一种兼顾CCA预冷及射流预冷的中间循环系统

本发明属于涡轮基组合循环发动机，具体涉及一种兼顾cca预冷及射流预冷的中间循环系统。

背景技术：

1、涡轮基组合循环发动机可以满足飞行器由亚声速过渡到高超声速的宽广范围工作，实现飞行器“水平起降”和“重复使用”；为满足涡轮基组合循环发动机模态转换的需求，涡轮发动机工作包线需要扩展至ma＝3.5～4级。

2、随着涡轮发动机的增压比和最高涡轮前温度不断提高，热防护问题面临极大挑战：一方面涡轮前温度的提高使得热端部件的冷却需求加重，另一方面总压比的提高造成冷却空气温度升高，涡轮可用冷气冷却品质进一步降低，两者共同作用使得热端部件的工作环境更加恶劣，仅依靠材料耐温水平和冷却技术的发展已无法满足如此苛刻的热防护需求；在这种背景下，可大幅度提升冷却空气冷却品质并实现发动机能量综合利用的冷却空气(cca)技术成为了解决上述问题的关键途径之一，得到了学术界和工业界的广泛关注；cca技术，全称为cooled cooling air，也称冷却空气技术，通常cca技术使用的热沉包括发动机外涵空气、航空煤油及冲压空气等，通过上述低温工质从高压压气机(high pressurecompressor,hpc)出口引气提取热量，从而提高冷却空气的冷却品质，降低冷却引气流量和涡轮材料温度，提高涡轮发动机性能和寿命。

3、同时由于受到高空高马赫数飞行时高速气流所带来滞止高温的影响，使涡轮发动机对冲压发动机初始动力提供不足，从而制约二者工作的模态转换；而射流预冷技术是扩展涡轮发动机飞行包线的一种有效途径和重要发展方向，将滞止高温空气降低到常规发动机能正常工作的进气温度，使涡轮发动机不受限于更高的飞行高度和马赫数；由于射流预冷发动机是以现有涡轮发动机为基础进行改造，具有成本低、成型快的潜在优势，其技术研究将极大支撑后续高速/高超声速飞行器动力技术的研究和发展；因此，针对涡轮发动机在高空高马赫数的工作需求，采用射流预冷技术具有重要的工程意义和科学价值。

技术实现思路

1、本发明的目的在于提供一种兼顾cca预冷及射流预冷的中间循环系统，在利用cca技术冷却空气的冷却品质，减少冷却引气流量和降低涡轮材料温度的同时，增加射流预冷，能够充分利用cca技术使用的中间介质射流进压气机进气道，冷却压气机进口空气温度，满足涡轮发动机在高空高马赫数的工作需求，解决对冲压发动机初始动力提供不足的问题，便于涡轮发动机和冲压发动机工作的模态转换，可兼顾涡轮基组合循环发动机的两种不同冷却需求。

2、为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种兼顾cca预冷及射流预冷的中间循环系统，包括换热器甲、换热器乙、储液输入口、储液罐、机械泵、分流装置，中间介质经过机械泵后可分成两条支路，通过分流装置，在不同的马赫数下，利用分流装置切换不同流道流向不同支路，完成cca预冷工作态和射流预冷涡轮发动机工作态。

3、作为本发明的一种优选的技术方案，来自储液罐中的中间介质在分流装置保持原位，流道乙打开，流道丙关闭，由机械泵提供动力流向换热器甲，冷却压气机出口的高压气体，提高涡轮可用高压气体冷却品质，冷却热端部件，中间介质再将热量排放给流经换热器乙的航空煤油，流回储液罐，不断循环，完成cca预冷工作态。

4、作为本发明的一种优选的技术方案，所述换热器甲的另一条引气支路引进压气机出口的高压气体，流经换热器甲放热后，排气进入涡轮内冷却通道，冷却热端部件。

5、作为本发明的一种优选的技术方案，来自储液罐中的中间介质利用分流装置内的推力，铁块甲、乙向右移动，流道丙打开，流道乙关闭，由机械泵提供动力流向涡轮发动机进气道处的射流装置处进行射流预冷，将滞止高温空气降低到常规发动机能正常工作的进气温度，完成射流预冷涡轮发动机工作态。

6、作为本发明的一种优选的技术方案，所述储液罐内中间介质液体不足时，打开储液输入口补充液体。

7、与现有技术相比，本发明的有益效果是：

8、利用中间介质冷却压气机出口的高压气体，能够降低压气机出口高压气体的温度，从而冷却涡轮处的热端部件；

9、利用同种中间介质，喷液进入压气机进气道，能够冷却压气机进口空气温度；

10、本发明系统设置和操作简单，通过分流装置切换不同流道，实现切换cca预冷工作态及射流预冷工作态；

11、将cca预冷技术和射流预冷技术耦合，通过分流装置，不仅能利用cca技术冷却空气的冷却品质，降低冷却引气流量和涡轮材料温度，还能冷却压气机进口空气温度，满足涡轮发动机在高空高马赫数的工作需求，解决涡轮发动机对冲压发动机初始动力提供不足的问题，便于实现涡轮模态和冲压模态的转换，可实现涡轮基组合循环发动机的两种不同冷却需求。

技术特征：

1.一种兼顾cca预冷及射流预冷的中间循环系统，包括换热器甲(1)、换热器乙(2)、储液输入口(3)、储液罐(4)、机械泵(5)、分流装置(6)，其特征在于：中间介质经过机械泵(5)后可分成两条支路，通过分流装置(6)，在不同的马赫数下，利用分流装置(6)切换不同流道流向不同支路，完成cca预冷工作态和射流预冷涡轮发动机工作态。

2.根据权利要求1所述的一种兼顾cca预冷及射流预冷的中间循环系统，其特征在于：当ma＝0～2.5时，进行cca预冷工作态；当ma＝2.5～3.5时，进行射流预冷涡轮发动机工作态。

3.根据权利要求2所述的一种兼顾cca预冷及射流预冷的中间循环系统，其特征在于：所述分流装置(6)选为磁控分流时，包括腔体(610)，所述腔体(610)的上侧开设有流道甲(67)，腔体(610)的下侧开设有流道乙(68)、流道丙(69)；腔体(610)的内部放置有铁块甲(64)、铁块乙(65)，且铁块甲(64)、铁块乙(65)的内侧面设置有连杆(66)，腔体(610)的内侧面设置有和铁块甲(64)连接的弹簧(63)，所述流道乙(68)位于铁块甲(64)、铁块乙(65)之间，所述流道丙(69)位于铁块乙(65)的正下方；所述腔体(610)的右侧固定有电磁铁(62)，且电磁铁(62)的侧表面连接速度传感器(61)控制通电产生磁吸使得铁块甲(64)、铁块乙(65)向电磁铁(62)移动，令流道乙(68)关闭，流道丙(69)打开。

4.根据权利要求2所述的一种兼顾cca预冷及射流预冷的中间循环系统，其特征在于：所述分流装置(6)选为热控分流时，包括腔体(610)，所述腔体(610)的上侧开设有流道甲(67)，且腔体(610)的内部从左往右依次开设有来流气体腔(612)、空气腔(611)，所述空气腔(611)的内部放置有铁块甲(64)、铁块乙(65)，且铁块甲(64)、铁块乙(65)的内侧面设置有连杆(66)，所述腔体(610)上开设有和空气腔(611)连通的流道乙(68)、流道丙(69)，所述流道乙(68)位于铁块甲(64)、铁块乙(65)之间，所述流道丙(69)位于铁块乙(65)的正下方；所述空气腔(611)的内侧面设置有和铁块甲(64)连接的弹簧(63)；所述铁块甲(64)的左上侧位于空气腔(611)的内部安装有卡槽(615)，空气腔(611)内充有负压空气，使得卡槽(615)卡住铁块甲(64)，令铁块甲(64)无法向左移动；所述来流气体腔(612)的上侧设置有引气管(613)，下侧设置有排气管(614)，压气机来流气体从引气管(613)流入来流气体腔(612)内，再从排气管(614)流出，来流气体腔(612)中的来流气体与空气腔(611)中的气体换热，随着飞行马赫数的不断提高，来流气体温度不断升高，空气腔(611)中的气体受热膨胀，提高空气腔(611)的内压力，令铁块甲(64)、铁块乙(65)向右移动，令流道乙(68)关闭，流道丙(69)打开。

5.根据权利要求3或4所述的一种兼顾cca预冷及射流预冷的中间循环系统，其特征在于：当ma＝0～2.5时，分流装置(6)保持原位，中间介质在储液罐(4)中由机械泵(5)提供动力流经流道乙(68)流向换热器甲(1)，冷却压气机出口的高压气体，再将热量排放给流经换热器乙(2)的航空煤油，完成cca预冷工作态，换热器甲(1)的另一条引气支路引进压气机出口的高压气体，流经换热器甲(1)放热后，排气进入涡轮内冷却通道，冷却热端部件。

6.根据权利要求3或4所述的一种兼顾cca预冷及射流预冷的中间循环系统，其特征在于：当ma＝2.5～3.5时，分流装置(6)中铁块甲(64)、铁块乙(65)向右移动，导致流道乙(68)关闭，流道丙(69)打开，中间介质在储液罐(4)中由机械泵(5)提供动力流经流道丙(69)流向发动机进气道处进行射流预冷，完成射流预冷涡轮发动机工作态，中间介质补充液从储液输入口(3)流入储液罐(4)。

7.根据权利要求3或4所述的一种兼顾cca预冷及射流预冷的中间循环系统，其特征在于：所述分流装置(6)中流道甲(67)开孔位置为x1，流道乙(68)开孔位置为x2，流道丙(69)开孔位置为x3，x1、x2、x3计算公式如下：

技术总结本发明公开了一种兼顾CCA预冷及射流预冷的中间循环系统，包括换热器甲、换热器乙、储液输入口、储液罐、机械泵、分流装置，中间介质经过机械泵后可分成两条支路，通过分流装置，在不同的马赫数下，利用分流装置切换不同流道流向不同支路，完成CCA预冷工作态和射流预冷涡轮发动机工作态；本发明的有益效果是：利用中间介质冷却压气机出口的高压气体，能够降低压气机出口高压气体的温度，从而冷却涡轮处的热端部件；利用同种中间介质，喷液进入压气机进气道，能够冷却压气机进口空气温度；本发明系统设置和操作简单，通过分流装置切换不同流道，实现切换CCA预冷工作态及射流预冷工作态。技术研发人员：李育隆,徐嘉沛,杨正南,李星剑,徐诗杰,容诚钧受保护的技术使用者：北京航空航天大学技术研发日：技术公布日：2024/6/18