基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统技术方案

本发明专利技术公开了一种基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统，主要用于马赫数为0～6范围内的高超声速飞行。在不同类型的强预冷推进系统中加入冷却剂冷却系统，并根据工作需要加入旁路冲压系统，形成冷却剂与燃料复合冷却的强预冷/冲压‑强预冷组合循环，从而有效解决在高超声速飞行时由于来流气流热量大，燃料作为热沉无法完全满足冷却需求导致的燃料浪费，以及采用氢等低比体积热沉燃料带来的有限空间内携带冷却剂及燃料质量小的问题，同时冷却剂也可以对燃烧室、尾喷管等高温部件进行冷却。本发明专利技术可以有效提升预冷发动机的性能及扩展其速域范围，为飞行马赫数为0～6范围内的高速飞行器提供高效可靠的动力。

【技术实现步骤摘要】
基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统
本专利技术涉及高超声速飞行器
，尤其是涉及用于飞行马赫数为0～6范围内基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统。
技术介绍
高超声速飞行器的发展是飞行器发展的一个重要方向。由于飞行器以高超声速飞行时，来流空气经进气道滞止后温度过高，而受到压气机材料的限制，压气机无法直接对来流空气进行压缩，此时一般的布雷顿循环已经不适合高超声速发动机的气动热力循环，因此，人类试图改变发动机内气动热力循环模式以提高飞行马赫数、推力、比冲，扩展其飞行包线，预冷技术从而被开始使用。最初设计的氢/氧火箭发动机，是利用低温液氢燃料对来流空气进行液化，随后液态空气经由增压泵到火箭燃烧室中参与燃烧，高马赫数下进气道关闭，发动机进入纯火箭模态，其推重比可以为飞行器提供一定动力，但是其比冲仍未达到飞行器单级入轨往返的要求，以及受其发射方式的限制与不能重复使用等其他问题，该预冷发动机具有较大的局限性。之后对于氢/氧火箭发动机，有一定改进，来流深度冷却技术取代了原先的来流液化技术，且使用氢涡轮膨胀做功，从而带动空气压气机对空气进行压缩，该方案可以大幅度提高发动机比冲性能，但是在高温高压下金属仍然容易发生氢脆问题以及高温下的系统安全等问题，使得该预冷发动机也具有一定局限性；为了解决氢/氧火箭发动机的问题，将多路循环子系统耦合在一起，如在“热源”空气和“冷源”液氢之间设置有布雷顿氦循环出现了如英国的SABRE发动机等预冷发动机，但是在高马赫数时，强预冷推进系统中用于冷却的氢的量远多于用于燃烧的量，造成了比冲低且浪费大的问题，同时氢体积大，储存同等量的燃料，占据更大体积，以上因素皆限制了其应用。因此，如何解决在飞行器高超声速飞行时由于来流气流热量大，燃料作为热沉无法完全满足冷却需求导致的燃料浪费，以及采用氢等低比体积热沉燃料带来的有限空间内携带冷却剂及燃料质量小和燃烧室、尾喷管等部件温度过高的问题是本领域技术人员亟待解决的技术问题。
技术实现思路
有鉴于此，本专利技术的是提供一种基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统，以解决在飞行器高超声速飞行时由于来流气流热量大，燃料作为热沉无法完全满足冷却需求导致的燃料浪费，以及采用氢等低比体积热沉燃料带来的有限空间内携带冷却剂及燃料质量小和燃烧室、尾喷管等部件温度过高的问题。为了实现上述目的，本专利技术提供了如下方案：一种基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统，包括强预冷推进系统和进气道，所述进气道出口与所述强预冷推进系统的空气进口导通，来流空气能够经过所述进气道滞止升温后进入所述强预冷推进系统，还包括冷却剂冷却系统，所述冷却剂冷却系统包括：冷却剂泵；冷却剂调节阀，所述冷却剂调节阀的入口与所述冷却剂泵的出口导通；前端冷却器，所述前端冷却器的冷却剂入口与所述冷却剂调节阀的出口导通，所述前端冷却器的冷却剂出口分别与所述强预冷推进系统的中心喷管及主燃烧室导通，所述前端冷却器的空气入口与所述进气道的出口导通，所述前端冷却器的空气出口与所述强预冷推进系统的空气入口导通；当飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，所述冷却剂泵启动，所述冷却剂调节阀打开，所述前端冷却器启动。优选地，在上述基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统中，还包括旁路冲压系统；所述旁路冲压系统包括：旁路燃烧室，所述旁路燃烧室的空气入口与所述进气道的出口导通，所述旁路燃烧室与所述前端冷却器的冷却剂出口相导通；旁路尾喷管，所述旁路尾喷管的入口与所述旁路燃烧室的出口导通，所述前端冷却器的冷却剂出口与所述旁路尾喷管导通；旁路燃油调节阀，所述旁路燃油调节阀的入口与所述主燃烧室燃油入口导通，所述旁路燃油调节阀的出口与所述旁路燃烧室的燃油入口导通；当飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，所述旁路燃油调节阀打开。优选地，在上述基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统中，所述强预冷推进系统还包括：第一燃油泵；第一调节阀，所述第一调节阀的入口与所述第一燃油泵的出口导通；第一循环泵，所述第一循环泵的入口与所述第一调节阀的出口导通；第一强预冷器，所述第一强预冷器的燃油入口与所述第一循环泵的出口导通；第一强预冷调节阀，所述第一强预冷调节阀入口与所述第一强预冷器的燃油入口导通，所述第一强预冷调节阀的出口与所述第一强预冷器的燃油出口导通；第一主燃烧室换热器，所述第一主燃烧室换热器的燃油入口与所述第一强预冷器的燃油出口导通，所述主燃烧室的出口与所述第一主燃烧室换热器的燃气入口导通，所述第一主燃烧室换热器的燃气出口与所述中心喷管入口导通；第一循环涡轮，所述第一循环涡轮的入口与所述第一换热器的燃油出口导通，所述第一循环涡轮的动力输出端和所述第一循环泵的动力输入端连接；第一核心涡轮，所述第一核心涡轮的入口与所述第一换热器的燃油出口导通，所述主燃烧室的燃油入口与所述第一核心涡轮的出口导通；第一空气压气机，所述第一空气压气机的入口与所述第一强预冷器的空气出口导通，所述第一强预冷器的空气入口为所述强预冷推进系统的空气入口，所述第一空气压气机的出口与所述主燃烧室的空气入口导通，所述第一核心涡轮的动力输出端与所述第一空气压气机的动力输入端连接；当所述飞行器的飞行马赫数达到第一预设范围值时，所述第一调节阀和所述第一强预冷调节阀打开，所述前端冷却器和所述第一强预冷器不工作，均为空气流动通道；当所述飞行器的飞行马赫数达到第二预设范围值时，所述第一调节阀打开，所述第一强预冷调节阀关闭，所述第一强预冷器工作，所述前端冷却器不工作，为空气流动通道；当所述飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，所述第一调节阀打开，所述第一强预冷调节阀关闭，所述旁路燃油调节阀打开。优选地，在上述基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统中，所述强预冷推进系统中还包括：第二燃油泵；第二调节阀，所述第二调节阀的入口与所述第二燃油泵的出口导通；冷却器，所述冷却器的燃油入口与所述第二调节阀的出口导通；预燃室，所述预燃室的燃油入口与所述冷却器的燃油出口导通；高温换热器，所述高温换热器的燃气入口与所述预燃室的出口导通，所述主燃烧室的空气入口与所述高温换热器的第一燃气出口导通，所述主燃烧室的燃油入口与所述冷却器的燃油出口导通，所述主燃烧室的出口与所述中心喷管入口导通；第二强预冷器，所述第二强预冷器的空气入口与所述前端冷却器的空气出口导通；第二强预冷调节阀，所述第二强预冷调节阀的入口与所述第二强预冷器的工质入口导通，所述第二强预冷调节阀的出口与所述第二强预冷器的工质出口导通；第二空气压气机，所述第二空气压气机的入口与所述第二强预冷器的空气出口导通，所述第二空气压气机的出口与所述预燃室的空气入口导通；第二核心涡轮，所述第二核心涡轮的入口与所述高温换热器的工质出口导通；第二循环涡轮，所述用于工质循环的第二循环涡轮的工质入口与所述第二核心涡轮的出口导通；回热器，所述回热器的工质第一入口与所述第二循环涡轮的出口导通，所述回热器的工质第一出口与所述冷却器的工质入口导通；第二循环泵，所述第二循环泵的入口与所述冷却器的工质出口导通，所述第二循环泵的出口与所述回热器的工质第二入口导通，所述回热器的工质第二出口与所述第二强预冷器的工质入口导通，所述第二强预冷器的工质出口本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统，包括强预冷推进系统和进气道(2)，所述进气道(2)的出口与所述强预冷推进系统的空气进口导通，来流空气能够经过所述进气道(2)滞止升温后进入所述强预冷推进系统，其特征在于，还包括冷却剂冷却系统，所述冷却剂冷却系统包括：冷却剂泵(301)；冷却剂调节阀(302)，所述冷却剂调节阀(302)的入口与所述冷却剂泵(301)的出口导通；前端冷却器(303)，所述前端冷却器(303)的冷却剂入口与所述冷却剂调节阀(302)的出口导通，所述前端冷却器(303)的冷却剂出口分别与所述强预冷推进系统的中心喷管(102)及主燃烧室(101)导通，所述前端冷却器(303)的空气入口与所述进气道(2)的空气出口导通，所述前端冷却器(303)的空气出口与所述强预冷推进系统的空气入口导通；当飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，所述冷却剂泵(301)启动，所述冷却剂调节阀(302)打开，所述前端冷却器(303)启动。

【技术特征摘要】
1.一种基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统，包括强预冷推进系统和进气道(2)，所述进气道(2)的出口与所述强预冷推进系统的空气进口导通，来流空气能够经过所述进气道(2)滞止升温后进入所述强预冷推进系统，其特征在于，还包括冷却剂冷却系统，所述冷却剂冷却系统包括：冷却剂泵(301)；冷却剂调节阀(302)，所述冷却剂调节阀(302)的入口与所述冷却剂泵(301)的出口导通；前端冷却器(303)，所述前端冷却器(303)的冷却剂入口与所述冷却剂调节阀(302)的出口导通，所述前端冷却器(303)的冷却剂出口分别与所述强预冷推进系统的中心喷管(102)及主燃烧室(101)导通，所述前端冷却器(303)的空气入口与所述进气道(2)的空气出口导通，所述前端冷却器(303)的空气出口与所述强预冷推进系统的空气入口导通；当飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，所述冷却剂泵(301)启动，所述冷却剂调节阀(302)打开，所述前端冷却器(303)启动。2.根据权利要求1所述的基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统，其特征在于，还包括旁路冲压系统；所述旁路冲压系统包括：旁路燃烧室(402)，所述旁路燃烧室(402)的空气入口与所述进气道(2)的出口导通，所述旁路燃烧室(402)与所述前端冷却器(303)的冷却剂出口相导通；旁路尾喷管(403)，所述旁路尾喷管(403)的入口与所述旁路燃烧室(402)的出口导通，所述前端冷却器(303)的冷却剂出口与所述旁路尾喷管(403)导通；旁路燃油调节阀(401)，所述旁路燃油调节阀(401)的入口与所述主燃烧室(101)的燃油入口导通，所述旁路燃油调节阀(401)的燃油出口与所述旁路燃烧室(402)的燃油入口导通；当飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，所述旁路燃油调节阀(401)打开。3.根据权利要求1或2所述的基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统，其特征在于，所述强预冷推进系统还包括：第一燃油泵(103)；第一调节阀(104)，所述第一调节阀(104)的入口与所述第一燃油泵(103)的出口导通；第一循环泵(105)，所述第一循环泵(105)的入口与所述第一调节阀(104)的出口导通；第一强预冷器(106)，所述第一强预冷器(106)的燃油入口与所述第一循环泵(105)的出口导通；第一强预冷调节阀(107)，所述第一强预冷调节阀(107)的入口与所述第一强预冷器(106)的燃油入口导通，所述第一强预冷调节阀(107)的出口与所述第一强预冷器(106)的燃油出口导通；第一主燃烧室换热器(108)，所述第一主燃烧室换热器(108)的燃油入口与所述第一强预冷器(106)的燃油出口导通，所述主燃烧室(101)的出口与所述第一主燃烧室换热器(108)的燃气入口导通，所述第一主燃烧室换热器(108)的燃气出口与所述中心喷管(102)入口导通；第一循环涡轮(109)，所述第一循环涡轮(109)的入口与所述第一换热器的燃油出口导通，所述第一循环涡轮(109)的动力输出端和所述第一循环泵(105)的动力输入端连接；第一核心涡轮(110)，所述第一核心涡轮(110)的入口与所述第一循环涡轮(109)出口导通，所述主燃烧室(101)的燃油入口与所述第一核心涡轮(110)的出口导通；第一空气压气机(111)，所述第一空气压气机(111)的入口与所述第一强预冷器(106)的空气出口导通，所述第一空气压气机(111)的出口与所述主燃烧室(101)的空气入口导通，所述第一核心涡轮(110)的动力输出端与所述第一空气压气机(111)的动力输入端连接；当所述飞行器的飞行马赫数达到第一预设范围值时，所述第一调节阀(104)和所述第一强预冷调节阀(107)打开，所述前端冷却器(303)和所述第一强预冷器(106)不工作，均为空气流动通道；当所述飞行器的飞行马赫数达到第二预设范围值时，所述第一调节阀(104)打开，所述第一强预冷调节阀(107)关闭，所述第一强预冷器(106)工作，所述前端冷却器(303)不工作，为空气流动通道；当所述飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，所述第一调节阀(104)打开，所述第一强预冷调节阀(107)关闭，所述旁路燃油调...

【专利技术属性】
技术研发人员：邹正平，王一帆，梁科，陈懋章，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11