CN116906212A - 用于高超音速飞行的联合循环推进*** - Google Patents

用于高超音速飞行的联合循环推进*** Download PDF

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Abstract

一种用于飞行器的联合循环推进***包括压缩机供给内燃机和多模式超音速发动机。多模式超音速发动机包括可调节入口区段、布置在可调节入口区段的下游并包括具有至少一个旋转爆震燃烧器的第一燃烧器部分和具有超音速燃烧型燃烧器的第二燃烧器部分的燃烧区段，以及布置在燃烧区段的下游的可调节排气喷嘴区段。至少一个旋转爆震燃烧器用作超音速燃烧型燃烧器的引燃器。

Description

用于高超音速飞行的联合循环推进***
技术领域
本公开涉及一种用于飞行器的联合循环推进***。
背景技术
已知一些常规的超音速飞行器包括用于实现超音速飞行速度的冲压喷气发动机，而其他类型的飞行器可以包括用于实现甚至更高的超音速或高超音速飞行速度的超燃冲压喷气发动机。冲压喷气发动机和超燃冲压喷气发动机都依靠飞行器的前向动量，以超音速将气流提供到入口管道中，入口管道使用冲击波压缩超音速气流。冲压喷气发动机通常包括入口管道的下游的隔离器，来自入口的压缩气流在被供给到冲压喷气发动机的燃烧器之前通过该隔离器。隔离器可以将入口气流的速度降低到亚音速，使得冲压喷气发动机的燃烧室中的燃烧以亚音速发生。来自冲压喷气发动机燃烧器的燃烧产物然后通过喷嘴排出，从而提高飞行器的速度。超燃冲压喷气发动机类似地具有入口管道，其中输入超音速气流，并且压缩气流在被送入超燃冲压喷气燃烧器之前通过隔离器。超燃冲压喷气发动机中的燃烧随后发生在超燃冲压喷气发动机的燃烧器中的入口空气的超音速流中。
附图说明
通过以下各种示例性实施例的描述，本公开的特征和优点将显而易见，如附图中所示，其中相同的附图标记通常表示相同的、功能相似的和/或结构相似的元件。
图1是根据本公开的实施例的示例性联合循环推进***的示意图。
图2是根据本公开的方面的示例性涡轮喷气发动机的横截面侧视图。
图3是根据本公开的方面在图1的细节视图125处截取的可调节入口区段的放大图。
图4是根据本公开的方面在图1的细节视图126处截取的燃烧区段的第一燃烧器部分的放大图。
图5是根据本公开的方面在图1的细节视图154处截取的燃烧区段的第二燃烧器部分和可调节排气喷嘴区段的放大图。
图6是根据本公开的方面在图5的平面6-6处截取的示意性横截面图。
图7是根据本公开的另一方面的替代的第二燃烧器部分的放大图。
图8是根据本公开的另一方面的联合循环推进***在图1的平面8-8处截取的示意性横截面图。
图9是根据本公开的又一方面的联合循环推进***的示意性局部横截面侧视图。
图10是根据本公开的又一方面在图9的平面10-10处截取的局部横截面后视图。
图11是根据本公开的另一方面在图10中的平面11一11处截取的横截面俯视图，描绘了多模式超音速发动机。
图12描绘了根据本公开的图11方面的另一种布置。
图13是根据本公开的方面的操作联合循环推进***的方法的过程步骤的流程图。
图14描绘了根据本公开的方面的其中可以实施联合循环推进***的飞行器的示例。
具体实施方式
下面详细讨论各种实施例。虽然讨论了具体实施例，但这只是为了说明的目的。相关领域的技术人员将认识到在不脱离本公开的精神和范围的状况下可以使用其他部件和配置。
如本文使用的，术语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用以将一个部件与另一个部件区分开来，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流出的方向，“下游”是指流体流向的方向。
通过考虑以下详细描述、附图和权利要求，本公开的特征、优点和实施例被阐明或显而易见。此外，以下详细描述是示例性的并且旨在提供进一步的解释而不限制所要求保护的本公开的范围。
已知一些常规的超音速飞行器包括用于实现超音速飞行速度的冲压喷气发动机，而其他类型的飞行器可以包括用于实现甚至更高的超音速或高超音速飞行速度的超燃冲压喷气发动机。冲压喷气发动机和超燃冲压喷气发动机都依靠飞行器的前向动量，以超音速将气流提供到入口管道中。入口管道压缩气流并且压缩后的气流然后在被供给到冲压喷气发动机的燃烧器之前通过入口的下游的隔离器。隔离器还可以在燃烧室中燃烧之前将入口气流的速度降低到亚音速。来自冲压喷气发动机燃烧器的燃烧产物然后通过喷嘴排出，从而提高飞行器的速度。超燃冲压喷气发动机类似地具有入口管道，其中超音速气流经由隔离器内产生的冲击波输入并压缩，然后在被供给到冲压喷气发动机燃烧器之前流过隔离器。超燃冲压喷气发动机中的燃烧发生在通向超燃冲压喷气燃烧器的入口空气的超音速流中。超燃冲压喷气发动机出现的一个问题是未启动状况，在这种状况下，超音速气流破裂，将其置于超燃冲压喷气燃烧器的设计范围之外。未启动状况可能更常发生在较低马赫数时。
本公开通过提供一种联合循环推进***来解决上述问题，该***包括压缩机供给内燃机和多模式超音速发动机，该多模式超音速发动机具有带旋转爆震燃烧器(RDC)的第一燃烧部分和第二燃烧部分，第二燃烧部分包括超音速燃烧型燃烧器，例如超燃冲压喷气燃烧器。第一燃烧部分中的RDC的燃烧产物可用作超音速燃烧型燃烧器的引燃源。在多模式超音速发动机的第一燃烧部分中包括RDC或多或少允许多模式超音速发动机的冲压式喷气式操作。一旦飞行器达到特定的飞行速度，超燃冲压喷气燃烧器就可以操作，并且来自RDC的燃烧产物可以用来启动超燃冲压喷气燃烧器。由于超燃冲压喷气燃烧器在较低马赫数下不操作，因此降低了超燃冲压喷气燃烧器中发生未启动状况的可能性。
现在参考附图，图1是根据本公开的方面的示例性联合循环推进***的示意图。在图1中，可以看到联合循环推进***2包括压缩机供给内燃机4和多模式超音速发动机6。压缩机供给内燃机4可以是燃气涡轮发动机或压缩机供给旋转爆震燃烧(RDC)发动机中的任何一种。如下文将描述的，多模式超音速发动机6可包括燃烧区段8，其具有第一燃烧器部分62和第二燃烧器部分66，第一燃烧器部分62可包括例如用于冲压喷气式操作的RDC燃烧器，第二燃烧器部分66是超音速燃烧型燃烧器85，例如用于超燃冲压喷气式操作的超燃冲压喷气燃烧器。在下面的描述中，压缩机供给内燃机4将被描述为构成燃气涡轮发动机，其包括燃气涡轮入口区段12、燃气涡轮压缩机区段14、燃气涡轮燃烧区段16、燃气涡轮涡轮区段18和可包括加力燃烧器21的燃气涡轮排气喷嘴区段20的组成部分。下文将更详细地描述压缩机供给内燃机4的前述组成部分中的每一个。然而，通常，压缩机供给内燃机4的组成部分可围绕中心线轴线10限定，并且压缩机供给内燃机4可沿中心线轴线10纵向延伸。
从燃气涡轮压缩机区段14的前端36延伸的是可平移的尖峰22。可平移的尖峰22可由尖峰致动器23沿着中心线轴线10在上游方向30和下游方向32上纵向平移。当可平移的尖峰22在上游方向30上平移时，可平移的尖峰22平移到第一(延伸)位置24，使得可平移的尖峰22的周向顶峰34与燃气涡轮入口区段12的内表面28脱离。间隙38因此形成在可平移的尖峰22的周向顶峰34与燃气涡轮入口区段12的内表面28之间，以允许入口气流40进入燃气涡轮入口区段12并到达燃气涡轮压缩机区段14的压缩机入口29。另一方面，当可平移的尖峰22在下游方向32上平移时，可平移的尖峰22平移到第二(缩回)位置26，使得可平移的尖峰22的周向顶峰34与燃气涡轮入口区段12的内表面28接合，以限制或阻止入口气流40进入燃气涡轮入口区段12。当然，除了可平移的尖峰22之外，其他技术和结构(例如门、槽、襟翼等)也可以被实施以控制(即，允许或限制)允许进入燃气涡轮入口区段12的入口气流40。
仍然参考图1，压缩机供给内燃机4可被围绕中心线轴线10周向延伸的外壳体42围绕或包围。外壳体42可包括其中从燃气涡轮入口区段12的上游端48延伸到燃气涡轮排气喷嘴区段20的下游端50的冷却流动通道44。冷却流动通道44允许冷却气流46从中流过，以便为多模式超音速发动机6的外表面140提供冷却。冷却流动通道44还可包括多个空气排放开口52，其允许冷却气流46的一部分从冷却流动通道44进入多模式超音速发动机6的各个组成部分。空气排放开口52也可以布置成允许一些入口气流40、压缩气流54和/或燃烧气体56从压缩机供给内燃机4进入多模式超音速发动机6。
在图1方面，多模式超音速发动机6显示为包括与第二燃烧器部分66呈串联关系的第一燃烧器部分62，其中第二燃烧器部分66布置在第一燃烧器部分62的下游。另外，在图1方面，第一燃烧器部分62和第二燃烧器部分66被描绘为布置成周向地围绕压缩机供给内燃机4。多模式超音速发动机6包括可调节入口区段58，这将关于图3在下面更详细地描述。然而，简而言之，可调节入口区段58可以是可调节收敛入口，其在超音速入口气流74通过可调节入口区段58时对其进行压缩，以产生通常可包括冲击波的压缩入口气流76。可调节入口区段58的下游的隔离器区段60组织冲击波，以产生隔离器气流78，然后根据多模式超音速发动机6的操作状态，该隔离器气流可以减少为亚音速气流78(a)或可以是超音速流78(b)。当隔离器气流78减少到亚音速气流时，现在的亚音速隔离器气流78进入第一燃烧器部分62的入口端70。隔离器气流78的第一部分81进入第一燃烧部分62的燃烧器79，而隔离器气流78的第二部分80进入燃烧器旁通通道84作为旁通气流80，以绕过第一燃烧器部分62的燃烧器79。在隔离器气流78是亚音速气流78(a)的情况下，旁通气流80也可以是亚音速气流。另一方面，在隔离器气流78是超音速气流78(b)的情况下，旁通气流80也可以是通向第二燃烧器部分66的超音速气流。
作为燃烧器79，第一燃烧器部分62被视为包括旋转爆震燃烧器(RDC)82，燃烧器入口气流81被提供到其中，并且如下面将更详细地描述的，燃料147(图4)通过燃料喷射端口148(图4)喷射到RDC 82中并爆震，从而产生旋转爆震燃烧波。燃烧器旁通通道84布置在旋转爆震燃烧器82的径向外侧，以允许燃烧器旁通气流80流经其中到达第二燃烧器部分66的入口区段64。
入口区段64吸入来自燃烧器旁通通道84的燃烧器旁通气流80，以及来自旋转爆震燃烧器82的燃烧气体86。入口区段64也可用作隔离器。入口区段64与旋转爆震燃烧器82的出口端65流体连通，使得燃烧器旁通气流80和燃烧气体86向下游流入第二燃烧器部分66，其中燃料由燃料喷射器88喷射，以在第二燃烧器部分66内产生燃料-空气混合物。在操作中，燃料-空气混合物可以通过利用来自旋转爆震燃烧器82的燃烧气体86点燃，或者根据第二燃烧器部分66使用的燃料，燃料-空气混合物可以自动点燃。因此，旋转爆震燃烧器82被配置为当在多模式超音速发动机6的第一燃烧器部分62和第二燃烧器部分66的操作之间转换时充当第二燃烧器部分66的引燃器以启动点火。一旦第二燃烧器部分66成功启动，旋转爆震燃烧器82可被关闭或可继续操作直到达到期望的空速。当第二燃烧器部分66被点燃时，利用旋转爆震燃烧器82作为引燃器还可以降低压降的幅度和突然性，从而降低未启动状况的可能性。因此，能够使第二燃烧器部分66以难以发生未启动状态的更高的马赫数操作。然后燃烧产物气体90膨胀并通过可调节的排气喷嘴区段68排出。
图2是根据本公开的方面的示例性燃气涡轮发动机的示意性局部横截面侧视图。如上所述，压缩机供给内燃机4可以是涡轮喷气发动机，或包括机械驱动压缩机以压缩空气用于燃烧的任何类似发动机。图2描绘了涡轮喷气发动机作为压缩机供给内燃机4的示例，压缩机供给内燃机4可以在本公开的联合循环推进***2中实施。如图2所示，压缩机供给内燃机4包括燃气涡轮压缩机区段14、燃气涡轮燃烧区段16、燃气涡轮涡轮区段18和燃气涡轮排气喷嘴区段20。燃气涡轮压缩机区段14可包括低压压缩机区段92、中压压缩机区段94和高压压缩机区段96。低压压缩机区段92包括多个低压压缩机转子98和多个低压压缩机定子，多个低压压缩机定子包括多个低压压缩机定子轮叶100，这些低压压缩机定子轮叶100周向地布置在每个低压压缩机转子98之间。类似地，中压压缩机区段94包括多个中压压缩机转子102和多个中压压缩机定子，多个中压压缩机定子具有多个中压压缩机定子轮叶104，多个中压压缩机定子轮叶104周向地布置在每个中压压缩机转子102之间的。此外，高压压缩机区段96包括多个高压压缩机转子106和多个高压压缩机定子，多个高压压缩机定子具有多个高压压缩机定子轮叶108，多个高压压缩机定子轮叶108周向地布置在每个高压压缩机转子106之间。入口气流40进入低压压缩机区段92，其中发生初始压缩，然后进入中压压缩机区段94，其中入口气流在进入高压压缩机区段96以压缩入口气流40之前被进一步压缩，以获得压缩气流54。压缩气流54在进入燃气涡轮燃烧区段16之前进入扩散器110。
燃气涡轮燃烧区段16包括燃气涡轮燃烧器112，其可以是已知在燃气涡轮发动机中实施的任何类型的燃烧器，包括爆燃型燃烧器或爆震型燃烧器。例如，燃气涡轮燃烧器112可以是爆燃型燃烧器，其可以是罐型燃烧器或环形爆燃燃烧器。替代地，燃气涡轮燃烧区段16可包括旋转爆震燃烧器121(图9和图13)。如图2所示的环形爆燃燃烧器可包括多个涡流杯或燃料-空气混合器组件113，其与燃料喷嘴115连接以便将燃料-空气混合物喷射到燃烧室117中，燃料-空气混合物被点燃并燃烧以产生燃烧气体56。燃烧气体56然后从燃气涡轮燃烧器112流过涡轮喷嘴，该涡轮喷嘴可包括围绕涡轮喷嘴周向布置的多个轮叶114。燃烧气体56然后流向燃气涡轮涡轮区段18。燃气涡轮涡轮区段18可包括高压涡轮116、中压涡轮118和低压涡轮120。多个涡轮定子轮叶122可在高压涡轮116和中压涡轮118之间以及中压涡轮118和低压涡轮120之间围绕燃气涡轮涡轮区段18周向布置。通过燃气涡轮涡轮区段18的燃烧气体56导致高压涡轮116、中压涡轮118和低压涡轮120中的每一个旋转。
驱动轴组件124将燃气涡轮涡轮区段18与燃气涡轮压缩机区段14连接起来。驱动轴组件124通常包括驱动轴组件内的多个同心布置的驱动轴(未示出)。高压涡轮116经由高压驱动轴(未示出，但包括在驱动轴组件124中)驱动连接到高压压缩机区段96，以便驱动每个高压压缩机转子106。同样，中压涡轮118经由中压驱动轴(未示出，但包括在驱动轴组件124内)驱动连接，以便驱动每个中压压缩机转子102。另外，低压涡轮120经由低压驱动轴(未示出，但包括在驱动轴组件124内)驱动连接，以便驱动每个低压压缩机转子98。
在包括具有上述压缩机供给内燃机4的联合循环推进***2的飞行器的操作中，压缩机供给内燃机4通常可操作用于飞行器的所有飞行操作直至压缩机供给内燃机4的特定飞行空速。例如，具有压缩机供给内燃机4的飞行器可能能够达到超过1马赫的空速，特别是当可平移的尖峰22可以用作收敛-扩散喷嘴以压缩进入燃气涡轮入口区段12的入口气流40，使得进入压缩机入口29的入口气流40低于1马赫时。随着运载器接近压缩机供给内燃机4的操作空气速度极限，多模式超音速发动机6可被接合以变得可操作。在多模式超音速发动机6成功点火后，压缩机供给内燃机4可以通过例如关闭到压缩机供给内燃机4的燃料流并缩回可平移的尖峰22以便限制或阻止入口气流40进入压缩机供给内燃机4的燃气涡轮入口区段12而停止操作。然后联合循环推进***2可以与多模式超音速发动机6一起操作。如将在下面更详细地解释的，多模式超音速发动机6的第一操作模式可以在第一燃烧器部分62接合的情况下进行操作，然后稍后，在接近第一燃烧器部分62的另一个空速极限之后，多模式超音速发动机6的第二燃烧器部分66可以进行操作，并且第一燃烧器部分62可以通过切断到第一燃烧器部分62的燃料而停止操作。
根据本公开的方面，图3是在图1的详细视图125处截取的可调节入口区段58的放大图。如图3所示，可调节入口区段58可以包括连接到致动器61的外壁部分59。致动器61可以调节外壁部分59的角度63，以调节可调节入口区段58的入口67的尺寸。例如，致动器61可以调节角度63，以便将外壁部分59平移到位置(如外壁部分59(a)所示)以增加入口67的尺寸。此外，或替代地，可调节入口区段58可包括收敛-扩散喷嘴部分69，其限定喉部83并且可连接到致动器61和/或致动器71。致动器61和/或致动器71可操作以在纵向方向(L)上平移收敛-扩散喷嘴部分69，或可操作以调节喉部83的高度。如下文将描述的，可调节入口区段58可经由致动器61和/或致动器71调节，以基于多模式超音速发动机6的各种操作模式中的任何一种来调节进入多模式超音速发动机的空气的进气气流74。
图4是根据本公开的方面在图1中的细节视图126处截取的第一燃烧器部分62的放大图。第一燃烧器部分62通常可称为冲压喷气式燃烧器，其中第一燃烧器部分62通常可利用进入燃烧器的亚音速入口气流操作，尽管第一燃烧器部分62也可利用超音速入口气流操作。因此，第一燃烧器部分62可称为冲压喷气式燃烧器。第一燃烧器部分62限定在外壁128和内壁130之间，其中内壁130限定冷却流动通道44的外壁。在图3方面，外壁128和内壁130均围绕中心线轴线10周向延伸。第一燃烧器部分62包括旋转爆震燃烧器82。旋转爆震燃烧器82包括壳体132，其可沿着纵向方向限定大致的三角形形状，并且围绕中心线轴线10周向延伸。当然，壳体132的形状可以是其他形状并且该形状可以基于可以在经过燃烧器旁通通道84的旁通气流80中反射和/或诱发的冲击波。壳体132的三角形形状可至少部分地与外壁128一起形成燃烧器旁通通道84内的收敛-扩散喷嘴134，旁通气流80通过该收敛-扩散喷嘴。壳体132包括形成爆震室138的外壁的下游内表面136，而内壁130的外表面140限定爆震室138的内壁。爆震室138围绕中心线轴线10周向延伸。
通向爆震室138的入口142由壳体132的上游内表面144和内壁130的外表面140限定。燃烧器入口气流81从隔离器区段60通过入口142进入爆震室138。还可以看到壳体132包括燃料歧管146，燃料歧管146将燃料147供应到围绕中心线轴线10周向间隔开的多个燃料喷射端口148。一个或多个点火器150从壳体132延伸进入爆震室138，其中点火器150可以围绕中心线轴线10周向间隔开。在操作中，来自隔离器区段60的燃烧器入口气流81通过入口142进入爆震室138。燃料147经由多个燃料喷射端口148喷射到爆震室138中，以在爆震室138内产生燃料-空气混合物，并且燃料-空气混合物被点火器150引爆，以在爆震室138内产生旋转爆震波。旋转爆震波围绕爆震室138周向传播，并通过爆震室138的出口152纵向扩展，以排出燃烧气体86。当第一燃烧器部分62在第二燃烧器部分66不操作的情况下操作时，离开出口152的爆震波的燃烧气体86和旁通气流80行进通过第二燃烧器部分66的入口区段64，然后，如图1所示，通过第二燃烧器部分66和可调节排气喷嘴区段68，以提供推进力。当多模式超音速发动机6在第二燃烧器部分66没有操作的情况下操作时，第二燃烧器部分66是空闲的并且仅充当通向可调节排气喷嘴区段68的被动流动通道。
图5是根据本公开的方面在图1的细节视图154处截取的第二燃烧器部分66和可调节排气喷嘴区段68的放大图。第二燃烧器部分66可以是超音速燃烧器，也称为超燃冲压喷气燃烧器。第二燃烧器部分66限定在外壁128和内壁130之间，其中内壁130限定冷却流动通道44的外壁。在图5中，外壁128和内壁130均围绕中心线轴线10周向延伸并在其间限定燃烧室166。还看到第二燃烧器部分66包括多个周向间隔开的倾斜燃料喷射器156。简要参考图6，图6为图5的平面6-6处截取的示意性横截面图，可以看到多个倾斜燃料喷射器156彼此周向间隔开，倾斜燃料喷射器156之间具有间隙158。返回参考图5，可以看到每个倾斜燃料喷射器156包括燃料喷射器燃料通道160，其可以连接到燃料歧管(未示出)和燃料喷射端口162。当第二燃烧器部分66操作时，燃料164从燃料喷射端口162喷射到燃烧室166中。燃料164与旁通气流80和来自第一燃烧器部分62的旋转爆震燃烧器82的燃烧气体86混合。来自第一燃烧器部分62的旋转爆震燃烧器82的燃烧气体86可用作第二燃烧器部分66的引燃器(即，用作点火源)。因此，第二燃烧器部分66可与第一燃烧器部分62结合操作，更具体地说，与用作引燃器的旋转爆震燃烧器82结合操作，以便减少第二燃烧器部分66中未启动状况的可能性。
图5还描绘了可调节排气喷嘴区段68。可以看到可调节排气喷嘴区段68包括排气喷嘴外部分159和排气喷嘴内部分161，它们中的每一个都连接到排气喷嘴致动器167。排气喷嘴致动器167可以致动排气喷嘴外部分159和排气喷嘴内部分161，以便限定发散排气喷嘴163或收敛排气喷嘴165(显示有排气喷嘴外部分159(a)和排气喷嘴内部分161(a))。因此，在第一燃烧器部分62操作而第二燃烧器部分66不操作的操作状态下，使得多模式超音速发动机6以冲压喷气模式操作，可调节排气喷嘴区段68可形成收敛排气喷嘴165。另一方面，在第二燃烧器部分66操作的操作状态下，可调节排气喷嘴区段68被致动以形成发散排气喷嘴163。当然，在从第一燃烧器部分62操作作为第二燃烧器部分66的引燃器过渡时，可调节排气喷嘴区段68在收敛排气喷嘴165和发散排气喷嘴163之间过渡。例如，在使用旋转爆震燃烧器82作为引燃器点燃第二燃烧器部分66之后，可以终止第一燃烧器部分62的旋转爆震燃烧器82的操作并且仅操作第二燃烧器部分66，并且可调节排气喷嘴区段68在该过渡期间被相应地致动。
图7是根据本公开的另一方面的替代的第二燃烧器部分66的放大图。在图7方面，多个燃料喷射器轮叶168代替倾斜燃料喷射器156被实施。多个燃料喷射器轮叶168可以以与图6中所示的倾斜燃料喷射器156相同的方式彼此周向间隔开。每个燃料喷射器轮叶168可以在内壁130和外壁128之间延伸，并且可以以角度174对准。此外，每个燃料喷射器轮叶168包括轮叶燃料喷射器燃料通道170，其提供从燃料歧管(未示出)到燃料喷射器轮叶168的下游侧的燃料喷射器端口172的燃料流164。每个燃料喷射器轮叶168的功能类似于倾斜燃料喷射器156，以提供用于超音速燃烧的燃料。
图8是根据本公开的另一方面的联合循环推进***在图1的平面8-8处截取的示意性横截面图。在图1至图7方面，多模式超音速发动机6的第一燃烧器部分62被描述为具有围绕中心线轴线10周向延伸的单个旋转爆震燃烧器82。在图8的替代方面，第一燃烧器部分62包括多个旋转爆震燃烧器176。多个旋转爆震燃烧器176中的每一个可类似于旋转爆震燃烧器82，但是在更小的(单独的)规模上。多个旋转爆震燃烧器176围绕中心线轴线10彼此周向间隔开。多个燃烧器旁通流动通道178(即，间隙)设置在相应的旋转爆震燃烧器176之间。每个燃烧器旁通流动通道178的功能类似于图4方面的燃烧器旁通通道84，以提供旁通气流80绕过旋转爆震燃烧器176并流向第二燃烧器部分66的入口区段64(见图1)。图8的方面还描绘了如图7所示的围绕中心线轴线10周向布置的燃料喷射器轮叶168。燃料喷射器轮叶168显示为与相应的旁通流动通道178周向对准。每个燃料喷射器轮叶168可布置在旋转爆震燃烧器176的下游的第二燃烧器部分66中，或者，如将在下文更详细地，可布置在周向邻近旋转爆震燃烧器176的燃烧器旁通流动通道178内。
参考图9和图10，图9是根据本公开的又一方面的联合循环推进***的示意性局部横截面侧视图，并且图10是图9的平面10-10处截取的局部横截面图。在图1至图8的每个前述方面中，多模式超音速发动机6被描述为围绕中心线轴线10周向延伸。然而，在图9和图10的方面，多模式超音速发动机6径向向外布置在压缩机供给内燃机4的一侧。在此方面，压缩机供给内燃机4限定沿压缩机供给内燃机4的中心线轴线10的纵向方向(L)、围绕中心线轴线10的周向方向(C)和从中心线轴线10延伸的径向方向(R)，并且多模式超音速发动机6沿着压缩机供给内燃机4的长度延伸。然而，多模式超音速发动机6可短于或长于压缩机供给内燃机4的长度。
如图10所示，多模式超音速发动机6可以限定体育场形状轮廓180，其中体育场形状轮廓180的高度182在径向方向(R)上延伸并且体育场形状轮廓180的长度184垂直于纵向方向(L)和径向方向(R)延伸。多模式超音速发动机6包括具有多个旋转爆震燃烧器176的第一燃烧器部分62(图9)，多个旋转爆震燃烧器沿体育场形状轮廓180的长度184彼此间隔开。类似于图8的方面，多个燃烧器旁通流动通道178布置在多个旋转爆震燃烧器176中的相应旋转爆震燃烧器之间。也类似于图8的方面，可以看到多个燃料喷射器轮叶168与燃烧器旁通流动通道178中的相应旁通流动通道对准，并且如图9所示，燃料喷射器轮叶168可布置在旋转爆震燃烧器176的下游。图9和图10的多模式超音速发动机6在操作上可以类似于图1到图8关于可调节入口区段58、第一燃烧器部分62、第二燃烧器部分66和可调节排气喷嘴区段68的操作的方面。因此，第一燃烧器部分62的多个旋转爆震燃烧器176可用作第二燃烧器部分66的引燃器。
图11是根据本公开的另一方面在图10中的平面11-11处截取的横截面俯视图，描绘了多模式超音速发动机6。图11的方面类似于图9和图10方面在于图11的方面包括如图10所示的体育场形状轮廓180，并以与关于图10描述相同的方式，多个旋转爆震燃烧器176沿长度184间隔开，并且多个燃烧器旁通流动通道178包括在多个旋转爆震燃烧器176中的相应旋转爆震燃烧器之间。与图10中描述的方式相同，多个旋转爆震燃烧器176共享公共可调节入口区段58和可调节入口区段58的下游的公共隔离器区段60。然而，与图9方面在第二燃烧器部分66的上游包括第一燃烧器部分62不同的是，在图11中，第一燃烧器部分62和第二燃烧器部分66布置在共享燃烧区段186中。因此，共享燃烧区段186包括多个旋转爆震燃烧器176中的每一个、多个旋转爆震燃烧器176中的每一个之间的多个燃烧器旁通流动通道178以及布置在多个燃烧器旁通流动通道178中的相应旁通流动通道内的燃料喷射器轮叶168。关于图11的方面，当第一燃烧器部分62在第二燃烧器部分66不***作的情况下操作时，旋转爆震燃烧器176可操作以接收燃烧器入口气流81并且旁通气流80通过燃烧器旁通流动通道178。来自旋转爆震燃烧器176的燃烧气体86与旁通气流80混合以离开可调节排气喷嘴区段68。当第二燃烧器部分66开始操作时，旋转爆震燃烧器176用作第二燃烧器部分66的引燃器，使得来自旋转爆震燃烧器176的燃烧气体86点燃从燃料喷射器轮叶168的燃料喷射器端口172喷射的燃料164。因此，在操作上，图11的多模式超音速发动机6类似于图10方面的操作。
图12描绘了本公开的图11方面的另一种布置。在图11的布置中，多个旋转爆震燃烧器176中的每一个都从公共(单个)可调节入口区段58和公共(单个)隔离器区段60接收隔离器气流78。同样，图11中的多个燃烧器旁通流动通道178中的每一个从公共(单个)可调节入口区段58和公共(单个)隔离器区段60接收隔离器气流78。然而，在图12的布置中，多模式超音速发动机6包括多个第一燃烧器部分入口区段188和多个对应的隔离器区段190。多个入口区段188中的每个入口区段188和多个隔离器区段190中的每个隔离器区段190对应于相应的一个旋转爆震燃烧器176。此外，每个燃烧器旁通流动通道178包括相应的旁通入口区段192和隔离器区段194，以便向第二燃烧器部分66提供气流196，第二燃烧器部分66包含共享燃烧区段186的燃料喷射器轮叶168。
前述发动机类型中的每一种都可以使用不同类型的燃料。例如，当压缩机供给内燃机4是燃气涡轮发动机时，多种煤油基燃料中的任何一种，例如Jet A、JetA-1、JetB、JP4、JP8等，可以被利用。另一方面，当压缩机供给内燃机包括旋转爆震燃烧器而不是爆燃型燃烧器时，各种其他燃料类型，例如丙烷、乙烷、乙烯和氢气，可以与空气或氧气结合使用，作为燃料-空气混合物。类似地，第一燃烧器部分62也可使用任何前述燃料类型，而第二燃烧器部分66可使用氢气作为燃料。因此，压缩机供给内燃机4可使用前述中的第一燃料类型，而第一燃烧器部分62可使用不同于第一燃料类型的第二燃料类型，并且第二燃烧器部分66可使用不同于第一燃料类型并且不同于第二燃料类型的第三燃料类型。
图13是根据本公开的方面的操作联合循环推进***的方法的过程步骤的流程图。图14描绘了飞行器3的示例，其可以是高超音速飞行器，其中可以实施联合循环推进***2。操作联合循环推进***2的方法可以在其中提供联合循环推进***2的飞行器3中实施，其中联合循环推进***2可以对应于图1到图12中的任何前述方面。在第一步骤1300中，操作压缩机供给内燃机4以获得飞行器的第一操作飞行状态。第一操作飞行状态可对应于飞行器3的特定空速，并且对于压缩机供给内燃机4的操作，可对应于约0.9马赫至约2马赫之间的飞行空速。对于超过1马赫的空速，为了维持压缩机供给内燃机4的操作，可平移的尖峰22(图1)可以被平移，以控制穿过燃气涡轮入口区段12的入口气流40，使得压缩机入口29处的入口气流40是亚音速气流。在步骤1300中压缩机供给内燃机4的操作期间，多模式超音速发动机6可以被动地允许入口气流74仅通过多模式超音速发动机6。替代地，可调节入口区段58可被致动，以关闭或限制入口气流74通过多模式超音速发动机6。
在步骤1301中，一旦达到飞行器3的第一操作飞行状态，或者随着接近第一操作飞行状态，启动第一过渡操作，以启动多模式超音速发动机6的第一超音速操作模式。第一过渡操作可包括致动可调节入口区段58(图3)，以便压缩入口气流74，以产生压缩的入口气流76，并经由隔离器区段60组织来自压缩入口气流76的冲击波，从而获得进入第一燃烧器部分62的入口空气81(图1和图4)的亚音速入口流。在图1的方面，第一燃烧器部分62包括燃烧器入口气流81所经过的至少一个旋转爆震燃烧器82和旁通气流80所经过的燃烧器旁通通道84。在步骤1301的第一过渡操作中，第一燃烧器部分(即，至少一个旋转爆震燃烧器82)的操作被启动，如图4所示，将燃料147从燃料喷射端口148喷射到爆震室138，并经由点火器150点燃燃料和空气混合物。如图4在上文讨论的，因此产生爆震波并且燃烧气体86连同旁通气流80一起向下游流动到第二燃烧器部分66。第二燃烧器部分66在这个阶段不操作，并且燃烧气体86和旁通气流80流过可调节排气喷嘴区段68。可调节排气喷嘴区段68，在多模式超音速发动机6的这个操作阶段可限定收敛排气喷嘴165(图5)以提供推力。在过渡操作中，多模式超音速发动机6通常作为冲压喷气发动机操作。
在步骤1302中，一旦第一燃烧器部分62已经成功启动，就可以开始用于压缩机供给内燃机4的逐渐停止(winddown)操作。逐渐停止操作可以包括终止燃气涡轮燃烧器112和压缩机区段92、94和96的操作。此外，可平移的尖峰22可被致动到第二缩回位置26，以便关闭或限制进入压缩机供给内燃机4的燃气涡轮入口区段12的入口气流40。
在步骤1303中，获得第一超音速操作模式，其中操作第一燃烧器部分62、可调节入口区段58和可调节排气喷嘴区段68以获得飞行器3的第二操作状态。例如，随着由于第一燃烧器部分62的操作，运载器的空速增加，可调节入口区段58可基于入口气流74被调节，并且可调节排气喷嘴区段68也可被调节以增加运载器3的空速。第二操作状态可以是例如大约3马赫至大约4马赫的飞行器3的空速。在该飞行器空速范围内，燃烧器入口气流81和旁通气流80可以在第一燃烧器部分62内开始变为超音速并且可以达到例如大于1马赫并且高达约2马赫的第一燃烧器部分62内的入口气流速度。旋转爆震燃烧器82可用超音速入口气流操作，但是随着燃烧器入口气流81接近例如2马赫，旋转爆震燃烧器82的操作可能变得效率较低并且可能接近操作限制。
在步骤1304中，在第二操作飞行状态下，或者随着飞行器3接近第二操作飞行状态，启动第二过渡超音速操作模式，以启动多模式超音速发动机6的第二超音速操作模式。第二过渡超音速操作模式可包括致动可调节入口区段58用于超燃冲压喷气发动机操作，因此可进一步调节可调节入口区段58，以获得通向第二燃烧器部分66的压缩的入口气流76和旁通气流80的超音速入口流。此外，可调节排气喷嘴区段68可被调节以从收敛排气喷嘴165过渡到发散排气喷嘴163(图5)，并且启动第二燃烧器部分66的操作。在启动第二燃烧器部分66的操作时(如上所述，第二燃烧器部分66可包括超燃冲压喷气燃烧器，该超燃冲压喷气燃烧器包括倾斜燃料喷射器156(图5)或燃料喷射器轮叶168(图7))，燃料164被喷射到第二燃烧器部分66中。为了降低第二燃烧器部分66中未启动状况的可能性，来自第一燃烧器部分62的旋转爆震燃烧器82的燃烧气体86被用作启动第二燃烧器部分66的点火的引燃器。因此，在第二过渡超音速操作模式期间，第一燃烧器部分62和第二燃烧器部分66都进行操作。
一旦第二燃烧器部分66已成功启动，在步骤1305中，启动第一燃烧器部分逐渐停止操作，以逐渐停止第一燃烧器部分62。换言之，将燃料147供应到旋转爆震燃烧器82可终止，以结束旋转爆震燃烧器82的操作。在步骤1306中，第二燃烧器部分66作为超燃冲压喷气燃烧器操作，并且可调节入口区段和可调节排气喷嘴区段作为超燃冲压喷气发动机操作，以获得飞行器的第三操作飞行状态。第三操作飞行状态可以是例如飞行器的空速，例如5马赫或大于5马赫。在超燃冲压喷气发动机操作中，通向第二燃烧器部分66的入口气流76和旁通气流80的入口气流速度可以是例如大约3马赫，但无论如何大于1马赫。因此，联合循环推进***2可以提供从亚音速飞行到超音速飞行再到高超音速飞行的过渡飞行模式。
虽然前面的描述总体上涉及燃气涡轮发动机，但是可以容易地理解燃气涡轮发动机可以在各种环境中实施。例如，发动机可以在飞行器中实施，但也可以在非飞行器应用中实施，例如发电站、船舶应用或石油和天然气生产应用。因此，本公开不限于在飞行器中使用。
本公开的进一步方面由以下条项的主题提供。
一种用于飞行器的联合循环推进***，所述联合循环推进***包括：压缩机供给内燃机；和多模式超音速发动机，所述多模式超音速发动机包括：可调节入口区段；燃烧区段，所述燃烧区段布置在所述可调节入口区段的下游并且包括具有至少一个旋转爆震燃烧器的第一燃烧器部分和具有超音速燃烧型燃烧器的第二燃烧器部分；和可调节排气喷嘴区段，所述可调节排气喷嘴区段布置在所述燃烧区段的下游，其中，所述至少一个旋转爆震燃烧器用作所述超音速燃烧型燃烧器的引燃器。
根据前述条项所述的联合循环推进***，其中，所述压缩机供给内燃机、所述第一燃烧器部分和所述第二燃烧器部分各自分别使用第一燃料类型、不同于所述第一燃料类型的第二燃料类型、或不同于所述第一燃料类型且不同于所述第二燃料类型的第三燃料类型操作。
根据任一前述条项所述的联合循环推进***，其中，所述压缩机供给内燃机包括围绕所述压缩机供给内燃机的中心线轴线周向延伸的外壳体，并且所述多模式超音速发动机围绕所述中心线轴线周向延伸并且布置在所述外壳体的径向外侧。
根据任一前述条项所述的联合循环推进***，其中，所述第一燃烧部分和所述第二燃烧部分以串联关系布置，所述第二燃烧部分布置在所述第一燃烧部分的下游。
根据任一前述条项所述的联合循环推进***，其中，所述至少一个旋转爆震燃烧器是围绕所述中心线轴线周向延伸的单个旋转爆震燃烧器。
根据任一前述条项所述的联合循环推进***，其中，所述第一燃烧部分包括在所述旋转爆震燃烧器处的燃烧器旁通流动通道，所述燃烧器旁通流动通道提供从所述至少一个旋转爆震燃烧器的上游流到所述至少一个旋转爆震燃烧器的下游到所述第二燃烧部分的旁通空气流。
根据任一前述条项所述的联合循环推进***，其中，所述第一燃烧部分包括多个旋转爆震燃烧器，所述旋转爆震燃烧器围绕所述压缩机供给内燃机的所述中心线轴线周向间隔开。
根据任一前述条项所述的联合循环推进***，其中，多个旁通流动通道设置在多个旋转爆震燃烧器中的相应旋转爆震燃烧器之间，并且提供通过其中通向所述第二燃烧部分的旁通气流。
根据任一前述条项所述的联合循环推进***，其中，冷却流动通道设置在所述压缩机供给内燃机和所述多模式超音速发动机之间，以提供对所述多模式超音速发动机的内壁的冷却。
根据任一前述条项所述的联合循环推进***，其中，多个空气排放开口布置在所述压缩机供给内燃机和所述多模式超音速发动机之间，以便提供从所述压缩机供给内燃机到所述多模式超音速发动机的空气流和/或燃烧气体流。
根据任一前述条项所述的联合循环推进***，其中，所述压缩机供给内燃机限定沿着所述压缩机供给内燃机的中心线轴线的纵向方向、围绕所述中心线轴线的周向方向以及从所述中心线轴线延伸的径向方向，所述多模式超音速发动机布置在所述压缩机供给内燃机的径向外侧，并且限定体育场形状轮廓，所述体育场形状轮廓的高度在所述径向方向上延伸并且所述体育场形状轮廓的长度正交于所述纵向方向和所述径向方向延伸，并且所述多模式超音速发动机包括多个旋转爆震燃烧器，所述多个旋转爆震燃烧器沿着所述体育场形状轮廓的所述长度彼此间隔开。
根据任一前述条项所述的联合循环推进***，其中，所述第二燃烧部分包括布置在所述多个旋转爆震燃烧器中的相应旋转爆震燃烧器之间的多个燃料喷射器，所述多个燃料喷射器布置成提供所述旋转爆震燃烧器中的每个旋转爆震燃烧器的出口端的下游的燃料流。
根据任一前述条项所述的联合循环推进***，其中，所述第一燃烧部分包括对应于所述多个旋转爆震燃烧器中的相应旋转爆震燃烧器的多个第一燃烧器部分入口区段，以及布置在所述多个旋转爆震燃烧器中的相应旋转爆震燃烧器之间的多个旁通入口区段。
根据任一前述条项所述的联合循环推进***，其中，所述可调节入口区段包括至少一个致动器，所述可调节入口区段经由所述至少一个致动器能够调节，以基于(a)所述第一燃烧部分操作且所述第二燃烧部分不操作的第一超音速操作模式、(b)所述第二燃烧部分操作且所述第一燃烧部分不操作的第二超音速操作模式和(c)所述第一超音速操作模式和所述第二超音速操作模式之间的、所述第一燃烧部分和所述第二燃烧部分都操作的过渡超音速操作模式，调节通向所述多模式超音速发动机的空气的入口流。
根据任一前述条项所述的联合循环推进***，其中，所述第二燃烧部分包括超燃冲压喷气燃烧器，在所述第一超音速操作模式下，所述至少一个旋转爆震燃烧器操作且所述超燃冲压喷气燃烧器不操作；在所述第二超音速操作模式下，所述超燃冲压喷气燃烧器操作且所述至少一个旋转爆震燃烧器不操作；并且在所述过渡超音速操作模式下，所述至少一个旋转爆震燃烧器作为所述超燃冲压喷气燃烧器的所述引燃器操作。
根据任一前述条项所述的联合循环推进***，其中，所述可调节排气喷嘴区段包括至少一个排气喷嘴致动器，所述可调节排气喷嘴区段a)在所述第一超音速操作模式下被致动以限定收敛排气出口，b)在所述第二超音速操作模式下被致动以限定发散排气出口，并且c)在所述过渡超音速操作模式下被致动以在所述收敛排气出口和所述发散排气出口之间过渡。
一种操作用于飞行器的联合循环推进***的方法，所述联合循环推进***包括压缩机供给内燃机和多模式超音速发动机，所述多模式超音速发动机具有可调节入口区段、燃烧区段和可调节排气喷嘴区段，所述燃烧区段布置在所述可调节入口区段的下游并且包括具有至少一个旋转爆震燃烧器的第一燃烧器部分和具有超音速燃烧型燃烧器的第二燃烧器部分，所述可调节排气喷嘴区段布置在所述燃烧区段的下游，所述方法包括：操作所述压缩机供给内燃机以获得所述飞行器的第一操作飞行状态；在所述飞行器的所述第一操作飞行状态下，启动第一过渡操作以致动所述可调节入口区段以获得通向所述第一燃烧部分的空气的亚音速入口流，并且启动所述第一燃烧器部分的操作；启动压缩机供给内燃机逐渐停止操作以逐渐停止所述压缩机供给内燃机的操作；操作所述第一燃烧器部分并且致动所述可调节入口区段和所述可调节排气喷嘴区段，以获得所述飞行器的第二操作飞行状态；在所述第二操作飞行状态下，启动第二过渡操作以致动所述可调节入口区段以获得通向所述第二燃烧部分的超音速入口空气流，并且利用所述第一燃烧器部分作为引燃器启动所述第二燃烧器部分的操作；启动第一燃烧器部分逐渐停止操作以逐渐停止所述第一燃烧器部分的操作；和操作所述第二燃烧器部分、所述可调节入口区段和所述可调节排气喷嘴区段以获得所述飞行器的第三操作飞行状态。
根据前述条项所述的方法，其中，所述第一燃烧器部分包括至少一个旋转爆震燃烧器，并且由所述至少一个旋转爆震燃烧器产生的燃烧产物气体被用作所述第二燃烧器部分的所述引燃器。
根据任一前述条项所述的方法，其中，所述第二燃烧器部分包括超燃冲压喷气燃烧器。
根据任一前述条项所述的方法，其中，所述第一操作飞行状态包括0.9马赫和2马赫之间的飞行器空速，所述飞行器的所述第二操作飞行状态包括大约3马赫的飞行器空速，并且所述飞行器的所述第三操作飞行状态包括至少5马赫的飞行器空速。
尽管前面的描述是针对优选实施例的，但是要注意，其他变化和修改对于本领域技术人员来说将是显而易见的，并且可以在不脱离本公开的精神或范围的状态下进行。此外，结合一个实施例描述的特征可以结合其他实施例使用，即使上面没有明确说明。

Claims (10)

1.一种用于飞行器的联合循环推进***，其特征在于，所述联合循环推进***包括：
压缩机供给内燃机；和
多模式超音速发动机，所述多模式超音速发动机包括：
可调节入口区段；
燃烧区段，所述燃烧区段布置在所述可调节入口区段的下游并且包括具有至少一个旋转爆震燃烧器的第一燃烧器部分和具有超音速燃烧型燃烧器的第二燃烧器部分；和
可调节排气喷嘴区段，所述可调节排气喷嘴区段布置在所述燃烧区段的下游，
其中，所述至少一个旋转爆震燃烧器用作所述超音速燃烧型燃烧器的引燃器。
2.根据权利要求1所述的联合循环推进***，其特征在于，其中，所述压缩机供给内燃机、所述第一燃烧器部分和所述第二燃烧器部分各自分别使用第一燃料类型、不同于所述第一燃料类型的第二燃料类型、或不同于所述第一燃料类型且不同于所述第二燃料类型的第三燃料类型操作。
3.根据权利要求1所述的联合循环推进***，其特征在于，其中，所述压缩机供给内燃机包括围绕所述压缩机供给内燃机的中心线轴线周向延伸的外壳体，并且所述多模式超音速发动机围绕所述中心线轴线周向延伸并且布置在所述外壳体的径向外侧。
4.根据权利要求3所述的联合循环推进***，其特征在于，其中，所述第一燃烧部分和所述第二燃烧部分以串联关系布置，所述第二燃烧部分布置在所述第一燃烧部分的下游。
5.根据权利要求4所述的联合循环推进***，其特征在于，其中，所述至少一个旋转爆震燃烧器是围绕所述中心线轴线周向延伸的单个旋转爆震燃烧器。
6.根据权利要求5所述的联合循环推进***，其特征在于，其中，所述第一燃烧部分包括在所述旋转爆震燃烧器处的燃烧器旁通流动通道，所述燃烧器旁通流动通道提供从所述至少一个旋转爆震燃烧器的上游流到所述至少一个旋转爆震燃烧器的下游到所述第二燃烧部分的旁通空气流。
7.根据权利要求3所述的联合循环推进***，其特征在于，其中，所述第一燃烧部分包括多个旋转爆震燃烧器，所述多个旋转爆震燃烧器围绕所述压缩机供给内燃机的所述中心线轴线周向间隔开。
8.根据权利要求7所述的联合循环推进***，其特征在于，其中，多个旁通流动通道设置在多个旋转爆震燃烧器中的相应旋转爆震燃烧器之间，并且提供通过其中通向所述第二燃烧部分的旁通气流。
9.根据权利要求1所述的联合循环推进***，其特征在于，其中，冷却流动通道设置在所述压缩机供给内燃机和所述多模式超音速发动机之间，以提供对所述多模式超音速发动机的内壁的冷却。
10.根据权利要求1所述的联合循环推进***，其特征在于，其中，多个空气排放开口布置在所述压缩机供给内燃机和所述多模式超音速发动机之间，以便提供从所述压缩机供给内燃机到所述多模式超音速发动机的空气流和/或燃烧气体流。
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