一种采用间冷换热的自适应循环高速涡轮机

本发明涉及航空发动机设计，具体涉及一种采用间冷换热的自适应循环高速涡轮机。

背景技术：

1、超高速飞行器“宽空域、宽速域、长航程”的特征要求发动机能够在0～3ma始终维持高能效工作，而目前发展成熟的涡扇发动机虽可以在0～2ma高效工作，但其在更高马赫数时却会面临性能急剧下降的问题，针对该问题而提出的组合发动机却又始终无法解决模式转换时所存在的推力鸿沟。因此亟需一款能够在0～3ma维持高能效工作的新一代航空发动机，以支撑超高速飞行器的应用与装备。

2、目前，由于低速和高速条件下对于涡轮机循环参数需求的矛盾导致涡轮机无法实现在0～3ma这一宽广速域范围内始终保持高能效工作。现有技术中，解决的前述问题的方法主要有三种：涡轮冲压组合发动机、预冷循环发动机和变循环发动机，其中，(1)涡轮冲压组合发动机主要基于组合循环的思想，例如美国的革新涡轮加速器(rta)、日本的hypr方案，但其经过设计验证，都面临高速段发动机压比难以维持，进而能效不足，出现“推力陷阱”和“耗油率过高”的问题；并且无论是采用串联还是并联方案，其进排气系统结构都较为复杂，导致整体推进系统尺寸、重量大幅上升，降低飞发一体化作战效能；

3、(2)基于预冷原理提出的射流预冷方案、换热预冷方案例如英国的“佩刀”发动机(sabre)，通过大幅降低发动机进口气流温度，具有改善高速工况下涡轮机性能的潜力。但同时预冷循环发动机为实现对全部进口气流进行冷却而面临很大的换热功率需求，不得不引入复杂的预冷换热系统，导致推进系统结构和尺寸重量无法控制在合理水平。同时当发动机在低速段时换热系统不仅会不工作而成为“死重”，还会带来不小的总压损失，影响发动机在低速段的能效。

4、(3)变循环发动机主要是通过可调部件的调节大幅改变循环参数，适应宽速域工况下的性能需求。经过飞行验证的yf120双外涵变循环发动机展现了宽速域高能效潜力、以及对进气道的匹配优势，其一度成为美国高超声速飞行器的涡轮机候选方案。但在后续变循环发动机的进一步研究中，美国的rta计划和日本的hypr计划均说明了仅靠变循环发动机可以一定程度拓展涡轮机的工作速域，但仍难以实现0～3ma范围内的高效运行。

5、综合以上研究可以发现，针对高速涡轮机所存在的问题世界各国已开展了多年的研究，提出和验证了多种方案，在热管理、发动机循环调节等方面取得了一定进展，但仍未有效解决高速涡轮机无法兼顾宽速域高能效的问题。

技术实现思路

1、鉴于上述问题，本发明提供了一种采用间冷换热的自适应循环高速涡轮机，以自适应循环发动机为载体，设计三个外涵道，在核心机驱动风扇(cdfs)进口引入间冷换热器，同时设计了间冷换热和液氢/燃油双燃料燃烧，有效解决高速涡轮机无法兼顾宽速域高能效的问题，兼具宽速域、全速域高能效特征，可支撑超高速飞行器的应用与装备。

2、本发明提供了一种采用间冷换热的自适应循环高速涡轮机，包括：

3、风扇一1、风扇二2、间冷换热器3、风扇三4、压气机5、燃烧室一6、涡轮一7、涡轮二8、喷管一9、喷管二10和燃烧室二11；所述风扇一1、风扇二2、间冷换热器3、风扇三4、压气机5、燃烧室一6、涡轮一7、涡轮二8、喷管一9、喷管二10和燃烧室二11沿所述自适应循环发动机中心轴线依次设置；

4、优选的，所述风扇一1包括外侧涵道一；所述喷管一9设置在所述风扇一1的外侧涵道一的外壳；

5、示例性的，所述喷管一9与发动机的中心轴轴向平行；所述风扇一1为前风扇；所述喷管一9为外涵喷管；

6、进一步的，所述喷管一为可调的拉瓦尔喷管；如图1；

7、优选的，所述自适应循环高速涡轮机还包括第一外涵道s3、第二外涵道s2和第三外涵道s1；

8、优选的，所述第三外涵道的外壁面设置喷管一9；

9、所述第二外涵道的外壁面设置模式选择阀10-1；

10、所述第二外涵道的外壁面内侧空间设置风扇二2、间冷换热器3、风扇三5、压气机6、燃烧室一8、涡轮一9、涡轮二12和燃烧室二11；

11、更进一步，所述喷管一9设置在所述风扇一1的外侧涵道的外壳，与所述第三涵道外壁面连接。

12、优选的，所述风扇一1配置气体入口侧的侧缘上游部；所述风扇一1配置气体出口侧的侧缘下游部；

13、所述风扇一1的侧缘下游部设置风扇二2，所述风扇二2包括外侧涵道二；

14、所述风扇二2的外侧涵道二的外壳设置喷管二10；

15、进一步的，所述风扇二2的外侧涵道二的外壳设置喷管二，所述喷管二与所述第二外涵道的外壁面连接；

16、更进一步，所述喷管二10与发动机中心轴沿轴向平行；

17、所述喷管二10位于所述喷管一9内侧；

18、示例性的，所述喷管二10为主喷管。

19、优选的，所述风扇二2配置气体入口侧的侧缘上游部；所述风扇二2配置气体出口侧的侧缘下游部；

20、所述风扇二2的侧缘下游部设置间冷换热器3；所述间冷换热器设置模式选择阀10-1，所述间冷换热器3主要承担发动机部分热流与冷源氢之间的热焓能量交换与传递；

21、优选的，所述间冷换热器3配置气体出口的侧缘下游部；所述间冷换热器3的侧缘下游部设置所述风扇三4；

22、进一步的，在所述风扇三4外侧设置流道壁面一d1，所述流道壁面一与第一外涵道的外壁面连接；

23、所述第一外涵道的外壁面与第二外涵道的内壁面连接处设置引射器一12；

24、示例性的，所述引射器一12为前涵道引射器；

25、所述流道壁面一为内涵流道外壁面；

26、示例性的，所述风扇二2为后可变风扇；所述风扇三4为核心机驱动风扇；

27、优选的，所述风扇三4配置气体出口的侧缘下游部；所述风扇三4的侧缘下游部依次设置压气机5、燃烧室一6、涡轮一7、涡轮二8和燃烧室二11；

28、进一步的，所述压气机、燃烧室一、涡轮一、涡轮二外侧设置流道壁面二d2；

29、更进一步，所述流道壁面二的外壁与流道壁面一的内壁形成第一外涵道；

30、所述第一、二外涵道混合得到流道壁面三d3；所述流道壁面二的外壁面与所述流道壁面三的内壁面连接处设置引射器二13；

31、示例性的，所述引射器二13为后涵道引射器；所述引射器一12为前可变面积涵道引射器，所述引射器二13为后可变面积涵道引射器；

32、示例性的，所述压气机5为高压压气机；所述涡轮一7为高压涡轮；所述涡轮二8为低压涡轮；

33、所述燃烧室一6为主燃烧室；所述燃烧室二11为加力燃烧室；

34、本发明的一个实施例中，所述间冷换热器3的冷源为液氢；

35、所述加力燃烧室为航空煤油和液氢双燃料燃烧室；所述加力燃烧室的加力燃料为航空煤油或者液氢；

36、进一步的，在开间冷换热时，所述加力燃烧室的加力燃料为液氢；

37、本发明技术方案设计的自适应循环高速涡轮机采用间冷换热以及液氢和燃油双燃料燃烧设计，加力燃烧室在一般状态下烧煤油，在开启间冷换热后切换为烧氢，设计双燃料燃烧可以及时燃烧掉参与完间冷换热后的冷源氢，避免引入额外的复杂的氢循环和存储系统。

38、本发明的一个实施例中，所述自适应循环高速涡轮机包括三外涵道工作模式与双外涵道工作模式；

39、优选的，实现自适应循环高速涡轮机的三外涵道工作模式具体包括：

40、将模式选择阀10-1打开，气流经风扇一1分流至第三外涵道与风扇二2，分流至第三外涵道的气流经喷管一9排出；分流至风扇二分流的气流分流至间冷换热器3和第二外涵道；分流至间冷换热器气流冷却后进入风扇三3，并分别分流至第一外涵道和压气机5；

41、分流至第一外涵道的气流在引射器一处与分流至第二外涵的气流混合，得到混合气流；所述分流至压气机的气流经燃烧室6和涡轮一流入涡轮二，流出涡轮二的气流在引射器二处与第二外涵道混合气流混合后经燃烧室11和喷管二排出。

42、优选的，实现自适应循环高速涡轮机的双外涵道工作模式具体包括：

43、将模式选择阀10-1关闭，气流经风扇一1分流至第三外涵道与风扇二2，分流至第三外涵道的气流经喷管一9排出；分流至风扇二的气流流向间冷换热器3；

44、分流至间冷换热器气流冷却后进入风扇三3，并分别分流至第一外涵道和压气机5；所述分流至压气机的气流经燃烧室6和涡轮一流入涡轮二，流出涡轮二的气流在引射器二处与第一外涵道流入第二外涵道的气流混合后经燃烧室11和喷管二排出。

45、本发明一个实施例中，所述间冷换热器3的结构包括但不限于板式换热器、叉流或顺流横掠管束式或翅片管束式；

46、本发明一个实施例中，所述间冷换热器3分别接收热源和液氢；

47、进一步的，所述热源由风扇二出口进入到内涵流道的热流，所述热流经由间冷换热器3换热实现温降，所述热流降温后进入到风扇三进一步增压；

48、所述液氢从氢储罐中泵出进入间冷换热器3吸收热源释放出的热量，从而温度上升焓值增加，完成换热后携带热量进入加力燃烧室参与燃烧。

49、示例性的，所述热源由后可变风扇出口进入到内涵流道的热流，所述热流经由间冷换热器3换热实现温降，所述热流降温后进入到核心机驱动风扇cdfs进一步增压；

50、本发明技术方案同时兼顾高低速能效，在低速工况下采取高总增压比设计以保证低速时的高效能；在高速工况下采用“间冷换热”同时解决高速段能效不足及换热需求功率过大的问题。

51、本方案选择自适应循环发动机作为载体，利用三个外涵道气流分流采取针对性的换热间冷，满足了换热功率需求，使发动机的设计尺寸重量和总压损失可控。

52、本发明技术方案的间冷换热器位于内涵道，有针对性地冷却进入内涵的气流，实现了缓解高压压气机出口温度超限问题，从而维持高速工况能效。一方面可以缩短进气道长度，充分利用自适应循环发动机压缩部件过渡段空间，实现紧凑设计；另一方面，换热功率需求的下降也使得间冷器可以实现轻量化小型化设计，降低因换热器产生的总压损失和死重占比。此外，本发明技术方案设计的间冷换热器，减少了冷源液氢的流量需求，将作为燃料在换热后经加力燃烧室完全燃烧，避免了引入复杂的多路耦合循环系统，进一步降低系统重量。

53、本发明技术方案以自适应循环发动机作为载体，充分继承自适应循环发动机在低速及跨声速阶段的综合性能优势，利用其可调部件的协同调节能力，实现改变各涵道流通能力和模式切换的目标，适应宽速域下进气道流通能力的变化，兼顾不同工况下推力和耗油率需求。通过调整可调部件，自适应循环发动机也可以实现在维持转速不变的条件下，依靠涵道比的调节来降低单位推力，实现巡航时等流量节流从而减少安装损失。发动机流量适应能力的改善可以降低宽速域进气道的设计难度、结构尺寸及重量，提高推进系统的紧凑性。

54、与现有技术相比，本发明至少具有现如下有益效果：

55、(1)本发明设计的自适应循环高速涡轮机可兼顾高低速工况性能，在0～3ma宽速域内保持高能效工作，并可进一步扩展飞行速域至3.2ma；

56、(2)本发明的自适应循环高速涡轮机可提升发动机推力，降低耗油率；

57、(2)本发明通过采用间冷换热，可缓解高压压气机出口温度超限，同时避免传统预冷发动机换热器换热功率需求过大而无法满足的问题。