本发明专利技术公开了一种空气预冷压缩航空发动机及高超声速飞机，其包括依次设置的进气道、压气机、燃烧室及喷管，压气机设有为其提供驱动力的涡轮；还包括：第一换热器，用于采用循环冷却剂对进气道导入的空气进行冷却；冷却剂泵，具有与第一换热器连通的冷却剂出口及与第二换热器连通以回收冷却剂的冷却剂回收口；第二换热器，利用液氢泵输出的液氢作为冷源对升温后的冷却剂进行冷却，并将冷却后的冷却剂导出至冷却剂泵以供循环使用；液氢泵，连接第二换热器的入口，用于提供作为燃料的液氢；喷注器，位于压气机与燃烧室之间且与第二换热器连通，用于将经压气机压缩后的空气及经第二换热器交换热量后的氢气喷注入燃烧室内。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航空发动机领域，特别地，涉及一种空气预冷压缩航空发动机。此外，本专利技术还涉及一种包括上述空气预冷压缩航空发动机的高超声速飞机。
技术介绍
目前在航空领域得到应用的发动机主要有三大类：活塞式内燃机、涡扇/涡喷发动机、涡轴/涡桨发动机。1903年美国莱特兄弟利用一台4缸水冷汽油内燃机，制造出世界第一架载人飞机，开创了活塞式内燃机成为飞机动力装置的新纪元。但由于大功率活塞式内燃机非常笨重，并且只能采用螺旋桨推进，不能使飞机实现超声速飞行。1937年4月英国人惠特尔研制出世界第一台燃气涡轮喷气发动机。1937年9月德国人奥海因也独立研制了一台涡轮喷气发动机，并在1939年8月成功进行了试飞，标志着人类进入了涡轮喷气飞行时代。燃气涡轮发动机由于没有限制飞行速度的螺旋桨，而且单位时间流入发动机的空气量比活塞式发动机大得多，从而能产生很大的推力，可以使飞机实现超声速飞行。二战后，燃气涡轮发动机得到了迅猛发展，并衍生出涡扇、涡桨、涡轴等发动机变种，目前广泛应用于飞机、舰船、电力等领域。目前，在军/民用飞机上最常用的涡扇发动机主要由进气道、风扇、压气机、燃烧室、涡轮、喷管等组成。不管飞机是超声速飞行还是亚声速飞行，空气经过进气道压缩后，压力和温度上升，气流速度都降为亚声速。空气流经过风扇压缩后分成两部分。大部分空气经过外涵道膨胀产生推力后排向大气环境；小部分空气进入内涵道，经过压气机压缩后进入燃烧室，在燃烧室内与喷入的航空煤油进行燃烧，燃烧产生的高温燃气吹动涡轮，涡轮为风扇和压气机提供动力。燃气经过涡轮膨胀做功后，压力和温度降低、速度加快，最后通过喷管产生推力并排向大气环境。这种传统的涡轮风扇发动机主要存在两方面不足：一是在高超声速飞行时(通常大于5倍声速)不能正常工作。在高超声速飞行时，空气经过进气道压缩后变成亚声速气流，这时空气温度超过1000K，高速旋转的风扇和压气机叶片难以承受这种热负荷，并且空气密度低，压气机压缩效率低。更严重的是，空气经过压气机压缩后温度还会进一步提高，按照10倍压比计算，进入燃烧室的空气温度会达到2000K，即使不喷油燃烧，也已接近涡轮叶片材料的耐温极限。二是由于受涡轮叶片材料耐温限制，即使在低速飞行时，燃烧温度也不能太高(目前最高不能超过1700℃)，远没有到达空气和煤油的理论燃烧温度，燃气的做功潜力没有充分利用，导致发动机推力性能不高。归纳起来就是，风扇和压气机限制了飞行速度，涡轮限制了燃烧温度，以传统燃气涡轮发动机为动力的飞机不能进行高超声速飞行。如果采用额外的冷却剂对进气道压缩后的空气进行冷却，那么在高超声速飞行时遇到的压气效率和热防护难题都可以得到解决。如果涡轮不采用高温燃气驱动，那么燃烧温度就不会受涡轮叶片材料的制约，发动机性能可大幅提高。文献AIAA-1996-4553报道了日本空间与航空科学研究所(ISAS)提出的一种膨胀循环空气涡轮冲压发动机(ATREX，Air Turbine Ramjet of Expander Cycle)。参照图1，ATREX主要由换热器1、风扇2、叶尖涡轮3、燃烧室4、换热器5、燃料喷注器6、喷管7、液氢泵8、涡轮9组成。液氢经过液氢泵8增压后进入换热器1对空气进行冷却，然后进入燃烧室4的壳体夹套冷却燃烧室变成气态氢，之后分成两路，一路通过燃料喷注器6喷入燃烧室直接燃烧，另一路经过换热器5进一步加热后去吹动叶尖涡轮3和涡轮9。叶尖涡轮3带动风扇2对冷却后的空气增压，涡轮9驱动液氢泵8为液氢增压。驱动涡轮后的氢气最后进入燃烧室和空气燃烧，产生的燃气通过喷管7排出，产生推力。与传统的涡轮冲压发动机不同，ATREX采用低温液氢作为燃料，液氢冷却空气后，在燃烧室内通过换热器进一步加热升温，加热后的氢气大部分流量去吹动叶尖涡轮以带动压气机，小部分流量去驱动液氢泵，最后都进入燃烧室燃烧。但是，由于只采用两级风扇，空气压缩比为2.5，燃烧室压力低，产生的推力不大。另外为了满足驱动涡轮和液氢泵的要求，需要比正常燃烧时更多的氢气，导致燃料比冲不高，因此该方案在经过原理发动机试验后就被放弃。文献AIAA-2002-4127报道了美国MSE技术应用公司提出的一种压气机前喷流冷却发动机方案(MIPCCE，Mass Injection Pre-Compressor Cooling Engine)。图2示出了美国MIPCCE发动机的原理图。该方案的显著特点是：在进气道下游采用液体喷流冷却空气，目的是为了解决传统航空涡扇/涡喷发动机在高超声速飞行遇到的热问题。发动机主要由进气道21、冷却液喷注器22、风扇23、压气机24、燃烧室25、涡轮26、加力燃烧室27、喷管28组成。高速空气流经过进气道21压缩，温度大幅升高。为了降低空气温度，于是通过冷却液喷注器22在气流中喷入水或者低温液氧，降温后的空气再经过风扇23和压气机24压缩，进入燃烧室25燃烧，燃气吹动涡轮26为风扇和压气机提供动力。由于涡轮叶片材料限制，燃烧室出口燃气温度不能太高，空气中的氧没有完全参与燃烧，导致发动机推力不够大。为了提高发动机推力，可以在加力燃烧室27继续喷入燃油燃烧，燃气温度压力升高后，再通过喷管28排出产生推力。从发动机的工作过程看，该方案的优点是：可以拓展传统航空发动机的速度适应范围；缺点是：需要额外的冷却液，并且冷却液在发动机工作过程中持续消耗，不能循环利用。此外，飞行器必须多带一个冷却液储箱和供应系统，导致飞行器重量、体积大幅增加，这对高超声速飞行器来说是难以承受的。文献AIAA-2005-3419和AIAA 2012-5839报道了日本提出的一种预冷却涡轮发动机(PCTJ，Pre-Cooled Turbine Jet)。图3示出了日本PCTJ发动机的原理图。该发动机采用低温液氢作为燃料，采用氮气为液氢储箱31增压。发动机主要由进气道32、换热器33、核心机34(也就是传统的涡轮发动机，包括：压气机、燃烧室和涡轮三大部件)、加力燃烧室35、喷管36组成。液氢从高压储箱31流出后分成两部分，小部分氢燃料在核心机34内燃烧以驱动涡轮，而大部分液氢通过换热器33对空气进行冷却后，再去冷却加力燃烧室35，最后进入加力燃烧室燃烧。空气经过进气道32压缩后，通过换热器33冷却后温度下降，全部进入核心机34，经过压气机压缩后与进入核心机燃烧室的小流量氢燃烧，产生的燃气驱动涡轮后进入加
力燃烧室35。由于涡轮叶片材料的耐温限制，核心机的燃烧温度不高，空气中的大部分氧还没有被消耗。因此，在加力燃烧室35内，燃气继续与经过冷却换热后变成气体的氢气燃烧，最后通过喷管36排出产生推力。该方案的特点是：发动机工作不需要额外的冷却剂，对现有的航空涡轮发动机改动不大，技术相对成熟些。但是冷却所需要的液氢流量仍然高于与空气燃烧所需要的量，影响发动机的比冲性能。此外，很重要的一点是加力燃烧室在涡轮下游，燃烧压力不高，直接影响发动机的推力大小。通过分析比较国外几种空气预冷航空发动机方案可知，要么采用额外的冷却剂对空气进行冷却，发动机工作时需要不断消耗冷却剂，显然不实用；要么采用液氢燃料作为冷却剂，但要冷却空气和燃烧室，氢消耗量比正常燃烧所需的流量大，导致发动机的比冲性能低，经济性差。本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种空气预冷压缩航空发动机，包括依次设置的进气道(41)、压气机(42)、燃烧室(43)及喷管(44)，所述压气机(42)设有为其提供驱动力的涡轮(45)；其特征在于，所述空气预冷压缩航空发动机还包括：第一换热器(46)，设于所述进气道(41)与所述压气机(42)之间，用于采用循环冷却剂对所述进气道(41)导入的空气进行冷却；冷却剂泵(47)，具有与所述第一换热器(46)连通的冷却剂出口及与第二换热器(48)连通以回收冷却剂的冷却剂回收口；第二换热器(48)，利用液氢泵(49)输出的液氢作为冷源对升温后的冷却剂进行冷却，并将冷却后的冷却剂导出至所述冷却剂泵(47)以供循环使用；液氢泵(49)，连接所述第二换热器(48)的入口，用于提供作为燃料的液氢；喷注器(50)，位于所述燃烧室(43)的头部且与所述第二换热器(48)连通，用于将经所述压气机(42)压缩后的空气及经所述第二换热器(48)交换热量后的氢气喷注入所述燃烧室(43)内。
【技术特征摘要】
1.一种空气预冷压缩航空发动机，包括依次设置的进气道(41)、压气机(42)、燃烧室(43)及喷管(44)，所述压气机(42)设有为其提供驱动力的涡轮(45)；其特征在于，所述空气预冷压缩航空发动机还包括：第一换热器(46)，设于所述进气道(41)与所述压气机(42)之间，用于采用循环冷却剂对所述进气道(41)导入的空气进行冷却；冷却剂泵(47)，具有与所述第一换热器(46)连通的冷却剂出口及与第二换热器(48)连通以回收冷却剂的冷却剂回收口；第二换热器(48)，利用液氢泵(49)输出的液氢作为冷源对升温后的冷却剂进行冷却，并将冷却后的冷却剂导出至所述冷却剂泵(47)以供循环使用；液氢泵(49)，连接所述第二换热器(48)的入口，用于提供作为燃料的液氢；喷注器(50)，位于所述燃烧室(43)的头部且与所述第二换热器(48)连通，用于将经所述压气机(42)压缩后的空气及经所述第二换热器(48)交换热量后的氢气喷注入所述燃烧室(43)内。2.根据权利要求1所述的空气预冷压缩航空发动机，其特征在于，所述第一换热器(46)与所述喷管(44)的壁面冷却通道之间经换热管道(53)连通，冷却剂经所述第一换热器(46)与空气进行热交换后，经所述换热管道(53)进入所述喷管(44)、所述燃烧室(43)的壁面冷却通道内，对所述喷管(44)及所述燃烧室(43)进行冷却后...
【专利技术属性】
技术研发人员：刘卫东，刘世杰，蒋露欣，任春雷，张韬，岳晓菲，李西鹏，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科学技术大学，
类型：发明
国别省市：湖南;43
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