本發(fā)明涉及航空設備，公開了一種適用于氫預冷器的進氣分流機構。

背景技術：

1、高超聲速飛機可以在數(shù)小時內(nèi)實現(xiàn)洲際飛行，對于人類的便利出行及經(jīng)濟發(fā)展具有十分重要的意義，目前各國開展了如lapcat、hikari等多項研究計劃以推動高超聲速飛機的發(fā)展。其中，高性能的動力系統(tǒng)是實現(xiàn)高超聲速飛行的關鍵，為滿足高超聲速飛機水平起降、快速準備、低成本要求，其動力系統(tǒng)需具有從零速到高馬赫數(shù)的寬速域工作能力，且具有高性能及高可靠性。當前，國內(nèi)外提出了渦輪沖壓組合發(fā)動機、火箭沖壓組合、渦輪沖壓火箭組合、預冷組合發(fā)動機等多種動力方案，以期支撐高超聲速飛機的發(fā)展。

2、預冷組合發(fā)動機以其獨具特色的預冷技術而受到廣泛關注，成為當前高超聲速動力的研究熱點。預冷技術是指通過冷卻劑直接或間接換熱以降低渦輪發(fā)動機進口空氣總溫，進而獲得性能提升及擴展渦輪發(fā)動機的工作范圍。氫燃料具有高熱沉、冷卻性能優(yōu)異，且具有高熱值，被認為是換熱預冷組合發(fā)動機的理想燃料。氫燃料存在密度低、需低溫存儲等缺點，使用較為復雜，成本較高，目前其使用主要集中于液氫液氧火箭發(fā)動機領域。當前為了實現(xiàn)“碳中和”的發(fā)展需求，各強國均在大力發(fā)展氫清潔能源技術，并在液氫制備、儲運及安全低成本使用方面不斷取得重要進展，液氫在航空領域的應用也將逐漸推廣開來。

3、目前，根據(jù)預冷器中的工作介質屬性，可分為燃料直接換熱預冷與閉式循環(huán)間接換熱預冷兩種類型。在燃料換熱直接預冷的強預冷發(fā)動機方案中，日本的pctj發(fā)動機研究得最為充分，并取得了豐碩的研究成果。它主要由進氣道、預冷器、加力燃燒室和尾噴管組成，燃料采用低溫液氫燃料，一部分燃料直接噴入主燃燒室中與經(jīng)壓氣機增壓后的空氣摻混燃燒，另一部分燃料則首先進入位于壓氣機入口前的預冷器中對來流空氣進行預冷，然后流道加力燃燒室壁面對加力燃燒室進行冷卻，最后噴入加力燃燒室中參與燃燒。

4、從典型的燃料換熱預冷發(fā)動機方案特性來看，由于需要滿足馬赫數(shù)5～7級高溫來流的冷卻需求，所以均采用高熱沉的低溫液氫作為燃料及冷源。對來流溫度的冷卻程度越高，壓氣機可實現(xiàn)的壓比越高，壓氣機可實現(xiàn)的壓比越高，使得吸氣式燃燒室和火箭燃燒室、噴管可以共用，進而提高整機的推力重量比。但是來自進氣道的高溫空氣以極高的速度經(jīng)過預冷器，在預冷器位置停留的時間十分短暫，往往需要對來流進行深度冷卻，這樣會導致燃料消耗過高，發(fā)動機比沖降低。

技術實現(xiàn)思路

1、本發(fā)明的目的在于提供一種適用于氫預冷器的進氣分流機構，能夠調節(jié)進入預冷器的氣流量，分配進入發(fā)動機主機和外部通路的空氣流量，確保對進入壓氣機的空氣流量與溫度的精準控制，實現(xiàn)不同高度與馬赫數(shù)下發(fā)動機推力的變化。為了實現(xiàn)上述技術效果，本發(fā)明采用的技術方案是：

2、一種適用于氫預冷器的進氣分流機構，包括：

3、機匣，所述機匣的一端與進氣道出口端連通，所述機匣內(nèi)壁與發(fā)動機渦噴發(fā)動機外壁之間形成可供空氣流通的引射通道；

4、預冷錐體，所述預冷錐體為中空結構，所述預冷錐體同軸設置于所述機匣內(nèi)，所述預冷錐體的尖部朝向所述進氣道，所述預冷錐體的尾部與渦噴發(fā)動機入口壓氣機連通；

5、進氣格柵，所述進氣格柵環(huán)向設置在所述預冷錐體的側壁面，用于使空氣經(jīng)過進氣格柵進入預冷錐體的中空結構中；

6、分流葉片，所述分流葉片數(shù)量為多個，多個所述分流葉片環(huán)向安裝于所述引射通道內(nèi)，所述分流葉片安裝于引射通道內(nèi)靠近所述進氣格柵的下游位置。

7、進一步地，所述預冷錐體為雙層預冷錐體，包括內(nèi)層錐體和外層錐體，所述內(nèi)層錐體和所述外層錐體之間形成冷卻介質流動腔，所述冷卻介質流動腔內(nèi)設置毛細管結構，毛細管內(nèi)通液態(tài)氫介質，外部用于流通空氣。

8、進一步地，所述雙層預冷錐體的冷卻介質流動腔內(nèi)設有螺旋形導流片，所述導流片與所述預冷錐體軸線夾角為30°～60°。

9、進一步地，還包括驅動組件，每個所述分流葉片上設置有沿所述機匣徑向方向的回轉軸，所述分流葉片通過所述回轉軸活動設置在所述引射通道內(nèi)，所述驅動組件用于帶動所述分流葉片的所述回轉軸轉動，以控制引射通道中進入進氣格柵中的空氣流量。

10、進一步地，所述驅動組件包括：

11、調節(jié)環(huán)，同軸套設于機匣外部；

12、彎軸，一端與分流葉片回轉軸固定連接，另一端與所述調節(jié)環(huán)鉸接；

13、液壓作動筒，包括缸體和伸縮推桿，所述伸縮推桿與所述調節(jié)環(huán)固定連接，用于驅動所述調節(jié)環(huán)沿所述機匣軸向轉動，以帶動彎軸聯(lián)動分流葉片開合。

14、進一步地，所述分流葉片的開合角度范圍為0°～90°，其中0°為引射通道全閉狀態(tài)，90°為全開狀態(tài)。

15、進一步地，所述彎軸與調節(jié)環(huán)的接觸位置設有軸承，所述軸承的內(nèi)環(huán)套設在所述彎軸的外壁，所述軸承的外環(huán)固定在所述調節(jié)環(huán)上。

16、進一步地，所述分流葉片呈等腰梯形結構，所述分流葉片的對稱軸為所述回轉軸。

17、進一步地，所述機匣包括方轉圓過渡段，所述機匣的矩形端與進氣道出口端連通，圓形端沿所述預冷錐體軸向向氣流方向下游延伸至覆蓋引射通道的位置。

18、與現(xiàn)有技術相比，本發(fā)明所具備的有益效果是：

19、本發(fā)明通過環(huán)向分流葉片的開閉角度變化，實現(xiàn)了對高溫進氣流的分流調控，分配進入發(fā)動機主機和外部通路的空氣流量，確保對進入壓氣機的空氣流量與溫度的精準控制，實現(xiàn)不同高度與馬赫數(shù)下發(fā)動機推力的變化。

技術特征：

1.一種適用于氫預冷器的進氣分流機構，其特征在于，包括：

2.根據(jù)權利要求1所述的適用于氫預冷器的進氣分流機構，其特征在于，所述預冷錐體(4)為雙層預冷錐體(4)，包括內(nèi)層錐體和外層錐體，所述內(nèi)層錐體和所述外層錐體之間形成冷卻介質流動腔，所述冷卻介質流動腔內(nèi)設置毛細管結構，毛細管內(nèi)通液態(tài)氫介質，外部用于流通空氣。

3.根據(jù)權利要求2所述的適用于氫預冷器的進氣分流機構，其特征在于，所述雙層預冷錐體(4)的冷卻介質流動腔內(nèi)設有螺旋形導流片，所述導流片與所述預冷錐體(4)軸線夾角為30°～60°。

4.根據(jù)權利要求1所述的適用于氫預冷器的進氣分流機構，其特征在于，還包括驅動組件，每個所述分流葉片(6)上設置有沿所述機匣(1)徑向方向的回轉軸(601)，所述分流葉片(6)通過所述回轉軸(601)活動設置在所述引射通道(3)內(nèi)，所述驅動組件用于帶動所述分流葉片(6)的所述回轉軸(601)轉動，以控制引射通道(3)中進入進氣格柵(5)中的空氣流量。

5.根據(jù)權利要求4所述的適用于氫預冷器的進氣分流機構，其特征在于，所述驅動組件包括：

6.根據(jù)權利要求5所述的適用于氫預冷器的進氣分流機構，其特征在于，所述分流葉片(6)的開合角度范圍為0°～90°，其中0°為引射通道(3)全閉狀態(tài)，90°為全開狀態(tài)。

7.根據(jù)權利要求5所述的適用于氫預冷器的進氣分流機構，其特征在于，所述彎軸(8)與調節(jié)環(huán)(7)的接觸位置設有軸承，所述軸承的內(nèi)環(huán)套設在所述彎軸(8)的外壁，所述軸承的外環(huán)固定在所述調節(jié)環(huán)(7)上。

8.根據(jù)權利要求4所述的適用于氫預冷器的進氣分流機構，其特征在于，所述分流葉片(6)呈等腰梯形結構，所述分流葉片(6)的對稱軸為所述回轉軸(601)。

9.根據(jù)權利要求1所述的適用于氫預冷器的進氣分流機構，其特征在于，所述機匣(1)包括方轉圓過渡段(101)，所述機匣(1)的矩形端與進氣道出口端連通，圓形端沿所述預冷錐體(4)軸向向氣流方向下游延伸至覆蓋引射通道(3)的位置。

技術總結
本發(fā)明涉及航空設備技術領域，公開了一種適用于氫預冷器的進氣分流機構，包括機匣、預冷錐體、進氣格柵和分流葉片；機匣內(nèi)壁與渦噴發(fā)動機外壁之間形成可供空氣流通的引射通道，進氣格柵環(huán)向設置在預冷錐體的側壁面，用于使空氣經(jīng)過進氣格柵進入預冷錐體的中空結構中；分流葉片安裝于引射通道內(nèi)靠近進氣格柵的下游位置。通過環(huán)向分流葉片的開閉角度變化，實現(xiàn)了對高溫進氣流的分流調控，分配進入發(fā)動機主機和外部通路的空氣流量，確保對進入渦噴發(fā)動機壓氣機的空氣流量與溫度的精準控制，實現(xiàn)不同高度與馬赫數(shù)下發(fā)動機推力的變化。

技術研發(fā)人員：宋經(jīng)遠,芮長勝,杜桂賢,劉立立,楊皓琦,何義荷,田超
受保護的技術使用者：太行國家實驗室
技術研發(fā)日：
技術公布日：2025/5/8