一种发动机降温装置、涡轮发动机及其应用的制作方法

本发明属于飞行器制造，尤其涉及一种发动机降温装置、涡轮发动机及其应用。

背景技术：

1、飞行器的高速化具有极其重要的军用和民用价值，低成本无人机拥有巨大的市场价值，但通常飞行速度较低(亚音速发动机ma0.9以下，超音速发动机ma1.5以下)；而如果能提高其飞行速度，就能进一步扩展使用场景，产生新的市场需求。涡轮发动机的速度上限，通常是由压气机后气流温度决定的。为了提高涡轮发动机的飞行速度，目前有主要方案是采用进气预冷，即通过预冷换热器或喷水装置将涡轮机进口温度降低，抵消高速飞行时气动加热效应造成的进气温度升高，使涡轮机可以在更高的速度下飞行。

2、现有技术中，飞行器预冷发动机的系统设置，系统非常复杂，而且预冷换热器内部采用超临界氦作为中间循环工质，压力高达200bar，对加工工艺提出了苛刻的要求；若采用换热器系统，会大大增加涡轮发动机的系统复杂度，提高了使用成本；而采用喷水方法则需要携带大量水，导致载油量减小。

3、因此，研发出一种发动机降温装置、涡轮发动机及其应用，用于解决现有技术中，飞行器存在着换热系统工艺复杂或载油量不足的技术缺陷，成为了本领域技术人员亟待解决的问题。

技术实现思路

1、基于此，有必要针对有技术中，飞行器存在着难以兼顾制备工艺简单以及充足载油量的技术缺陷，提供一种发动机降温装置、涡轮发动机及其应用。

2、本发明提供了一种发动机降温装置，所述发动机降温装置包括：储液部、换热部、控制部以及制冷部；

3、所述储液部包括：第一储液部和第二储液部，所述第一储液部为低温储液舱，所述第一储液部的液体经过所述换热部后进入所述第二储液部，所述第一储液部和第二储液部内部的液体组成循环通路，所述控制部控制所述第一储液部和/或第二储液部的液体流动方向；

4、所述制冷部与所述第二储液部连通，所述控制部控制所述制冷部的开启和/或关闭。

5、在其中一个实施例中，所述控制部包括：温度感应器、流量感应器、控制器和以及流量控制阀，所述流量控制阀分别与所述第一储液部和第二储液部连接，所述流量感应器设置于所述第一储液部，所述温度感应器设置于所述第二储液部；

6、所述控制器接收所述温度感应器和/或流量感应器的感应信号，所述控制器根据感应信号控制所述流量控制阀的控制液体的流动。

7、在其中一个实施例中，所述制冷部包括：超低温介质舱、阀门以及散热管，所述超低温介质舱与散热管的一端之间设有阀门，所述散热管设置于所述第二储液部内部，所述控制单元控制所述阀门的开启和/或关闭。

8、在其中一个实施例中，所述散热管的另一端设有喷射部。

9、在其中一个实施例中，所述超低温介质舱的超低温介质选自：液氮、液氧、液氨以及液态空气中的任意一种或多种。

10、在其中一个实施例中，所述流量控制阀为三通阀。

11、在其中一个实施例中，所述储液部还包括：第一油泵和第二油泵，所述第一油泵设于所述第一储液部中，所述第二油泵设于所述第二储液部中，所述控制部控制所述第一油泵和第二油泵的开启和/或关闭；

12、所述第一油泵用于泵出所述第一储液部的液体，所述第二油泵用于泵出第二储液部的液体。

13、在其中一个实施例中，所述换热部为板翅式换热器和/或管翅式换热器。

14、本发明还提供了包括以上任意一项所述的发动机降温装置的一种涡轮发动机。

15、本发明还提供了一种包括以上任意一项所述的发动机降温装置或上述涡轮发动机在无人机领域的应用。

16、综上所述，本发明提供了一种发动机降温装置，所述发动机降温装置包括：储液部、换热部、控制部以及制冷部；所述储液部包括：第一储液部和第二储液部，所述第一储液部为低温储液舱，所述第一储液部的液体经过所述换热部后进入所述第二储液部，所述第一储液部和第二储液部内部的液体组成循环通路，所述控制部控制所述第一储液部和/或第二储液部的液体流动方向；所述制冷部与所述第二储液部连通，所述控制部控制所述制冷部的开启和/或关闭。本发明还提供了包括上述发动机降温装置的一种涡轮发动机。本发明还提供了一种上述发动机降温装置或上述涡轮发动机在无人机领域的应用。本发明提供的技术方案中，在制冷部的作用下，储液部中的液体可对换热部进行循环降温，只需要携带很少量的降温液体即可实现有效的降温，同时，降温装置结构简单，成本低廉。本发明提供的一种发动机降温装置、涡轮发动机及其应用，解决了现有技术中，飞行器存在着换热系统工艺复杂或载油量不足的技术缺陷。

技术特征：

1.一种发动机降温装置，其特征在于，所述发动机降温装置包括：储液部、换热部、控制部以及制冷部；

2.根据权利要求1所述的发动机降温装置，其特征在于，所述控制部包括：温度感应器、流量感应器、控制器和以及流量控制阀，所述流量控制阀分别与所述第一储液部和第二储液部连接，所述流量感应器设置于所述第一储液部，所述温度感应器设置于所述第二储液部；

3.根据权利要求2所述的发动机降温装置，其特征在于，所述制冷部包括：超低温介质舱、阀门以及散热管，所述超低温介质舱与散热管的一端之间设有阀门，所述散热管设置于所述第二储液部内部，所述控制单元控制所述阀门的开启和/或关闭。

4.根据权利要求3所述的发动机降温装置，其特征在于，所述散热管的另一端设有喷射部。

5.根据权利要求3或4所述的发动机降温装置，其特征在于，所述超低温介质舱的超低温介质选自：液氮、液氧、液氨以及液态空气中的任意一种或多种。

6.根据权利要求2所述的发动机降温装置，其特征在于，所述流量控制阀为三通阀。

7.根据权利要求1所述的发动机降温装置，其特征在于，所述储液部还包括：第一油泵和第二油泵，所述第一油泵设于所述第一储液部中，所述第二油泵设于所述第二储液部中，所述控制部控制所述第一油泵和第二油泵的开启和/或关闭；

8.根据权利要求1所述的发动机降温装置，其特征在于，所述换热部为板翅式换热器和/或管翅式换热器。

9.一种涡轮发动机，其特征在于，所述涡轮发动机包括权利要求1至8任意一项所述的发动机降温装置。

10.一种包括权利要求1至8任意一项所述的发动机降温装置或权利要求9所述的涡轮发动机在无人机领域的应用。

技术总结
本发明属于飞行器制造技术领域，尤其涉及一种发动机降温装置、涡轮发动机及其应用。本发明提供了一种发动机降温装置，包括：储液部、换热部、控制部以及制冷部；储液部包括：第一储液部和第二储液部，第一储液部和第二储液部内部的液体组成循环通路，控制部控制第一储液部和/或第二储液部的液体流动方向。本发明还提供了一种上述发动机降温装置或上述涡轮发动机在无人机领域的应用。本发明提供的技术方案中，在制冷部的作用下，储液部中的液体可对换热部进行循环降温，只需要携带很少量的降温液体即可实现有效的降温，同时，降温装置结构简单，成本低廉；解决了现有技术中，飞行器存在着换热系统工艺复杂或载油量不足的技术缺陷。

技术研发人员：苗辉,周琨,魏宽,温泉
受保护的技术使用者：中国航空发动机研究院
技术研发日：
技术公布日：2024/1/16