一种吸气式航空发动机的预冷装置

1.本发明涉及航空发动机热管理领域，尤其涉及一种吸气式航空发动机的预冷装置。


背景技术：

2.为高速飞行器的核心部件，全速域发动机在飞行器实现高速飞行中发挥着决定性作用，虽然单一类型发动机技术相对成熟，但是均无法满足全速域且可重复使用的要求。为了解决全速域飞行器的动力问题，组合型循环发动机在结构布局与工作区间上对单一类型发动机进行了有机融合，具有工作速域宽，比冲性能好，可重复使用的优点。预冷型组合循环发动机是利用低温介质对高温空气进行预冷的一种组合循环发动机。
3.对于吸气式高超声速飞行器动力系统尤其是涡轮基组合循环动力而言，当飞行器达到马赫数5时，进气滞止温度可达950℃，此时进气量将急剧减小，同时压缩空气所做的功也将急剧增大，对发动机性能造成较大的影响。为了降低进气温度，增大进气量以及减小涡轮压气机的压缩功，需要在发动机进气道加装一个预冷器，因此本文提供了一种吸气式发动机的预冷器结构设计，以提高其换热效率，增大发动机的推重比。


技术实现要素：

4.本发明所要解决的技术问题是针对背景技术中所涉及到的缺陷，提供一种吸气式航空发动机的预冷装置。
5.本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：一种吸气式航空发动机的预冷装置，包含n根内管、n根外管、n个散热片、m个内连管、以及p个外连管，所述n为大于等于2的自然数，m、p为大于等于3的自然数；所述内管、外管为环形管道，外管的内径大于内管的外径；所述散热片呈环状，其内由外至内设有q个等距且同轴的环形冷却通道，其最内侧环形冷却通道的内外径和内管的内外径相等、最外侧环形冷却通道的内外径和外管的内外径相等，q为大于等3的自然数；所述相邻环形冷却通道之间均匀设有若干开口方向相同的弧形冷却通道，第i个、第i 1个环形冷却通道之间弧形冷却通道的开口方向和第i 1个、第i 2个环形冷却通道之间弧形冷却通道的开口方向相反，i为大于等于1且小于等于q-1的自然数；所述n个内管由上到下等距同轴设置，n个外管由上到下等距同轴设置，q个散热片由上到下等距同轴设置，且n个内管、n个外管、q个散热片均同轴；所述m个内连管周向均匀设置，分别和n个内管、q个散热片垂直固连，且分别和n个内管、q个散热片最内侧的环形通道联通；所述p个外连管周向均匀设置，分别和n个外管、q个散热片垂直固连，且分别和n个外管、q个散热片最外侧的环形通道联通；所述预冷装置中填充有冷却工质；所述m个内连管中的一个内连管上设有和外界相连的通孔，用于供外部冷却工质流入；所述p个外连管中的一个外连管上设有和外界相连
的通孔，用于供预冷装置中的冷却工质流出。
6.作为本发明一种吸气式航空发动机的预冷装置进一步的优化方案，所述散热片的上端面、下端面在其内外环形冷却通道和弧形冷却通道之外的地方做打薄处理，以减轻重量。
7.作为本发明一种吸气式航空发动机的预冷装置进一步的优化方案，所述内管、外管、散热片均采用轻质耐高温合金材料支撑，在增大换热面积的同时减轻重量，从而提高发动机的推重比。
8.作为本发明一种吸气式航空发动机的预冷装置进一步的优化方案，所述冷却工质采用低温碳氢燃料或低温航空煤油，与传统冷却工质相比，其附加的化学热沉能够增强吸热效果，降低进气道高温空气的温度。
9.本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：相较于传统的吸气式发动机预冷器，本发明具有更大的传热面积与更小的压降变化，可以实现对进气道空气的快速冷却的同时具有较低的压降损失系数，而且本发明的冷却工质采用低温碳氢燃料，吸热能力较强，在经过预冷器升温之后可加入燃烧室作为燃料，有效的节约能源，并提高了发动机的工作效率。
附图说明
10.图1为本发明的整体结构示意图；图2为本发明中散热片的结构示意图；图3为本发明中内管、外管的排列示意图。
11.图中，1-内管，2-内连管，3-外管，4-外连管，5-散热片，6为散热片内的环形冷却通道，7为散热片内的弧形冷却通道。
具体实施方式
12.下面结合附图对本发明的技术方案做进一步的详细说明：本发明可以以许多不同的形式实现，而不应当认为限于这里所述的实施例。相反，提供这些实施例以便使本公开透彻且完整，并且将向本领域技术人员充分表达本发明的范围。在附图中，为了清楚起见放大了组件。
13.如图1所示，本发明公开了一种吸气式航空发动机的预冷装置，包含n根内管、n根外管、n个散热片、m个内连管、以及p个外连管，所述n为大于等于2的自然数，m、p为大于等于3的自然数；所述内管、外管为环形管道，外管的内径大于内管的外径；如图2所示，所述散热片呈环状，其内由外至内设有q个等距且同轴的环形冷却通道，其最内侧环形冷却通道的内外径和内管的内外径相等、最外侧环形冷却通道的内外径和外管的内外径相等，q为大于等3的自然数；所述相邻环形冷却通道之间均匀设有若干开口方向相同的弧形冷却通道，且第i个、第i 1个环形冷却通道之间弧形冷却通道的开口方向和第i 1个、第i 2个环形冷却通道之间弧形冷却通道的开口方向相反，i为大于等于1且小于等于q-1的自然数；如图3所示，所述n个内管由上到下等距同轴设置，n个外管由上到下等距同轴设
置，q个散热片由上到下等距同轴设置，且n个内管、n个外管、q个散热片均同轴；所述m个内连管周向均匀设置，分别和n个内管、q个散热片垂直固连，且分别和n个内管、q个散热片最内侧的环形通道联通；所述p个外连管周向均匀设置，分别和n个外管、q个散热片垂直固连，且分别和n个外管、q个散热片最外侧的环形通道联通；所述预冷装置中填充有冷却工质；所述m个内连管中的一个内连管上设有和外界相连的通孔，用于供外部冷却工质流入；所述p个外连管中的一个外连管上设有和外界相连的通孔，用于供预冷装置中的冷却工质流出。
14.作为本发明一种吸气式航空发动机的预冷装置进一步的优化方案，所述散热片的上端面、下端面在其内外环形冷却通道和弧形通冷却通道之外的地方做打薄处理，以减轻重量。
15.作为本发明一种吸气式航空发动机的预冷装置进一步的优化方案，所述内管、外管、散热片均采用轻质耐高温合金材料支撑，在增大换热面积的同时减轻重量，从而提高发动机的推重比。
16.作为本发明一种吸气式航空发动机的预冷装置进一步的优化方案，所述冷却工质采用低温碳氢燃料或低温航空煤油，与传统冷却工质相比，其附加的化学热沉能够增强吸热效果，降低进气道高温空气的温度。
17.工作时，高温空气进入发动机的进气道内，从所述预冷器冷外侧的散热片之间的空气流道中向内侧流动，期间低温的碳氢燃料从内连管流入，沿着内管流向每一层的弧形冷却通道，并汇总到环形冷却通道，每一片散热片中由内向外有多组数量逐渐增大截面积逐渐减小的弧形通道与环形通道，冷却工质在狭长的冷却通道内流动的过程中高效地吸收高温空气的热量，同时热量也此过程中沿着打薄处的导热片体均匀散出，并从在外管中汇入外连管流出，被加热后的碳氢燃料可直接作为发动机燃料加入燃烧室。高温空气在冷却通道内逐渐放出热量被冷却，进入燃烧室。
18.本技术领域技术人员可以理解的是，除非另外定义，这里使用的所有术语（包括技术术语和科学术语）具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。
19.以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。