[發明專利]一種耦合換熱式壓氣機及高超聲速飛行器

有效

• 申請號: 201810791715.1
• 申請日: 2018-07-18
• 公開（公告）號: CN108894833B
• 公開（公告）日: 2021-06-25
• 發明（設計）人: 范曉檣;劉俊兵;陶淵;熊冰;蒙澤威;王翼;劉衛東;陳鏡帆
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍國防科技大學
• 主分類號: F01D25/14
• 分類號: F01D25/14;F01D9/04;F01D9/02
• 代理公司: 長沙國科天河知識產權代理有限公司 43225
• 代理人: 邱軼

本發明公開一種耦合換熱式壓氣機及高超聲速飛行器，該壓氣機包括：機匣，呈筒狀，內壁與外壁之間具有冷卻通道；輪轂，位于機匣內部；多個靜葉片，位于機匣與輪轂之間，每個靜葉片均沿機匣與輪轂的徑向截面分布，多個靜葉片沿機匣的中心軸線方向間隔排列，靜葉片的根部與機匣連接，端部靠近輪轂并與輪轂之間具有間隙；每個靜葉片內部具有與冷卻通道連通的冷卻空間；多個動葉片，位于機匣與輪轂之間，每個動葉片均沿機匣與輪轂的徑向截面分布，多個動葉片沿機匣的中心軸線方向間隔排列，動葉片的根部與輪轂連接，端部靠近機匣并與機匣之間具有間隙，動葉片與靜葉片交疊布置。該方案解決了冷卻結構復雜、壓力損失較大的問題，在壓氣過程中降溫，互不影響。

技術領域

本發明涉及高超聲速飛行器技術領域，尤其是一種耦合換熱式壓氣機及高超聲速飛行器。

背景技術

高超聲速飛行器對推進系統的性能要求很高，因此動力裝置是發展高超聲速飛行器的關鍵。由發動機原理的可知，發動機的單位推力隨壓氣機壓比的提高而增大，較高的單位推力易于實現更高的飛行速度。在飛行馬赫數小于3的條件下，壓氣機壓縮空氣導致的氣流溫度上升在合理的范圍內，壓氣機能保證在此條件下正常工作；當飛行馬赫數3時，由于壓氣機進出口溫度的急速上升，如當飛行馬赫數為5 時，壓氣機進口空氣滯止溫度達到1200 K左右，這造成了發動機性能急劇惡化，可靠性降低，成為了限制飛行器速度提高的瓶頸。由此可見，傳統類型的渦輪發動機已難以滿足高超聲速飛行的動力需求。

為彌補這一缺陷，一種帶預冷概念的發動機在近年來被廣泛研究。它是在傳統發動機前增添預冷裝置，預先冷卻壓氣機進口空氣，從而提高進氣密度以增大進氣質量流量，進而增大推力，提高發動機輸出功率和效率，擴展飛行包線，滿足高超聲速飛行的動力要求。國外研制了一系列帶預冷裝置的組合動力系統，如日本研制的吸氣式渦輪沖壓膨脹循環(ATREX)發動機，美國的射流冷卻發動機(MIPCC)，及英國的吸氣火箭發動機(SABRE)等。由于預冷器結構相對復雜且技術成熟度較低，目前各國都在對輕質、高效的緊湊型預冷器進行大量研究。但是，還沒有研究單位或者機構提出一種能同時進行空氣壓縮與換熱冷卻耦合的壓氣機。

由前述所知，現有的冷卻方案是在傳統的發動機前增添冷卻裝置，這種方案主要有以下問題：一方面是預冷器結構相對復雜且成熟度較低，各國都在進行輕質、高效緊湊型預冷器進行研究，研制周期漫長；另一方面預冷器的添加會導致發動機比沖降低、發動機結構復雜化、發動機軸線長度增加、發動機進氣畸變及壓力損失等一系列問題。

發明內容

本發明提供一種耦合換熱式壓氣機及高超聲速飛行器，用于克服現有技術中冷卻結構復雜，且導致發動機壓力損失較大等缺陷，通過對壓氣機進行改進來降低來流溫度，提高進氣密度，提高發動機輸出功率和效率；無需在發動機前增加冷卻結構，降低了總壓損失。

為實現上述目的，本發明提出一種耦合換熱式壓氣機，包括：

機匣，呈筒狀，內壁與外壁之間具有供冷卻介質流動的通道；

輪轂，位于所述機匣內部；

多個靜葉片，位于所述機匣與輪轂之間，每個靜葉片均沿所述機匣與輪轂的徑向截面分布，多個所述靜葉片沿機匣的中心軸線方向間隔排列，所述靜葉片的根部與機匣連接，端部靠近所述輪轂并與所述輪轂之間具有間隙；每個所述靜葉片內部具有與所述機匣的通道連通的空間；

多個動葉片，位于所述機匣與輪轂之間，每個動葉片均沿所述機匣與輪轂的徑向截面分布，多個所述動葉片沿機匣的中心軸線方向間隔排列，所述動葉片的根部與所述輪轂連接，端部靠近所述機匣并與所述機匣之間具有間隙，所述動葉片與所述靜葉片交疊布置。

為實現本發明目的，本發明還提供一種高超聲速飛行器，包括發動機和上述的耦合換熱式壓氣機；

所述耦合換熱式壓氣機的機匣的冷卻通道連接所述發動機的冷卻通道共同形成供冷卻介質循環流通的通道。