CN111594315B - 一种复合机制全流量循环超声速推进***及其工作方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提出了一种复合机制全流量循环超声速推进***及其工作方法，包括进气道、压气机、扩压涵道、轴、开放型预燃驱动器、封闭型预燃驱动器、涡轮、补燃推力器、尾喷管；所述进气道、压气机、轴、涡轮、补燃推力器、尾喷管依次连接；压气机和涡轮通过轴连接；涡轮位于补燃推力器进气口侧，尾喷管与补燃推力器出口连通；开放型预燃驱动器和封闭型预燃驱动器均位于压气机后面，出口正对涡轮；开放型预燃驱动器和封闭型预燃驱动器交替分布于轴外侧环向空间的扩压涵道内。该***尽可能发挥各子***在比冲、推重比方面的推进优势，从而实现推进***快速自启，多自由度、复合工作机制、高效经济的超声速组合推进***。

Description

一种复合机制全流量循环超声速推进***及其工作方法
技术领域
本发明涉及超声速推进技术领域，特别是一种复合机制全流量循环超声速推进***及其工作方法。
背景技术
近年来，伴随着科技的进步和军事需求的牵引，临近空间因其所具有的潜在的军事和民用价值逐渐引起了各国的广泛关注，各国针对临近空间开展了一系列的研究。临近空间飞行器推进***不仅要求具有自由进入临近空间的能力，还要求高空高速巡航工作的能力，同时临近空间飞行器推进***应具备高性能、轻质量、高可靠、低成本、长航程、免助推、可重复使用、适应速度范围宽等特点。
现有推进***，包括各类航空发动机、冲压发动机、火箭发动机和活塞式发动机，均有各自的性能优势和理想的飞行空域。航空发动机的特点是性能高，但很难用于高于20km或飞行速度大于马赫3.0的飞行器的推进***；冲压发动机有较高的性能和飞行马赫数，但飞行机动性较差，且须借助助推器解决起动速度问题；火箭发动机工作不受高度和初速条件限制，但性能偏低，推进剂消耗率大。
采用动力循环机制复合的方式，如在低飞行马赫数下使用吸气式推进***，而在飞行马赫数较高时切换火箭发动机工作，必然能够提高空天飞行器的机动性和灵活性，利于大幅度降低进入太空的成本，所以，发展吸气式组合动力意义重大。但目前在研的组合发动机，无论是TBCC还是RBCC发动机，在不同循环的工作模态转换过程中均存在推力不连续问题；而且，模态转换装置的结构相对来说比较复杂，导致组合发动机的重量增加，从而带来飞行器的有效载荷降低和燃油消耗增加等诸多弊端。
发明内容
针对上述现有技术存在的不足，本发明旨在提出一种高效合理的涡喷与火箭组合推进***及其工作方法，尽可能发挥各子***在比冲、推重比方面的推进优势，从而实现多自由度、复合工作机制、高效经济的超声速组合推进***。
为实现上述目的，本发明提出了一种复合机制全流量循环超声速推进***，包括进气道、压气机、扩压涵道、轴、开放型预燃驱动器、封闭型预燃驱动器、涡轮、补燃推力器、尾喷管；所述进气道、压气机、轴、涡轮、补燃推力器、尾喷管依次连接，所述压气机与涡轮通过轴连接，所述涡轮位于补燃推力器进气口侧，所述尾喷管与补燃推力器出口连通；所述开放型预燃驱动器和封闭型预燃驱动器位于压气机的出气口侧，所述开放型预燃驱动器、封闭型预燃驱动器的出口正对涡轮，用以推动涡轮；所述开放型预燃驱动器和封闭型预燃驱动器交替周向分布于轴外侧环向空间的扩压涵道内。
作为优选，所述开放型预燃驱动器的工作介质为燃料与空气，所述燃料原则上可选用任意碳氢燃料。
作为优选，所述开放型预燃驱动器的壁面周向布置有多个特殊设计的空气孔洞，以方便工作介质与空气混合。
作为优选，所述封闭型预燃驱动器以自带推进剂作为工作介质，该推进剂为单组元推进剂、双组元推进剂或三组元推进剂。所述自带推进剂与传统火箭发动机推进剂通用，如可根据任务需要选择单组元推进剂、双组元推进剂及三组元推进剂等，所述单组元推进剂可选择过氧化氢、单推-3、无水肼、甲基肼、ADN、HAN及其他新型绿色推进剂等；双组元氧化剂可为液氧、过氧化氢、四氧化二氮、氧化亚氮等，燃料可选用各类碳氢燃料。所述开放型预燃驱动器和封闭型预燃驱动器工作介质的选择视任务类型可根据工作介质的性能决定。
作为优选，所述开放型预燃驱动器和封闭型预燃驱动器均正对涡轮，均可独立推动涡轮。
作为优选，所述开放型预燃驱动器和封闭型预燃驱动器均为独立的圆柱形结构，所述扩压涵道的周向交替布置有多个开放型预燃驱动器和封闭型预燃驱动器，布置数量原则上不设限制，可根据发动机的推力和尺寸规模灵活选择。
作为优选，所述扩压涵道的进气端具有沿空气流通方向环形截面的面积逐渐增大的通道，所述扩压涵道的出气端具有沿空气流通方向环形截面的面积逐渐减小的通道。
作为优选，所述压气机用于从大气环境中吸入空气并增压，所述进气道与轴之间围成可容置压气机的增压区域，该增压区域沿空气流通方向其环形截面的面积逐渐减小。
作为优选，所述尾喷管的出气端具有沿空气流通方向圆形截面的面积逐渐减小的通道。
本发明还提出了一种复合机制全流量循环超声速推进***的工作方法，具体包括以下工作模式：
火箭起动机制：在该机制下，***主要由封闭型预燃驱动器工作驱动涡轮，直接带动压气机工作，伴随着补燃推力器迅速建压，可在极短的时间内完成起动，不需要任何传统航发起动过程所依赖的辅助***；该该起动机制工作模式可快速实现推进***的自启动；
完全涡喷机制：在该完全涡喷机制下，推进***完全由开放型预燃驱动器驱动涡轮，实现高的比冲特性和燃油经济性，可大幅提高航程；该完全涡喷机制适合低速的巡航任务；
全机制工作模式：全开所有开放型预燃驱动器、封闭型预燃驱动器对涡轮做功，可实现发动机最大功率工作，使涡轮工作满负荷；此时，推力最大，达到目标飞行速度的燃料经济性最优；该全机制工作模式适合起飞加速爬升阶段；
复合工作机制：开放型预燃驱动器、封闭型预燃驱动器以任意数量进行组合工作；复合工作机制可充分结合涡喷与火箭发动机各自的优势，实现不同推力量级的调节，有利于在不同的飞行马赫数下，优化实现最佳比冲和燃油经济性；该复合工作机制模式适合高速巡航和战术机动。
本发明的有益效果：
（1）涡喷与火箭两种循环机制相互独立，并可实现任意数量的工作组合。本发明是一种涡喷与火箭组合超声速推进***，设有两类预燃驱动器，开式（开放型预燃驱动器）介质为燃料和空气，闭式（封闭型预燃驱动器）介质为通用火箭推进剂，分别实现涡轮喷气发动机和火箭发动机的工作过程，两种预燃驱动器的工作状态互相不受影响，而且，可根据实际需要打开和关闭任意预燃驱动器，以产生不同的循环和推力组合。预燃驱动器生成的含能燃烧产物推动涡轮做功，带动压气机压缩空气来流。从涡轮后流出的高温高压燃气在补燃推力器中继续与剩余空气进行混合燃烧，经由尾喷管产生推力。当全部开启闭式驱动器时，可解决传统航空发动机限于涡轮前温度使用极限造成的推力陷阱问题。当全部开启开式驱动器，全部关闭闭式驱动器时，可实现纯航发工作机制，实现较高的比冲性能，获得更经济的燃油消耗率。
（2）所有工作介质全流量对涡轮做功，循环效率高。预燃驱动器的工作介质以全部流量的形式流经涡轮做功，充分利用了闭式驱动器的高温含能介质与开式预燃驱动器的大流量特性，因此，对涡轮的做功能力远远高于传统的航空发动机与空气涡轮火箭发动机。
（3）在相同的任务剖面下，压气机和涡轮可实现单级设计，结构简单、轻质可靠。由于两型预燃驱动器均为独立的圆柱构型，且可以交替周向布置在涡轮前面，所以可实现同级涡轮共用。与空气涡轮火箭发动机相比，减少了多级涡轮间的相互影响，更重要的是减少多涡轮的结构和质量，获得更好的多功能集成效果，两种预燃驱动器均采用全流量补燃特性，大大提高了涡轮效率。
本发明通过两种独立预燃驱动器的合理配合，在推进剂用量最小的情况下，提高推进***能效，提高燃油经济性。而且，两种预燃驱动器的配合，可以防止任一种驱动器空中停车或无法自启的情况，大大提高飞行器的安全性能；同时，本发明可以完全实现推进***自启动，解决现有涡轮航空推进***无法自启动的问题。复合工作机制，可丰富发动机的任务类型，扩展发动机对非设计飞行包线的适应范围。
本发明的特征及优点将通过实施例结合附图进行详细说明。
附图说明
图1是本发明一种复合机制全流量循环超声速推进***的内部结构示意图；
图2是本发明一种复合机制全流量循环超声速推进***的开放型预燃驱动器、封闭型预燃驱动器布置截面图；
其中，1为进气道，2为压气机，3为扩压涵道，4为轴，5为开放型预燃驱动器，6为封闭型预燃驱动器，7为涡轮，8为补燃推力器，9为尾喷管。
具体实施方式
参阅图1，本发明提出了一种复合机制全流量循环超声速推进***，该***包括进气道1、压气机2、扩压涵道3、轴4、开放型预燃驱动器5、封闭型预燃驱动器6、涡轮7、补燃推力器8、尾喷管9。进气道1、压气机2、轴4、涡轮7、补燃推力器8、尾喷管9依次连接。压气机2和涡轮7通过轴4连接，开放型预燃驱动器5、封闭型预燃驱动器6产生的燃气推动涡轮7后带动压气机2对空气来流做功。压气机2功能是从大气环境中吸入空气并增压，本设计是全流量补燃，空气通过扩压涵道3后全部进入补燃推力器8。涡轮7位于补燃推力器8进气口侧，开放型预燃驱动器5和封闭型预燃驱动器6共用一个涡轮7，尾喷管9与补燃推力器8出口连通。补燃推力器8高温燃气与高压空气高效混合燃烧，在尾喷管9膨胀做功，产生推力。***有两种预燃驱动器，开放型预燃驱动器5和封闭型预燃驱动器6位于压气机2后面，出口正对涡轮7，均可独立推动涡轮7。
进一步地，如图2所示，开放型预燃驱动器5和封闭型预燃驱动器6为独立圆柱形结构，交替周向布置在轴4外侧的扩压涵道3内。开放型预燃驱动器5外壁设有空气孔洞，以方便介质与空气混合。封闭型预燃驱动器6以自带推进剂为工作介质，推进剂为单组元推进剂、双组元推进剂或三组元推进剂。
本发明还提出了一种复合机制全流量循环超声速推进***的工作方法，具体包括以下工作模式：
当以火箭起动机制工作时，组合***主要由封闭型预燃驱动器6提供动力，封闭型预燃驱动器6工作产生高温高压富燃燃气与经压气机2增压后的空气同时独立地对驱动涡轮7做功，带动压气机2转动，做功后的涡轮7排气，包括空气与富燃燃气在补燃推力器8内掺混燃烧，产生的高温燃气经尾喷管9排出产生推力。此种工作模式可适用于起飞阶段，推进***实现自启动。
当以完全涡喷机制工作时，开放型预燃驱动器5工作，封闭型预燃驱动器6关闭，空气由进气道1流过压气机2形成一定压力和温度的空气来流，增压后的空气通过开放型预燃驱动器5外壁孔洞与开放型预燃驱动器5喷入的燃料混合燃烧，产生高温高压燃气，流过与压气机2同轴4的涡轮7，燃气的部分内能在涡轮7中膨胀转化为机械能，带动压气机2旋转。从涡轮7中流出的高温贫油燃气和补燃推力器8内二次喷入的燃料在补燃推力器8内全面与空气来流混合燃烧，通过尾喷管9加速膨胀做功，产生推力。该完全涡喷机制适合低速的巡航任务。
当以全机制模式工作时，开放型预燃驱动器5和封闭型预燃驱动器6均全面工作。封闭型预燃驱动器6产生高温、高压富燃燃气并驱动涡轮7做功，做功后燃气进入补燃推力器8，与开放型预燃驱动器5产生的高温贫油燃气或补燃推力器8内喷入的燃料在补燃推力器8内与空气来流掺混燃烧，产生的高温燃气经尾喷管9排出产生更大推力。此时，全开所有预燃驱动器对涡轮做功，可实现发动机最大功率工作，使涡轮工作满负荷，推力最大，达到目标飞行速度的燃料经济性最优。该全机制工作模式适合起飞加速爬升阶段。
当以复合工作机制工作时，即两型预燃驱动器以任意数量进行组合工作。根据推力量级需求，关闭指定类型或数量预燃驱动器，由剩下的预燃驱动器生成的含能燃烧产物推动涡轮7做功，带动压气机2压缩空气来流。从涡轮7后流出的高温高压燃气在补燃推力器8中继续与剩余空气进行混合燃烧，经由尾喷管9形生推力。复合工作机制可充分结合涡喷与火箭发动机各自的优势，实现不同推力量级的调节，有利于在不同的飞行马赫数下，优化实现最佳比冲和燃油经济性。该复合工作机制模式适合高速巡航和战术机动。在该模式下如果全部由封闭型预燃驱动器工作，可解决传统航空发动机限于涡轮前温度使用极限造成的推力陷阱问题。
上述实施例是对本发明的说明，不是对本发明的限定，任何对本发明简单变换后的方案均属于本发明的保护范围。

Claims (4)

1.一种复合机制全流量循环超声速推进***，其特征在于：包括进气道（1）、压气机（2）、扩压涵道（3）、轴（4）、开放型预燃驱动器（5）、封闭型预燃驱动器（6）、涡轮（7）、补燃推力器（8）、尾喷管（9），所述进气道（1）、压气机（2）、轴（4）、涡轮（7）、补燃推力器（8）、尾喷管（9）依次连接，所述压气机（2）与涡轮（7）通过轴（4）连接，所述涡轮（7）位于补燃推力器（8）进气口侧，所述尾喷管（9）与补燃推力器（8）出口连通；所述开放型预燃驱动器（5）和封闭型预燃驱动器（6）位于压气机（2）的出气口侧，所述开放型预燃驱动器（5）、封闭型预燃驱动器（6）的出口正对涡轮（7），用以推动涡轮（7）；所述开放型预燃驱动器（5）和封闭型预燃驱动器（6）交替周向分布于轴（4）外侧环向空间的扩压涵道（3）内；所述开放型预燃驱动器（5）的工作介质为燃料与空气；所述封闭型预燃驱动器（6）以自带推进剂作为工作介质，该推进剂为单组元推进剂、双组元推进剂或三组元推进剂；所述开放型预燃驱动器（5）和封闭型预燃驱动器（6）均正对涡轮（7），均可独立推动涡轮（7）；
该***具体包括以下工作模式：
火箭起动机制：在该机制下，***主要由封闭型预燃驱动器（6）工作驱动涡轮（7），直接带动压气机（2）工作，伴随着补燃推力器（8）迅速建压，可在极短的时间内完成起动，不需要任何传统航发起动过程所依赖的辅助***；该起动机制工作模式可快速实现推进***的自启动；
完全涡喷机制：在该完全涡喷机制下，推进***完全由开放型预燃驱动器（5）驱动涡轮（7），实现高的比冲特性和燃油经济性，可大幅提高航程；该完全涡喷机制适合低速的巡航任务；
全机制工作模式：全开所有开放型预燃驱动器（5）、封闭型预燃驱动器（6）对涡轮（7）做功，可实现发动机最大功率工作，使涡轮（7）工作满负荷；此时，推力最大，达到目标飞行速度的燃料经济性最优；该全机制工作模式适合起飞加速爬升阶段；
复合工作机制：开放型预燃驱动器（5）、封闭型预燃驱动器（6）以任意数量进行组合工作；复合工作机制可充分结合涡喷与火箭发动机各自的优势，实现不同推力量级的调节，有利于在不同的飞行马赫数下，优化实现最佳比冲和燃油经济性；该复合工作机制模式适合高速巡航和战术机动。
2.如权利要求1所述的一种复合机制全流量循环超声速推进***，其特征在于：所述开放型预燃驱动器（5）的壁面周向布置有多个空气孔洞，以方便工作介质与空气混合。
3.如权利要求1所述的一种复合机制全流量循环超声速推进***，其特征在于：所述开放型预燃驱动器（5）和封闭型预燃驱动器（6）均为独立的圆柱形结构，所述扩压涵道（3）的周向交替布置有多个开放型预燃驱动器（5）和封闭型预燃驱动器（6）。
4.如权利要求1所述的一种复合机制全流量循环超声速推进***，其特征在于：所述扩压涵道（3）的进气端具有沿空气流通方向环形截面的面积逐渐增大的通道，所述扩压涵道（3）的出气端具有沿空气流通方向环形截面的面积逐渐减小的通道。
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