1.本技术属于航空发动机技术领域，特别涉及一种高超飞行器涡轮发动机支点封严方法及结构。
背景技术：2.发动机支点增压通常是采用低温、低压的空气包围轴承腔并对滑油密封进行增压，使得滑油系统的工作温度低，减少提供给滑油的热量，降低滑油系统负担，避免滑油结焦等风险，提高可靠性和寿命。
3.如图1所示为典型的支点增压流路示意图，低温低压的封严气15从发动机的压气机合适的位置引出，通过内部孔、前篦齿13、后篦齿14等形成的流路或者引气管流路进入轴承腔11。一方面，封严腔151和封严腔152的压力大于轴承腔11的压力，使得轴承腔11内的滑油或者油气混合物不泄漏到封严腔等发动机内腔中，保证轴承12工作安全；另一方面，封严气将轴承腔11包裹后，轴承封严腔与周围空气的传热减弱，降低了润滑系统中滑油的热负荷。
4.现有的涡轮发动机从压气机引入低温空气进行支点封严的方案在高超飞行器动力涡轮发动机中使用存在风险，高超飞行器(飞行速度通常在6-8马赫数)为涡轮发动机机和冲压发动机联合使用，在ma3以上，涡轮发动机将停止工作，高超飞行器的动力完全由冲压发动机提供。此时，涡轮发动机的压气机停止工作，导致支点封严引气的压力骤降，不能在封严篦齿两侧建立封严压差，可能使得轴承腔内滑油泄漏。另一方面，在ma3以上状态，涡轮发动机前方的进气道关闭，但不可避免地有冲压热空气泄漏侵入涡轮发动机内，使得涡轮发动机的轴承腔暴露在较高温的环境中，可能造成轴承腔内滑油结焦。
技术实现要素：5.本技术的目的是提供了一种高超飞行器涡轮发动机支点封严方法及结构，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
6.一方面，本技术提供了一种高超飞行器涡轮发动机支点封严方法，适用于涡轮发动机与冲压发动机联合的高超飞行器，所述方法包括：
7.在涡轮发动机的压气机处引出一股封严气，同时从冲压涡轮发电系统中的冲压空气涡轮后侧引出另一股封严气，两股封严气通过三通选择阀控制输入至涡轮发动机的封严气入口；
8.当高超飞行器在小于预定马赫数飞行时，采用涡轮发动机的压气机引气通过三通选择阀对轴承腔进行封严和隔热，此时从冲压空气涡轮后侧引出的封严气关闭；
9.当高超飞行器在大于预定马赫数飞行时，高超飞行器的冲压涡轮发电系统中的冲压涡轮进行膨胀做功，冲压涡轮后侧的封严引气通过三通选择阀对轴承腔进行封严和隔热，此时从涡轮发动机压气机引出的封严气关闭。
10.进一步的，所述预定马赫数为2.5马赫数～3马赫数。
11.进一步的，所述三通选择阀为电磁式三通阀，且能够通过控制指令实现连通方向的改变。
12.另一方面，本技术提供了一种高超飞行器涡轮发动机支点封严结构，适用于涡轮发动机与冲压发动机联合的高超飞行器，所述结构包括：
13.第一流道，所述第一流道连通涡轮发动机的压气机并能够从涡轮发动机的压气机处引出一股封严气；
14.第二流道，所述第二流道连通冲压涡轮发电系统的冲压空气涡轮后侧并能够从冲压涡轮发电系统的冲压空气涡轮后侧引出另一股封严气；
15.三通选择阀，所述三通选择阀连通第一流道和第二流道且通过第三流道连通至涡轮发动机的封严气入口，通过所述三通选择阀能够控制第一流道或第二流道中任一的封严气输入至涡轮发动机的封严气入口；
16.其中，当高超飞行器在小于预定马赫数飞行时，采用涡轮发动机的压气机引气通过三通选择阀对轴承腔进行封严和隔热，此时从冲压空气涡轮后侧引出的封严气关闭；
17.当高超飞行器在大于预定马赫数飞行时，高超飞行器的冲压涡轮发电系统中的冲压涡轮进行膨胀做功，冲压涡轮后侧的封严引气通过三通选择阀对轴承腔进行封严和隔热，此时从涡轮发动机压气机引出的封严气关闭。
18.进一步的，所述预定马赫数为2.5马赫数～3马赫数。
19.进一步的，所述三通选择阀为电磁式三通阀，且能够通过控制指令实现连通方向的改变。
20.本技术通过建立常规涡轮发动机的压气机与冲压涡轮发电系统的联合引气切换方式实现涡轮发动机支点轴承腔的封严，解决了高超飞行器大马赫飞行时涡轮发动机关闭而导致的支点轴承腔无法封严的问题。
附图说明
21.为了更清楚地说明本技术提供的技术方案，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技术的一些实施例。
22.图1为现有技术的支点增压流路示意图。
23.图2为本技术的发动机压气机和冲压涡轮系统联合切换引气方案示意图。
24.图3为小马赫数工作时发动机压气机引气支点封严方案示意图。
25.图4为大马赫数工作时冲压涡轮系统引气支点封严方案示意图。
具体实施方式
26.为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
27.为了解决在ma3以上涡轮发动机关闭后，现有的从压气机引气封严隔热失效的问题，本技术提出来一种高超飞行器的涡轮发动机支点封严方法及结构，从而可以在封严篦齿两侧建立压差避免滑油泄漏，同时有冷气对轴承腔进行包裹，减小滑油结焦等失效风险。
28.如图2所示，本技术提供的方法为：在涡轮发动机的压气机处引出一股封严气，同时从高超飞行器的冲压涡轮发电系统(冲压发动机一部分)中冲压空气涡轮后侧引出一个
封严气，两股封严气通过三通选择阀控制输入至涡轮发动机的封严气入口；
29.当高超飞行器在小马赫数飞行时，采用涡轮发动机的压气机引气——即利用涡轮发动机压气机的低温低压引气通过三通选择阀对轴承腔进行封严和隔热，此时从冲压空气涡轮后侧引出的封严气关闭，如图3所示；
30.当高超飞行器在大马赫数飞行时，高超飞行器的冲压涡轮发电系统利用高速飞行时冲压空气具有的压力能，在冲压涡轮中进行膨胀做功，冲压涡轮后侧的封严引气通过三通选择阀对轴承腔进行封严和隔热，此时从涡轮发动机压气机引出的封严气关闭，如图4所示。
31.本技术通过建立常规涡轮发动机的压气机与冲压涡轮发电系统的联合引气切换方式实现涡轮发动机支点轴承腔的封严，解决了高超飞行器大马赫飞行时涡轮发动机关闭而导致的支点轴承腔无法封严的问题。
32.其中，在通过冲压涡轮发电系统引气过程中，冲压空气温度降低，温度和压力的变化符合下式：
33.t2/t1＝1-η
t
[1-(p2/p1)
(k-1)/k
]
[0034]
其中，η
t
代表膨胀涡轮的效率，t和p分别代表截面总温和总压参数，1和2分别代表入口和出口截面，k为系数。
[0035]
本技术中的三通选择阀是一种能够通过控制指令实现连通方向改变的电磁式三通阀。
[0036]
在本技术中，涡轮发动机的压气机引气和冲压涡轮发电系统的冲压涡轮后侧引气在高超飞行器飞行速度为ma2.5～ma3之间进行切换。
[0037]
在此基础上，本技术还提供一种高超飞行器的涡轮发动机支点封严结构，该结构包括：
[0038]
自涡轮发动机的压气机引气的第一流道；
[0039]
自冲压涡轮发电系统的冲压空气涡轮后侧引气的第二流道；
[0040]
连通涡轮发动机封严引气入口的第三流道；以及
[0041]
三通选择阀，该三通选择阀连通上述第一至第三流道；
[0042]
当高超飞行器处于小马赫数飞行时，三通选择阀关闭第二流道的流通，使得涡轮发动机的压气机处的低温低压引气通过三通选择阀而对轴承腔进行封严和隔热；
[0043]
当高超飞行器处于大马赫数飞行时，三通选择阀关闭第一流道的流通，使得冲压涡轮发电系统中冲压涡轮后侧的封严引气通过三通选择阀对轴承腔进行封严和隔热。
[0044]
同样的，该封严结构中的三通选择阀是一种能够通过控制指令实现连通方向改变的电磁式三通阀。
[0045]
在本技术的封严结构中，涡轮发动机的压气机引气和冲压涡轮发电系统的冲压涡轮后侧引气在高超飞行器飞行速度为ma2.5～ma3之间进行切换。
[0046]
以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
技术特征：1.一种高超飞行器涡轮发动机支点封严方法，适用于涡轮发动机与冲压发动机联合的高超飞行器，其特征在于，所述方法包括：在涡轮发动机的压气机处引出一股封严气，同时从冲压涡轮发电系统中的冲压空气涡轮后侧引出另一股封严气，两股封严气通过三通选择阀控制输入至涡轮发动机的封严气入口；当高超飞行器在小于预定马赫数飞行时，采用涡轮发动机的压气机引气通过三通选择阀对轴承腔进行封严和隔热，此时从冲压空气涡轮后侧引出的封严气关闭；当高超飞行器在大于预定马赫数飞行时，高超飞行器的冲压涡轮发电系统中的冲压涡轮进行膨胀做功，冲压涡轮后侧的封严引气通过三通选择阀对轴承腔进行封严和隔热，此时从涡轮发动机压气机引出的封严气关闭。2.如权利要求1所述的高超飞行器涡轮发动机支点封严方法，其特征在于，所述预定马赫数为2.5马赫数～3马赫数。3.如权利要求1所述的高超飞行器涡轮发动机支点封严方法，其特征在于，所述三通选择阀为电磁式三通阀，且能够通过控制指令实现连通方向的改变。4.一种高超飞行器涡轮发动机支点封严结构，适用于涡轮发动机与冲压发动机联合的高超飞行器，其特征在于，所述结构包括：第一流道，所述第一流道连通涡轮发动机的压气机并能够从涡轮发动机的压气机处引出一股封严气；第二流道，所述第二流道连通冲压涡轮发电系统的冲压空气涡轮后侧并能够从冲压涡轮发电系统的冲压空气涡轮后侧引出另一股封严气；三通选择阀，所述三通选择阀连通第一流道和第二流道且通过第三流道连通至涡轮发动机的封严气入口，通过所述三通选择阀能够控制第一流道或第二流道中任一的封严气输入至涡轮发动机的封严气入口；其中，当高超飞行器在小于预定马赫数飞行时，采用涡轮发动机的压气机引气通过三通选择阀对轴承腔进行封严和隔热，此时从冲压空气涡轮后侧引出的封严气关闭；当高超飞行器在大于预定马赫数飞行时，高超飞行器的冲压涡轮发电系统中的冲压涡轮进行膨胀做功，冲压涡轮后侧的封严引气通过三通选择阀对轴承腔进行封严和隔热，此时从涡轮发动机压气机引出的封严气关闭。5.如权利要求4所述的高超飞行器涡轮发动机支点封严结构，其特征在于，所述预定马赫数为2.5马赫数～3马赫数。6.如权利要求4所述的高超飞行器涡轮发动机支点封严结构，其特征在于，所述三通选择阀为电磁式三通阀，且能够通过控制指令实现连通方向的改变。
技术总结本申请提供了一种高超飞行器涡轮发动机支点封严方法，适用于涡轮发动机与冲压发动机联合的高超飞行器，所述方法包括：在涡轮发动机的压气机处引出一股封严气，同时从冲压涡轮发电系统中的冲压空气涡轮后侧引出另一股封严气，两股封严气通过三通选择阀控制输入至涡轮发动机的封严气入口；当高超飞行器在小于预定马赫数飞行时，采用涡轮发动机的压气机引气通过三通选择阀对轴承腔进行封严和隔热，此时从冲压空气涡轮后侧引出的封严气关闭；当高超飞行器在大于预定马赫数飞行时，高超飞行器的冲压涡轮发电系统中的冲压涡轮进行膨胀做功，冲压涡轮后侧的封严引气通过三通选择阀对轴承腔进行封严和隔热，此时从涡轮发动机压气机引出的封严气关闭。引出的封严气关闭。引出的封严气关闭。
技术研发人员：梁义强 徐雪 刘国朝 周建军 刘太秋
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：2022.04.24
技术公布日：2022/7/5
