一种基于燃料回热的涡桨发动机

本发明属于航空燃气涡桨发动机领域，具体地说，涉及一种基于燃料回热的涡桨发动机。

背景技术：

1、间冷回热航空涡轮发动机概念早在20世纪40年代就已被提出，并随后进行了数个型号的研制与试验。然而，随着常规循环航空涡轮发动机技术水平的不断提高，以及高效轻质紧凑换热器技术并未取得突破，使得将间冷/回热器应用于航空涡轮发动机时，发动机性能未能取得明显改善，反而增加了结构的复杂性；同时，燃油价格与环保问题并未成为航空发动机研究设计的关键矛盾与驱动力，带间冷/回热器的航空发动机研究逐渐趋于停滞。

2、近年来，常规涡轮发动机的各热力循环参数提升速度已相当缓慢；同时，各国政府与国际组织对航空业节能减排的约束以及燃油成本的上涨迫使民航领域寻找更节省燃料的发动机，并实现低碳排放以及低污染物排放、低噪声等其他要求；此外，高效轻质紧凑换热器研究取得了长足的进展，间冷回热发动机正重新受到研究人员的青睐。

3、当前，间冷回热技术已在对整机质量控制要求相对不高的燃气轮机上得到了广泛的应用，并大多采用核心机派生间冷回热技术。在相关技术中，回热器位于低压涡轮后，高压压气机出口的气流先导向回热器的冷端，在回热器中吸收燃气轮机排气废热后，再重新回到燃烧室，从而减少了燃料的消耗。该设计将产生相当大的流动阻力，并大幅增加了整机的结构复杂性和重量。进一步地，对于涡轮喷气发动机以及涡轮风扇发动机，采用回热方案将降低排气温度，这将导致发动机的净推力降低。

4、因此，若将间冷回热技术应用于航空发动机中，一方面需要重新设计间冷回热方案的架构，并注意控制间冷度、回热度与总压损失、结构增重的匹配关系以得到综合性能优良的设计方案；另一方面，需要考虑将间冷回热方案应用于类型更适合的航空发动机平台上。

5、当前，通用航空市场被认为未来将出现爆发式增长，涡桨发动机更适用于短途、低速、功率较小的通用航空飞机。常规的涡桨发动机一般包括进气道、压气机、燃烧室、动力涡轮、自由涡轮、螺旋桨。气流从进气道进入发动机，经过压气机增压后在燃烧室中加热，经过动力涡轮和自由涡轮膨胀，排出发动机。动力涡轮与压气机共轴，为压气机提供压缩气流的能量；自由涡轮与螺旋桨共轴，螺旋桨将大气加速向后排出，是发动机推力的主要来源；自由涡轮出口排气作为废气排出涡桨发动机，该部分所提供的推力一般小于发动机总推力的10%。因此，理论上若将回热方案应用于涡桨发动机上，对于发动机的推力影响相对较小。

6、综上所述，为解决回热方案当前在航空发动机应用上存在大流动阻力、较大结构增重、较大净推力损失的问题，需要重新设计回热方案的架构，包括但不限于采用其他工质作为热沉以替代主流道空气；另一方面，需要考虑将间冷回热方案应用于类型更适合的航空发动机平台上，如涡桨发动机平台。

技术实现思路

1、本发明要解决的技术问题在于克服现有技术的不足，提供一种基于燃料回热的涡桨发动机，利用涡桨发动机燃料回热方案推力损失小、总压损失小的优势，提升涡桨发动机的热效率。

2、为解决上述技术问题，本发明采用技术方案的基本构思是：

3、一种基于燃料回热的涡桨发动机，包括主发动机和燃料回热系统；主发动机包括进气道、压气机、燃烧室、动力涡轮、自由涡轮、螺旋桨；燃料回热系统包括燃料储箱、增压泵、回热器、回热调节阀、燃料-冲压空气换热器。

4、进气道从环境中吸入空气，随后空气经过压气机实现增压；压气机的出口与燃烧室的空气进口相连，空气在燃烧室内与燃油混合燃烧，获得高温高压的燃气；燃烧室的燃气出口与动力涡轮的进气口相连，燃气在动力涡轮中膨胀向动力涡轮做功，动力涡轮与压气机共轴，从而提供压气机对空气增压所需的功；动力涡轮出气口与自由涡轮进气口相连，燃气在自由涡轮中进一步膨胀向自由涡轮做功，自由涡轮通过传动机构驱动螺旋桨，将迎面的外部空气加速向后排出，从而产生推力。

5、进一步地，在压气机的中间级和末级引出一部分空气，其中压气机中间级空气引向自由涡轮，用于冷却自由涡轮的静叶和动叶；压气机末级空气引向动力涡轮，用于冷却动力涡轮的静叶和动叶。

6、燃料储箱的出液口连接增压泵的进液口，增压泵的出液口连接回热器的燃料进液口；自由涡轮后仍然具有较高温度的燃气经过回热器的燃气进口，在回热器中与经过燃料进行热交换，将多余的废热传递给燃料，随后燃气经回热器的燃气出口排向大气；回热器的燃料出口流出的热燃料分为两股，其中一股经过回热调节阀通往燃烧室燃烧，另一股通往燃料-冲压空气换热器的燃料进口；飞机提取的冲压空气从冲压气进气口进入燃料-冲压空气换热器，在换热器中与热燃料进行热交换，使燃料降温；随后冲压空气从换热器冲压气出气口通往大气，被降温的燃料从换热器燃料出口通往燃料储箱进口，重新回到燃料储箱。

7、采用上述技术方案后，本发明与现有技术相比具有以下有益效果。

8、（1）本发明利用飞机自身携带的燃料吸收发动机排气中的废热，重新注入燃烧室中燃烧，实现废热再利用，以减小燃料的消耗；同时，采用燃料为热沉的方案，结构相较于核心机派生回热技术更为简单，核心机气流的总压损失很小，推进系统总质量也更小。

9、（2）相较于涡喷、涡扇发动机，回热方案在应用于涡桨发动机上时，对发动机推力的损耗更低。因为涡喷、涡扇发动机推力来源于涵道内高温高压燃气通过尾喷管向后高速喷射，回热方案造成了尾喷管气流总温的降低；而涡桨发动机的推力主要来源于自由涡轮驱动螺旋桨，将迎面的大气加速向后排出，核心机的排气推力一般仅提供10%以下的推进功，因此采用回热方案造成的核心机推力损失对于涡桨发动机的总体推力影响相对较小。

10、下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的描述。

技术特征：

1.一种基于燃料回热的涡桨发动机，其特征在于：包括主发动机、燃料回热系统；

2.根据权利要求1所述的一种基于燃料回热的涡桨发动机，其特征在于：所述第二燃料出口与燃烧室连通的管路上串联有回热调节阀。

3.根据权利要求1所述的一种基于燃料回热的涡桨发动机，其特征在于：所述压气机设有中间级引气出口、末级引气出口，中间级引气出口与自由涡轮连通，用于冷却自由涡轮静叶和动叶；末级引气出口与动力涡轮连通，用于冷却动力涡轮静叶和动叶。

4.根据权利要求1所述的一种基于燃料回热的涡桨发动机，其特征在于：所述增压泵为机械齿轮泵，其流量与压气机-动力涡轮轴的转速联动，且其流量大于燃烧室需求的燃料流量。

技术总结本发明公开了一种基于燃料回热的涡桨发动机，包括主发动机、燃料回热系统；所述主发动机包括依次顺序连接的进气道、压气机、燃烧室、动力涡轮、自由涡轮、螺旋桨；所述燃料回热系统包括燃料储箱、增压泵、回热器、燃料‑冲压空气换热器。本发明利用飞机自身携带的燃料吸收发动机排气中的废热，重新注入燃烧室中燃烧，实现废热再利用，以减小燃料的消耗；将回热方案在应用于涡桨发动机平台上，以降低回热方案对发动机推力的损耗。技术研发人员：徐国强,庄来鹤,陈俊杰,闻洁,栗孟晨,赵冀昊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：2024/7/11