代表膨胀涡轮的效率，t和p分别代表截面总温和总压参数，角标1和2分别代表入口和出口截面，k为系数。
[0032]
冲压涡沦发电系统的引气量可以根据涡轮发动机舱的热平衡计算获得。
[0033]
在此基础上，本技术还提供一种高超飞行器涡轮发动机舱冷却结构，该结构包括：
[0034]
连通冲压涡轮发电系统的冲压空气涡轮21后侧与涡轮发动机10的飞机进气道11的冷却通道，该冷却通道可以将冲压空气涡轮21后侧膨胀做功后的冷却引气引入至飞机进气道11，该冷却引气沿着发动机流道进入发动机舱12，带走发动机舱12的热量，从而控制发动机舱12的温度，实现对涡轮发动机的发动机舱进行冷却；
[0035]
其中，该冷却通道在高超飞行器飞行速度需大于预定马赫数时，才会自冲压空气涡轮21后侧引气至飞机进气道11，该预定马赫数通常为ma2.5～ma3。在该马赫数下，涡轮发动机关闭，不在提供飞行动力。
[0036]
本技术提供的高超飞行器涡轮发动机舱冷却方法及结构通过压涡轮发电系统内冲压空气涡轮膨胀降温后的冲压空气对涡轮发动机舱进行冷却，在大马赫数飞行时，得益于冲压涡轮出口的高空大气环境压力低，冲压空气膨胀后温度可以控制到很低的水平，此股冷空气进入涡轮发动机舱，可以保证涡轮发动机舱内附件电缆等具有安全可靠的热环境，避免因为高温环境失效或损坏。
[0037]
以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。