一种高超飞行器能源供给方法

技术领域

本申请属于航空发动机设计领域，特别涉及一种高超飞行器能源供给方法。

背景技术

高马赫数(Ma>4)飞行时，涡轮发动机停止运行，冲压发动机正常工作提供推力，此时，原有的由涡轮发动机旋转部件提供的作为机电系统动力来源的轴功输出随之消失，机电系统难以从主动力中获得轴功，便无法在没有辅助动力的情况下产生电能供给飞行器及其设备使用。为了给这类高速巡航飞行器机载设备(包括雷达、燃油泵、舵机、温控系统等)提供持续长时且足够功率的电能，冲压空气涡轮发电系统成为主要的技术途径之一。冲压涡轮发电系统具有重量轻、结构简单、综合效能高等优点，成为了高超飞行器最佳的电源选择。

高马赫数飞行时，由于冲压作用，发动机进气道内的气流的压力和温度急剧升高(如图1所示)。如图2所示，冲压空气涡轮发电系统一般从进气道获取一定的质量流量的冲压空气，利用高温高压的冲压空气推动涡轮做功输出轴功，或驱动发电机工作输出电源，如图3所示。

技术方面：由于高马赫数飞行时，如图1所示，来流温度随着马赫数升高急剧升高，而冲压空气涡轮由于受材料等限制，在来流1000K～1200K以上时，研制难度较大。在Ma6以上时，冲压空气涡轮发电方案几乎不可行。

有研究提出图4原理图所示的改进技术方案，在进气道引气后和进入冲压涡轮前采用燃油-空气换热器利用燃油对空气进行降温，但是这种技术方案的缺点在于高马赫数飞行时，飞行器需要利用燃油热沉实现大量热管理需求，因此，存在燃油热沉不足或者整机热管理设计难度大幅提升的缺点。

因此，如何对空气涡轮发电系统进行更有效的降温是一个需要解决的问题。

发明内容

本申请的目的是提供了一种高超飞行器能源供给方法，以解决现有技术中空气涡轮发电系统难以进行整机有效热管理的问题。

本申请的技术方案是：一种高超飞行器能源供给方法，包括：

在冲压涡轮发电系统的射流器的前端设置温度传感器和流量传感器，在射流器上通过管路连接射流水控制阀门和水箱；

实时监测温度传感器的温度值，并判断是否达到设计温度限制值，若是，则自动开启射流水控制阀门；在射流水控制阀门开启过程中，若监测到温度传感器的温度值小于温度限制值，则自动关闭射流水控制阀门；

在射流水控制阀门开启后，获取流量传感器内的冲压空气单位流量，根据冲压空气单位流量和当前温度确定射流水控制阀的开关角度。

优选地，所述射流器的外部设有与射流水控制阀门相连的第一接口和第二接口，在射流器内部分别设置有周向对称设置的两个射流通道，两个射流通道分别与第一接口和第二接口相连，在两个射流通道上均间隔设置若干个喷嘴，若干个喷嘴沿着射流器的周向均匀排布。

本申请的高超飞行器能源供给方法，通过在冲压涡轮发电系统的射流器的前端设置温度传感器和流量传感器，在冲压空气超温时射流水控制阀门打开，将射流水排入至射流器内射流水在大压差和喷嘴的作用下雾化与冲压空气进行混合，对冲压空气进行降温。保证在高马赫数飞行时冲压空气涡轮入口气流温度不超过设计限制，使得冲压空气涡轮安全可靠工作输入轴功。由于水的比热容相比燃油较大，相同温升条件下所需携带水相对燃油需求的质量减少约50％。解决了高马赫数飞行时冲压空气涡轮发电系统的应用限制，拓展了其使用包线。

附图说明

为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。

图1为背景技术中来流总温随马赫数变化示意图；

图2为背景技术中发动机进气道取气的冲压空气涡轮发电系统示意图；

图3为本申请冲压空气涡轮发电系统示意图；

图4为本申请高马赫数飞行时空气涡轮发电系统技术方案示意图；

图5为本申请整体流程示意图；

图6为本申请带射流水预冷的冲压空气涡轮发电系统示意图；

图7为本申请射流器外部结构示意图；

图8为本申请射流器横截面结构示意图。

1、水箱；2、射流水控制阀门；3、温度传感器；4、射流器；5、涡轮；6、发电机；7、第一接口；8、第二接口；9、喷嘴。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

一种高超飞行器能源供给方法，如图5-6，包括如下步骤：

步骤S100，在冲压涡轮5发电系统的射流器4的前端设置温度传感器3和流量传感器，在射流器4上通过管路连接射流水控制阀门2和水箱1。

射流器4的后方为涡轮5，涡轮5在冲压空气的压力下转动，涡轮5受冲压空气的温度和流量的影响，冲压空气单位流量越大，做功也就越大，而后涡轮5推动发电机6进行发电。经过涡轮5后的冲压空气从排气口排出。

水箱1可以为飞机内现有水箱1，也可以自设水箱1；射流水控制阀门2、温度传感器3和流量传感器均电连接控制器，该控制器可以接入飞机飞控系统内，也可以单独设置。打开射流水控制阀门2将水箱1的水排入至射流器4内，与冲压空气混合，实现降温。

步骤S200，实时监测温度传感器3的温度值，并判断是否达到设计温度限制值，若是，则自动开启射流水控制阀门2；在射流水控制阀门2开启过程中，若监测到温度传感器3的温度值小于温度限制值，则自动关闭射流水控制阀门2。

也即是当冲压空气正常工作时，不执行降温流程；当冲压空气超温时，对冲压空气进行降温。

为了保证从水箱1内喷出的射流水与高温漆均匀混合，如图7-8，在射流器4的外部设置与射流水控制阀门2相连的第一接口7和第二接口8，在射流器4内部分别设置有周向对称设置的两个射流通道，两个射流通道分别与第一接口7和第二接口8相连，在两个射流通道上均间隔设置若干个喷嘴9，若干个喷嘴9沿着射流器4的周向均匀排布。通过若干热喷嘴9同时喷出射流水以射流水的均匀性，并借助水的压差和射流器4的喷嘴9设计进行雾化，使得射流水与高温气流均匀混合，实现均匀预冷的目的，从而保证冲压涡轮5发电系统安全可靠工作。

步骤S300，在射流水控制阀门2开启后，获取流量传感器内的冲压空气单位流量，根据冲压空气单位流量和当前温度确定射流水控制阀的开关角度。

冲压空气单位流量越大，所需的射流水也就越大，射流水控制阀的开关角度也就越大，通过计算确定当前射流器4控制阀的开关角度，使得射流水能够对冲压空气充分冷却，冷却后的冲压空气进入到涡轮5内做功，实现发电。

本申请通过在冲压涡轮5发电系统的射流器4的前端设置温度传感器3和流量传感器，在冲压空气超温时射流水控制阀门2打开，将射流水排入至射流器4内射流水在大压差和喷嘴9的作用下雾化与冲压空气进行混合，对冲压空气进行降温。保证在高马赫数飞行时冲压空气涡轮5入口气流温度不超过设计限制，使得冲压空气涡轮5安全可靠工作输入轴功。由于水的比热容相比燃油较大，相同温升条件下所需携带水相对燃油需求的质量减少约50％。

解决了高马赫数飞行时冲压空气涡轮5发电系统的应用限制，拓展了其使用包线。冷却效果明显。应用射流水的热沉对高温冲压空气进行冷却，混合冷却相对采用燃油-空气换热器换热效率更高，冷却效果好。系统可靠性增加。采用射流水预冷避免了采用燃油-空气换热器预冷时可能出现的燃油热沉不足、燃油泄露等危害。系统代偿小。水的比热容约为燃油的2倍，且采用反馈的控制阀门调节用水量，使得系统的重量代偿较小。

最后应说明的几点是：首先，在本申请的描述中，需要说明的是，除非另有规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，可以是机械连接或电连接，也可以是两个元件内部的连通，可以是直接相连，“上”、“下”、“左”、“右”等仅用于表示相对位置关系，当被描述对象的绝对位置改变，则相对位置关系可能发生改变；

其次：本发明公开实施例附图中，只涉及到与本公开实施例涉及到的结构，其他结构可参考通常设计，在不冲突情况下，本发明同一实施例及不同实施例可以相互组合；

最后：以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。