[發明專利]一種高超飛行器渦輪發動機艙冷卻方法及結構

在審

• 申請號: 202210434129.8
• 申請日: 2022-04-24
• 公開（公告）號: CN114704384A
• 公開（公告）日: 2022-07-05
• 發明（設計）人: 梁義強;劉國朝;吳凌虹;周建軍;李云單;徐雪;劉太秋
• 申請（專利權）人: 中國航發沈陽發動機研究所
• 主分類號: F02C7/18
• 分類號: F02C7/18
• 代理公司: 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙) 11526
• 代理人: 王偉立

本申請提供了一種高超飛行器渦輪發動機艙冷卻方法，所述方法包括：自沖壓渦輪發電系統的沖壓空氣渦輪后側引一路冷卻氣至渦輪發動機的飛機進氣道，其中，當高超飛行器飛行速度大于預定馬赫數而渦輪發動機關閉不在提供飛行動力時，自沖壓空氣渦輪后側引氣至飛機進氣道的冷卻氣沿著飛機進氣道的進入發動機艙，從而帶走發動機艙的熱量，從而控制發動機艙的溫度，實現對渦輪發動機的發動機艙進行冷卻。本申請通過壓渦輪發電系統內沖壓空氣渦輪膨脹降溫后的沖壓空氣對渦輪發動機艙進行冷卻，可以保證渦輪發動機艙內附件電纜等具有安全可靠的熱環境，避免因為高溫環境失效或損壞。

技術領域

本申請屬于航空發動機熱管理器技術領域，特別涉及一種高超飛行器渦輪發動機艙冷卻方法及結構。

背景技術

發動機艙是飛機上安裝發動機的環境空間，由于發動機表面放熱等原因會造成發動機艙溫升高，因此需要通過冷空氣對發動機艙內進行溫度控制，使得發動機表面安裝的附件、電纜等具有安全的工作環境，同時，避免發動機向飛機傳遞大量的熱量，該過程成為發動機艙熱管理。

圖1所示為典型的中小涵道比渦輪發動機的發動機艙冷卻示意圖，通過在飛機進氣道11內的入口沖壓空氣對發動機艙12進行冷卻，即在渦輪發動機10的入口絕大部分空氣進入發動機流道內壓縮燃燒做功，一少部分空氣進入發動機艙，帶走發動機艙的熱量，控制發動機艙的溫度。

然而隨著飛行器速度的提升，特別是對于組合動力(由沖壓發動機及渦輪發動機聯合提供動力)的高超飛行器，在Ma2.5～Ma3左右時，渦輪發動機關閉，沖壓發動機工作。

因此，對于組合動力的高超飛行器來說，其渦輪發動機的發動機艙冷卻存在如下問題：

1)現有采用發動機入口沖壓空氣來冷卻渦輪發動機艙的方案只能在飛行馬赫數Ma3以下才能使用，當高超飛行器進行高于Ma3的高速飛行時，沖壓空氣的溫度超過200℃，超出渦輪發動機外部附件和電纜的許用溫度范圍，如圖2所示；

2)高超飛行器高速飛行時，由于沖壓作用，來流溫度達到很高水平，雖然此時渦輪發動機的進口處于關閉狀態，但是不可避免地有泄露空氣進入渦輪發動機流道，此時，渦輪發動機內的風扇部分的部件處于高溫之中，對其壽命和安全性危害嚴重。

發明內容

本申請的目的是提供了一種高超飛行器渦輪發動機艙冷卻方法及結構，以解決或減輕背景技術中的至少一個問題。

一方面，本申請提供了一種高超飛行器渦輪發動機艙冷卻方法，所述方法包括：

自沖壓渦輪發電系統的沖壓空氣渦輪后側引一路冷卻氣至渦輪發動機的飛機進氣道，其中，當高超飛行器飛行速度大于預定馬赫數而渦輪發動機關閉不在提供飛行動力時，自沖壓空氣渦輪后側引氣至飛機進氣道的冷卻氣沿著飛機進氣道的進入發動機艙，從而帶走發動機艙的熱量，從而控制發動機艙的溫度，實現對渦輪發動機的發動機艙進行冷卻。

進一步的，所述預定馬赫數為Ma2.5～Ma3。

進一步的，在所述沖壓空氣渦輪后側與飛機進氣道之間的冷卻通道上設有控制閥，通過所述控制閥的打開與關閉控制冷卻通道的流通。

另一方面，本申請提供了一種高超飛行器渦輪發動機艙冷卻結構，所述結構包括：

冷卻通道，所述冷卻通道連通沖壓渦輪發電系統的沖壓空氣渦輪后側與渦輪發動機的飛機進氣道，用于將自沖壓渦輪發電系統的沖壓空氣渦輪后側的冷卻氣流引入至渦輪發動機的飛機進氣道，其中，當高超飛行器飛行速度大于預定馬赫數而渦輪發動機關閉不在提供飛行動力時，自沖壓空氣渦輪后側引氣至飛機進氣道的冷卻氣沿著飛機進氣道的進入發動機艙，從而帶走發動機艙的熱量，從而控制發動機艙的溫度，實現對渦輪發動機的發動機艙進行冷卻。

進一步的，所述預定馬赫數為Ma2.5～Ma3。