本發(fā)明屬于航空發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管余熱回收利用，尤其涉及一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管輻射熱的回收利用方法。

背景技術(shù)：

1、隨著航空無(wú)人機(jī)在軍事偵查、監(jiān)視和快速打擊應(yīng)用領(lǐng)域的迅速發(fā)展和技術(shù)革新，高性能低成本可消耗的新型空中無(wú)人裝備研制，對(duì)其動(dòng)力裝置提出了更高的航時(shí)能力提升和隱身特性能提升的要求。

2、早期的空中飛行器的隱身能力提升主要通過(guò)整體涂裝來(lái)降低地面?zhèn)蓽y(cè)概率。在雷達(dá)技術(shù)出現(xiàn)并普及后，通過(guò)外形設(shè)計(jì)和吸波材料等手段降低雷達(dá)反射信號(hào)成為主要的隱身設(shè)計(jì)方案。但是當(dāng)前的空中作戰(zhàn)形式，多采用紅外探測(cè)和紅外制導(dǎo)技術(shù)，利用地空和空空導(dǎo)彈對(duì)空中飛行器進(jìn)行精確打擊，而航空發(fā)動(dòng)機(jī)是最強(qiáng)的紅外輻射源，通常被作為探測(cè)目標(biāo)源。因此，降低航空發(fā)動(dòng)機(jī)的紅外輻射量可以有效降低被發(fā)現(xiàn)、識(shí)別和跟蹤的概率，實(shí)現(xiàn)隱身效果。

3、航空發(fā)動(dòng)機(jī)是一種高度復(fù)雜和精密的熱力機(jī)械，其結(jié)構(gòu)由進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪和尾噴管組成；飛行過(guò)程中空氣先進(jìn)入航空發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道進(jìn)行整流，整流后的平穩(wěn)氣流進(jìn)入壓氣機(jī)，在壓氣機(jī)旋流增壓作用下形成高壓空氣，高壓空氣流經(jīng)燃燒室后與燃油摻混燃燒形成高溫高壓燃?xì)?，這部分燃?xì)馔ㄟ^(guò)渦輪做功帶動(dòng)壓氣機(jī)不斷運(yùn)轉(zhuǎn)，最后通過(guò)尾噴管排出，進(jìn)入大氣環(huán)境，使航空發(fā)動(dòng)機(jī)獲得反作用的推力。在此過(guò)程中，航空發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)外輻射能量主要集中在尾噴管的壁面和出口位置，極易被紅外探測(cè)裝置探測(cè)捕獲，而且尾噴管的熱輻射會(huì)在周邊產(chǎn)生高溫區(qū)，對(duì)飛行器機(jī)殼體和控制線路安全造成破壞。目前，常規(guī)的解決方案是在尾噴管附近包覆一層隔熱棉材料，降低對(duì)外輻射強(qiáng)度。但此方案會(huì)導(dǎo)致輻射熱量在尾噴管表面無(wú)法進(jìn)行傳導(dǎo)，尾噴管的溫度不斷升高，直至達(dá)到熱平衡狀態(tài)，但此時(shí)尾噴管的表面溫度極高，存在熱變形和強(qiáng)度下降的風(fēng)險(xiǎn)，對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的推力性能和運(yùn)行安全造成隱患。

4、航空發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油系統(tǒng)在高空飛行過(guò)程中，由于高空大氣環(huán)境溫度較低，導(dǎo)致油箱、管路等內(nèi)部的燃油溫度較低，導(dǎo)致燃油密度降低，流阻增大；另一方面，航空發(fā)動(dòng)機(jī)多采用蒸發(fā)管方案設(shè)計(jì)，在燃燒室內(nèi)部將燃油加熱霧化，形成燃油霧化顆粒，再與空氣進(jìn)行摻混實(shí)現(xiàn)快速高效的燃燒，產(chǎn)生動(dòng)能；因此燃油的溫度以及霧化效果會(huì)直接影響燃油的利用效率。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明的目的是提供一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管輻射熱的回收利用方法。

2、為了實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明的技術(shù)方案如下：

3、一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管輻射熱的回收利用方法，在航空發(fā)動(dòng)機(jī)的機(jī)匣的外壁面上纏繞鋪設(shè)換熱盤管以構(gòu)成間壁式換熱結(jié)構(gòu)，所述換熱盤管纏繞包覆著所述尾噴管的外壁面，所述換熱盤管向所述尾噴管的噴射方向凸出且形成一個(gè)由一圈又一圈的所述換熱盤管圍成的喇叭口結(jié)構(gòu)；

4、航空發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油泵的進(jìn)油口通過(guò)管道與油箱的出油口連通，所述燃油泵的出油口通過(guò)管道與所述換熱盤管的進(jìn)口端連通，所述換熱盤管的出口端與燃燒室中的霧化噴嘴的進(jìn)油口連通，構(gòu)成燃油加熱管路；

5、尾噴管處的熱量通過(guò)間壁式換熱結(jié)構(gòu)傳遞給所述換熱盤管中的燃油，使得尾噴管處的溫度降低以實(shí)現(xiàn)空中熱輻射隱身與防止尾噴管熱變形以及強(qiáng)度下降，且將換熱盤管中的燃油加熱升溫以利于加熱后的燃油在燃燒室中霧化燃燒，使得尾噴管處的熱量得以回收利用。

6、優(yōu)選的，所述換熱盤管為銅管，所述換熱盤管焊接固定在所述航空發(fā)動(dòng)機(jī)的機(jī)匣的外壁面上；

7、所述換熱盤管的內(nèi)徑為3-10mm，所述換熱盤管的壁厚為0.5-2mm，換熱盤管中的相鄰兩根管之間的間距為0-2mm。

8、優(yōu)選的，所述換熱盤管的進(jìn)口端的加熱前的燃油的溫度為-25℃～-10℃，所述換熱盤管的出口端的加熱后的燃油的溫度為0-50℃。

9、與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有如下優(yōu)點(diǎn)和技術(shù)效果：

10、為解決以上技術(shù)問(wèn)題，本發(fā)明從能源回收利用方面考慮，在航空發(fā)動(dòng)機(jī)的尾噴管的熱輻射表面增加環(huán)形的換熱盤管，將低溫燃油引入換熱盤管中，通過(guò)間壁式換熱，將尾噴管的輻射熱能傳遞給換熱盤管中的低溫燃油，降低尾噴管自身溫度，防止尾噴管熱變形，保證零件強(qiáng)度，同時(shí)尾噴管的輻射熱能被換熱盤管吸收，換熱盤管的溫度較低，紅外輻射極低，基本與機(jī)體其它部位輻射狀態(tài)水平一致，可實(shí)現(xiàn)空中熱輻射隱身效果；

11、燃油系統(tǒng)的低溫燃油通過(guò)吸收尾噴管的輻射熱能，溫度升高，流動(dòng)性能提升，減小了燃油系統(tǒng)供油負(fù)載，與此同時(shí)，低溫燃油通過(guò)換熱升溫后進(jìn)入燃燒室，能夠在相同的熱場(chǎng)環(huán)境下快速蒸發(fā)，提高霧化速度，并降低了霧化顆粒度，使得燃油與空氣充分接觸，提高了燃油燃燒過(guò)程中的能量轉(zhuǎn)化效率；

12、本發(fā)明結(jié)合航空發(fā)動(dòng)機(jī)的輻射特性和燃油系統(tǒng)換熱系統(tǒng)設(shè)計(jì)，開(kāi)發(fā)了一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管輻射熱能利用方案，在有效降低了航空發(fā)動(dòng)機(jī)紅外輻射熱能的同時(shí)，提高了燃燒系統(tǒng)的燃燒效率，實(shí)現(xiàn)了能源回收與再利用；

13、本申請(qǐng)對(duì)于其它非蒸發(fā)管的燃燒室同樣適用，經(jīng)換熱升溫后的燃油具備更好的流動(dòng)性能和快速燃燒特性，能夠提高燃油的燃燒效率，減小烷烴、烯烴等燃油不完全燃燒產(chǎn)物的排放，同時(shí)減小了燃燒室積碳附著的概率；

14、本申請(qǐng)中，換熱盤管應(yīng)貼合尾噴管的外壁面，提高了換熱效率，成本可控時(shí)可考慮采用3d打印技術(shù)，使得換熱盤管和尾噴管一體成型；

15、本申請(qǐng)中，尾噴管的出口可根據(jù)不同航空發(fā)動(dòng)機(jī)的尾焰的紅外特性，調(diào)整換熱盤管的錐口角度和布管長(zhǎng)度；發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的高溫燃?xì)鈴奈矅姽車姵龊?，形成的一個(gè)先外擴(kuò)后收斂的溫度影響區(qū)域，換熱盤管的錐角和布線長(zhǎng)度要考慮擴(kuò)散后的熱影響區(qū)域范圍，盡可能貼合熱影響區(qū)域的區(qū)域邊界；

16、本申請(qǐng)中，換熱盤管優(yōu)先選用銅管，換熱效率更高。

技術(shù)特征：

1.一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管輻射熱的回收利用方法，其特征在于，在航空發(fā)動(dòng)機(jī)的機(jī)匣的外壁面上纏繞鋪設(shè)換熱盤管以構(gòu)成間壁式換熱結(jié)構(gòu)，所述換熱盤管纏繞包覆著所述尾噴管的外壁面，所述換熱盤管向所述尾噴管的噴射方向凸出且形成一個(gè)由一圈又一圈的所述換熱盤管圍成的喇叭口結(jié)構(gòu)；

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管輻射熱的回收利用方法，其特征在于，所述換熱盤管為銅管，所述換熱盤管焊接固定在所述航空發(fā)動(dòng)機(jī)的機(jī)匣的外壁面上；

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管輻射熱的回收利用方法，其特征在于，所述換熱盤管的進(jìn)口端的加熱前的燃油的溫度為-25℃～-10℃，所述換熱盤管的出口端的加熱后的燃油的溫度為0-50℃。

技術(shù)總結(jié)
本申請(qǐng)?zhí)峁┝艘环N航空發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管輻射熱的回收利用方法，在航空發(fā)動(dòng)機(jī)的機(jī)匣的外壁面上纏繞鋪設(shè)換熱盤管以構(gòu)成間壁式換熱結(jié)構(gòu)，換熱盤管纏繞包覆著尾噴管的外壁面，換熱盤管向尾噴管的噴射方向凸出且形成喇叭口結(jié)構(gòu)；燃油泵的出油口與換熱盤管的進(jìn)口端連通，換熱盤管的出口端與燃燒室中的霧化噴嘴的進(jìn)油口連通，構(gòu)成燃油加熱管路；尾噴管處的熱量通過(guò)間壁式換熱結(jié)構(gòu)傳遞給換熱盤管中的燃油，使得尾噴管處的溫度降低，實(shí)現(xiàn)了空中熱輻射隱身，防止了尾噴管熱變形以及強(qiáng)度下降，且將換熱盤管中的燃油加熱升溫，利于加熱后的燃油在燃燒室中霧化燃燒，提高了燃燒系統(tǒng)的燃燒效率，實(shí)現(xiàn)了熱量回收與再利用。

技術(shù)研發(fā)人員：張偉,楊金虎,黃安琦,任泉龍,杜卓,曹浩波,潘慶偉,潘武義,李明洋
受保護(hù)的技術(shù)使用者：中科航星科技股份有限公司
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/4/7