一种双燃料预冷变循环发动机制造技术

本发明专利技术公开了一种双燃料预冷变循环发动机。本发明专利技术双燃料预冷变循环发动机包括具有可变几何调节机构的变循环发动机，以及设置于所述变循环发动机前端的当量双燃料预冷器；所述当量双燃料预冷器的燃料比是以H＝30km，Ma＝5.0最大飞行状态为设计点，以相对推力经济比ΔF

【技术实现步骤摘要】
一种双燃料预冷变循环发动机


[0001]本专利技术涉及航空发动机
，尤其涉及一种变循环发动机。

技术介绍

[0002]超音速甚至高超音速载人飞行是未来航空工业发展的重要方向之一，也是民航运输业极具商业价值与潜力挖掘的运营模块，2007年以来，在NASA基础航空计划的支持下，超音速客运项目研究得到了进一步发展。超音速飞行器的研究推动了超音速动力的快速发展，传统的高效涡扇发动机难以实现高马赫数高效工作，涡轮基组合动力与预冷循环动力是目前最为热点的高超声速动力研究方向。涡轮基组合动力在低马赫数下以涡扇模式工作，当在高马赫数工作条件，通过模态转换切换至冲压模式，以实现3马赫以上高效工作。但涡轮基组合动力装置在高马赫数以冲压模式工作时，由于旋转部件停止工作，此时机载功率提取只能通过额外的功率发生设备产生，无疑增加了动力系统设计的复杂度。同时冲压模式比冲较小，导致目前涡轮基组合动力难以实现高经济性运行，难以成为超音速民航运输的理想动力解决方案。
[0003]为此，基于碳氢燃料裂解吸热的燃料化学预冷方法逐渐成为高速涡轮发动机性能提升的另一解决方案。Yu等人提出了基于燃料预冷的涡轮发动机涡轮
‑
压气机设计方案热力循环分析方法，研究了燃料预冷对涡轮
‑
火箭发动机组合循环性能的影响[Series view method based thermodynamic modeling and analysis for innovative precooled aeroengines with different turbine
‑
compressor coupling schemes[J]]，并探索了甲烷、正十二烷、甲醇、氢气等不同燃料预冷对发动机性能的影响[Thermodynamic analysis of the influential mechanism of fuel properties on the performance of an indirect precooled hypersonic airbreathing engine and vehicle[J]]。Wang等人提出了基于燃料预冷的涡轮
‑
火箭发动机总体性能设计方法[Thermodynamic analysis of chemical precooled turbine combined engine cycle[J]]，发现预冷器总压损失对发动机性能影响较大[Performance comparison of three chemical precooled turbine engine cycles using methanol and n
‑
decane as the precooling fuels[J]]。为解决燃料过渡消耗导致发动机性能下降问题，在此基础上进一步提出了多级预冷
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压缩循环[Thermodynamic analysis for a novel chemical precooling turbojet engine based on a multi
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stage precooling
‑
compression cycle[J]]与冷源级联利用(cascade utilization of cold sources)的优化方法[Thermodynamic optimization of the indirect precooled engine cycle using the method of cascade utilization of cold sources[J]]。为进一步提升高马赫数下发动机性能，提出了结合蒸汽兰金循环(SRC)的新型间接化学预冷发动机方案[Thermodynamic analysis for a novel steam Rankine cycle based indirect chemical precooled engine used for supersonic flight[J]]。
[0004]上述研究主要针对于高超声速组合动力预冷发动机(涡轮
‑
冲压，涡轮
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火箭)，且
基本限于设计点研究，对于大包线工作范围分析不足，并且对于燃料经济性等方面的研究有限，因此，有必要探索适用于低成本全速域高效工作的超音速商用飞行动力方案。

技术实现思路

[0005]本专利技术所要解决的技术问题在于克服现有技术不足，提供一种双燃料预冷变循环发动机，可有效提升全包线的变循环发动机的推力性能。
[0006]本专利技术具体采用以下技术方案解决上述技术问题：
[0007]一种双燃料预冷变循环发动机，包括具有可变几何调节机构的变循环发动机，以及设置于所述变循环发动机前端的当量双燃料预冷器；所述当量双燃料预冷器的燃料比是以H＝30km，Ma＝5.0最大飞行状态为设计点，以相对推力经济比ΔF
price
最大为目标确定，
[0008][0009]其中，F
thrust
表示发动机推力，￥为每小时发动机油耗价格，下标CP表示预冷器，下标Base表示所述具有可变几何调节机构的变循环发动机。
[0010]进一步优选地，所述可变几何调节机构至少包括可调低压涡轮导叶，所述可调低压涡轮导叶的导叶调节计划是以最大推力为优化目标获取得到。
[0011]优选地，所述当量双燃料预冷器的两种燃料预冷工质为正癸烷与液氨，输入至燃烧室的总燃料流量中正癸烷所占比例为0.72。
[0012]进一步地，所述可变几何调节机构还包括：分流环、模式选择阀、涵道引射器。
[0013]优选地，所述可调低压涡轮导叶的导叶调节计划是以最大推力为优化目标，使用SQP算法获取得到。
[0014]相比现有技术，本专利技术技术方案具有以下有益效果：
[0015]本专利技术将双燃料预冷技术与具有可变几何调节机构的变循环发动机相结合，并对两种燃料预冷工质的比例进行优化，可有效提升全包线的变循环发动机的推力性能。
[0016]本专利技术为了缓解低马赫数下预冷器不能高效工作时对发动机造成的不利影响，进一步结合可调低压涡轮导叶技术，以最大推力为优化目标获取不同飞行包线的低压涡轮导叶调节计划，从而有效提高了双燃料预冷变循环发动机低马赫数下的性能。
附图说明
[0017]图1为本专利技术双燃料预冷变循环发动机一个具体实施例的结构示意图；
[0018]图2为发动机双模态示意图；
[0019]图3为双燃料预冷变循环发动机气动热力学建模流程示意图；
[0020]图4为当量双燃料预冷器原理图；
[0021]图5为最优燃料比选择过程示意图；
[0022]图6为双燃料预冷变循环发动机的典型爬升轨迹；
[0023]图7(a)为爬升过程发动机推力对比结果；
[0024]图7(b)本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种双燃料预冷变循环发动机，其特征在于，包括具有可变几何调节机构的变循环发动机，以及设置于所述变循环发动机前端的当量双燃料预冷器；所述当量双燃料预冷器的燃料比是以H＝30km，Ma＝5.0最大飞行状态为设计点，以相对推力经济比ΔF
price
最大为目标确定，其中，F
thrust
表示发动机推力，￥为每小时发动机油耗价格，下标CP表示预冷器，下标Base表示所述具有可变几何调节机构的变循环发动机。2.如权利要求1所述双燃料预冷变循环发动机，其特征在于，所述可变几何调节机...

【专利技术属性】
技术研发人员：蔡常鹏，陈浩颖，张海波，郑前钢，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：