本创新涉及热防护技术,介绍了一种新型复合热防护系统及其轴承腔结构。该系统由热防护壳、隔热组件和喷射组件构成,热防护壳内部设有防护腔,一侧配备隔热装置。
背景技术
飞行器的飞行马赫越大,则气动加热效应的作用下,发动机的进口气流温度就会持续升高,尤其是发动机热区轴承腔外的气体温度明显升高,热量会通过腔体结构传递至轴承腔而导致轴承腔旋转壁面的温度持续升高,当温度达到上限时就会影响发动机的正常工作。
现有技术中,对发动机轴承腔的热防护主要分为主动式、被动式以及复合式等,主动式即为通过冷气环绕等方式进行持续冷却,从而达到热防护的效果,而被动式即为设置隔热夹层等隔热材料,以减小热传递效率。复合式即为主动式和被动式结合使用,该热防护效果最佳。
但是在传统的涡轮发动机中,由于高马赫数的飞行会导致轴承腔外围的用于冷却的气体温度持续升高,则气体的持续冷却效果就会变差,导致该热防护通过气体冷却和耐高温隔热的效果会逐渐降低,致使其并不能满足该轴承腔旋转壁面的温度控制的需求,容易影响发动机的正常运行。
实现思路