一種預(yù)冷吸氣式變循環(huán)發(fā)動機的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明專利涉及一種新型組合發(fā)動機，特別涉及一種應(yīng)用于大氣層內(nèi)飛行器的可重復(fù)使用的預(yù)冷吸氣式變循環(huán)發(fā)動機。
【背景技術(shù)】
[0002]現(xiàn)有在大氣層內(nèi)飛行的吸氣式動力系統(tǒng)主要包括渦輪發(fā)動機和沖壓發(fā)動機，航空發(fā)動機的特點是比沖高，但很難用于高度20km或速度3.0馬赫以上飛行器的動力系統(tǒng)，是各國組合動力研發(fā)的瓶頸；沖壓發(fā)動機適用于更高的飛行馬赫數(shù)且具有較高的比沖，但飛行機動性較差，且需借助助推器解決初始速度問題。因此目前采用渦輪沖壓組合方案可以彌補各自不足，渦輪組合發(fā)動機適用于馬赫數(shù)5-8的高超聲速飛行器，是未來很有前途的高超聲速動力概念之一。但在研究渦輪沖壓組合動力的過程中卻遇到了跨音速段推力不足、低馬赫數(shù)下進氣道不能有效啟動、轉(zhuǎn)級動力不足以及巡航段熱平衡的問題。
[0003]以上問題的根本就是目前世界上沒有可以一直工作到馬赫數(shù)為4的渦輪發(fā)動機，國內(nèi)以及國外現(xiàn)有的航空渦輪發(fā)動機僅可在馬赫數(shù)為2-3內(nèi)穩(wěn)定工作，而亞燃沖壓如果從馬赫數(shù)為2開始工作的話無法發(fā)揮它的優(yōu)勢，這其中就存在一段不平穩(wěn)過渡區(qū)從而造成組合發(fā)動機工作困難。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明的目的是針對目前渦輪沖壓組合中過渡態(tài)效率較低的瓶頸問題，提供一種預(yù)冷吸氣式變循環(huán)發(fā)動機，即利用預(yù)冷器對來流空氣進行降溫，可以增大超級燃燒室的效率，擴大亞燃沖壓模態(tài)的工作范圍，彌補渦輪亞燃向超燃沖壓模態(tài)過渡時的推力不足，從而實現(xiàn)渦輪發(fā)動機向沖壓發(fā)動機的平穩(wěn)過渡。
[0005]為達到上述目的，本發(fā)明的技術(shù)方案如下:
[0006]—種預(yù)冷吸氣式變循環(huán)發(fā)動機，該變循環(huán)發(fā)動機包括渦輪亞燃沖壓發(fā)動機和超燃沖壓發(fā)動機，渦輪亞燃沖壓發(fā)動機含有渦輪發(fā)動機進氣道、壓氣機、燃燒室、渦輪、超級燃燒室和渦輪發(fā)動機尾噴管；超燃沖壓發(fā)動機含有沖壓發(fā)動機進氣道、沖壓發(fā)動機隔離段、沖壓發(fā)動機燃燒室和沖壓發(fā)動機尾噴管；所述超燃沖壓發(fā)動機以并聯(lián)方式安裝在渦輪亞燃沖壓發(fā)動機的下方；其特征在于:所述的預(yù)冷吸氣式變循環(huán)發(fā)動機還含有預(yù)冷器和切換調(diào)節(jié)裝置；預(yù)冷器位于超級燃燒室前方的外涵通道中，該預(yù)冷器包括冷卻劑進口聯(lián)管、冷卻劑出口聯(lián)管及多個細管，多個細管以渦輪亞燃沖壓發(fā)動機軸線為中心呈輻射型布置，預(yù)冷器整體呈環(huán)形結(jié)構(gòu)；所述切換調(diào)節(jié)裝置包括渦輪發(fā)動機進口可調(diào)擋板、渦輪發(fā)動機出口可調(diào)擋板、沖壓發(fā)動機可調(diào)前緣、沖壓發(fā)動機可調(diào)后緣以及進口選擇閥門和出口選擇閥門。
[0007]上述技術(shù)方案中，所述的預(yù)冷器中每個細管均為由多根平行布置的直管段和彎曲段組成，呈蛇形彎曲狀，其直徑為l_2mm，直管段與空氣流向呈30-60度夾角；所述的預(yù)冷器采用的冷卻劑為液態(tài)碳氫燃料、液氫或液氦；在沿空氣流動方向上，冷卻劑進口聯(lián)管位于冷卻劑出口聯(lián)管的下游，預(yù)冷器內(nèi)冷卻劑的整體流動方向與空氣流動方向相反，形成逆流換熱。
[0008]本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比，具有以下優(yōu)點和突出性效果:預(yù)冷器能夠?qū)⑦M口氣流溫度降低，增大超級燃燒室的效率，彌補渦輪亞燃向超燃沖壓發(fā)動機過渡時的推力不足，使本發(fā)明具有組合發(fā)動機轉(zhuǎn)級平穩(wěn)過渡的優(yōu)勢；此外，本發(fā)明將預(yù)冷器與亞燃沖壓燃燒室一體化設(shè)計，能夠充分利用亞燃沖壓發(fā)動機的優(yōu)勢，解決了原有亞燃沖壓在高馬赫數(shù)下推力下降的難題。
【附圖說明】
[0009]圖1為預(yù)冷吸氣式變循環(huán)組合發(fā)動機示意圖。
[0010]圖2預(yù)冷換熱器的軸向示意圖。
[0011]圖3預(yù)冷器中冷卻劑與空氣流動示意圖。
[0012]圖中:1-飛行器前體；2_渦輪發(fā)動機進氣道；3_飛行器機身；4_渦輪發(fā)動機進氣錐；5_進口選擇閥門；6_內(nèi)涵通道；7_預(yù)冷器；8_壓氣機；9_外涵通道；10-燃燒室；11_出口選擇閥門；12_超級燃燒室；13_飛行器后體；14_渦輪發(fā)動機出口可調(diào)擋板；15_渦輪發(fā)動機尾噴管；16_沖壓發(fā)動機可調(diào)后緣；17_沖壓發(fā)動機尾噴管；18_渦輪；19_渦輪亞燃沖壓發(fā)動機；20_超燃沖壓發(fā)動機；21_沖壓發(fā)動機燃燒室；22_沖壓發(fā)動機隔離段；23_沖壓發(fā)動機進氣道；24_沖壓發(fā)動機可調(diào)前緣；25_渦輪發(fā)動機進口可調(diào)擋板；26_細管；27_冷卻劑出口聯(lián)管；28-冷卻劑進口聯(lián)管
【具體實施方式】
[0013]下面結(jié)合附圖，對本發(fā)明的結(jié)構(gòu)、原理和工作過程做進一步詳細地描述。
[0014]如圖1所示，本發(fā)明的預(yù)冷式吸氣式變循環(huán)發(fā)動機基于發(fā)動機與飛行器一體化的基礎(chǔ)上，將預(yù)冷器7與渦輪亞燃沖壓發(fā)動機19集成，采用預(yù)冷器7冷卻來流空氣以解決渦輪亞燃沖壓發(fā)動機模式向超燃沖壓發(fā)動機模式轉(zhuǎn)換時所面臨的推力不足的問題。該變循環(huán)發(fā)動機主要由預(yù)冷器7、渦輪亞燃沖壓發(fā)動機19、超級燃燒室12、超燃沖壓發(fā)動機20組成；渦輪亞燃沖壓發(fā)動機19安裝在飛行器機身3的下部，由渦輪發(fā)動機進氣道2、內(nèi)涵通道6、外涵通道9和渦輪發(fā)動機尾噴管15構(gòu)成，壓氣機8、燃燒室10和渦輪18安裝在內(nèi)涵通道6中；預(yù)冷器7位于超級燃燒室12的前方，預(yù)冷器7和超級燃燒室12安裝在外涵通道9中，預(yù)冷器7將高速來流空氣降溫，將氣流引入超級燃燒室12。超燃沖壓發(fā)動機20以并聯(lián)方式安裝在渦輪亞燃沖壓發(fā)動機19下方，由沖壓發(fā)動機進氣道23、沖壓發(fā)動機隔離段22、沖壓發(fā)動機燃燒室21和沖壓發(fā)動機尾噴管17構(gòu)成。飛行器機體前體I下表面、渦輪發(fā)動機進氣道2、沖壓發(fā)動機進氣道23、渦輪發(fā)動機進口可調(diào)擋板25和沖壓發(fā)動機可調(diào)前緣24構(gòu)成組合發(fā)動機的進氣道；飛行器后體13下表面、渦輪發(fā)動機尾噴管15、沖壓發(fā)動機尾噴管17、渦輪發(fā)動機出口可調(diào)擋板14、沖壓發(fā)動機可調(diào)后緣16構(gòu)成組合發(fā)動機的尾噴管。通過調(diào)節(jié)進口選擇閥門5和出口選擇閥門11的位置可以調(diào)節(jié)內(nèi)涵通道6和外涵通道9的工作狀態(tài)，通過調(diào)節(jié)渦輪發(fā)動機進口可調(diào)擋板25和渦輪發(fā)動機出口可調(diào)擋板14可以調(diào)節(jié)渦輪亞燃沖壓發(fā)動機和超燃沖壓發(fā)動機的工作模態(tài)。
[0015]如圖2和圖3所示，預(yù)冷器7整體采用環(huán)形設(shè)計，尺寸與渦輪發(fā)動機外涵道9相匹配。預(yù)冷器7主要結(jié)構(gòu)由冷卻劑出口聯(lián)管27和冷卻劑進口聯(lián)管28及多個光滑的細管26構(gòu)成，呈輻射型排列，其中細管直徑約為I?2_。預(yù)冷器7中每個細管26均為由多個平行布置的直管段和彎曲段組成，呈蛇形彎曲狀，直管段與空氣流向呈30-60度夾角。冷卻劑由進口聯(lián)管28均勻的流向各細管26，最終在各出細管26出口匯集到冷卻劑出口聯(lián)管27。冷卻劑進口聯(lián)管28位于冷卻劑出口聯(lián)管27的下游，冷卻劑整體上與空氣流動方向相反，形成逆流換熱。預(yù)冷器7采用的冷卻劑為液態(tài)碳氫燃料、液氫或液氦。
[0016]本發(fā)明的預(yù)冷吸氣式變循環(huán)發(fā)動機的工作過程為:當(dāng)飛行器從地面起飛時，渦輪發(fā)動機進口可調(diào)擋板25處于平直位置，沖壓發(fā)動機可調(diào)前緣24和沖壓發(fā)動機可調(diào)后緣16向上傾斜，分別與渦輪發(fā)動機進口可調(diào)擋板25和渦輪發(fā)動機出口可調(diào)擋板14搭接，渦輪發(fā)動機進口選擇閥門5和出口選擇閥門11打開，將外涵通道9堵住，氣流從渦輪發(fā)動機進氣道2進入內(nèi)涵通道6減速增壓，渦輪亞燃沖壓發(fā)動機19的內(nèi)涵渦輪啟動工作，空氣經(jīng)壓氣機8增壓后，與燃料在燃燒室10摻混燃燒，燃氣經(jīng)渦輪18膨脹后經(jīng)渦輪發(fā)動機尾噴管15噴出產(chǎn)生推力，當(dāng)發(fā)動機工作到馬赫數(shù)2后，渦輪發(fā)動機進口選擇閥門5和出口選擇閥門11逐漸關(guān)閉，將內(nèi)涵通道6逐漸堵住，從渦輪發(fā)動機進氣道2進入外涵通道9的氣流逐漸增大，經(jīng)預(yù)冷器7降溫后進入超級燃燒室12。當(dāng)馬赫數(shù)達到3時，內(nèi)涵通道6關(guān)閉，外涵通道9完全打開工作，發(fā)動機處于亞燃沖壓工作模式。當(dāng)馬赫數(shù)達到5后，通過調(diào)節(jié)渦輪發(fā)動機進口可調(diào)擋板25，逐漸關(guān)閉渦輪發(fā)動機進氣道2，沖壓發(fā)動機進氣道23完全打開，燃料從壁面橫向噴入，超燃沖壓發(fā)動機20啟動，發(fā)動機進入超燃沖壓工作模態(tài)。
【主權(quán)項】
1.一種預(yù)冷吸氣式變循環(huán)發(fā)動機，該變循環(huán)發(fā)動機包括渦輪亞燃沖壓發(fā)動機(19)和超燃沖壓發(fā)動機(20);渦輪亞燃沖壓發(fā)動機(19)含有渦輪發(fā)動機進氣道(2)、壓氣機(8)、燃燒室(10)、渦輪(18)、超級燃燒室(12)和渦輪發(fā)動機尾噴管(15);超燃沖壓發(fā)動機(20)含有沖壓發(fā)動機進氣道(23)、沖壓發(fā)動機隔離段(22)、沖壓發(fā)動機燃燒室(21)和沖壓發(fā)動機尾噴管(17);所述超燃沖壓發(fā)動機(20)以并聯(lián)方式安裝在渦輪亞燃沖壓發(fā)動機(19)的下方；其特征在于:所述的預(yù)冷吸氣式變循環(huán)發(fā)動機還含有預(yù)冷器(7)和切換調(diào)節(jié)裝置；所述預(yù)冷器(7)位于超級燃燒室(12)前方的外涵通道(9)中，該預(yù)冷器包括冷卻劑進口聯(lián)管(28)、冷卻劑出口聯(lián)管(27)及多個細管(26)，多個細管以渦輪亞燃沖壓發(fā)動機(7)軸線為中心呈輻射型布置，預(yù)冷器(7)整體上呈環(huán)形結(jié)構(gòu)；所述切換調(diào)節(jié)裝置包括渦輪發(fā)動機進口可調(diào)擋板(25)、渦輪發(fā)動機出口可調(diào)擋板(14)、沖壓發(fā)動機可調(diào)前緣(24)、沖壓發(fā)動機可調(diào)后緣(16)以及進口選擇閥門(5)和出口選擇閥門(11)。2.按照權(quán)利要求1所述的一種預(yù)冷吸氣式變循環(huán)發(fā)動機，其特征在于:每個細管(26)均為由多根平行布置的直管段和彎曲段組成，呈蛇形彎曲狀，其直徑為1_2_，直管段與空氣流向呈30-60度夾角。3.按照權(quán)利要求1或2所述的一種預(yù)冷吸氣式變循環(huán)發(fā)動機，其特征在于:所述的預(yù)冷器(7)采用的冷卻劑為液態(tài)碳氫燃料、液氫或液氦。4.按照權(quán)利要求3所述的一種預(yù)冷吸氣式變循環(huán)發(fā)動機，其特征在于:在沿空氣流動方向上，冷卻劑進口聯(lián)管(28)位于冷卻劑出口聯(lián)管(27)的下游，預(yù)冷器(7)內(nèi)冷卻劑的整體流動方向與空氣流動方向相反，形成逆流換熱。
【專利摘要】一種預(yù)冷吸氣式變循環(huán)發(fā)動機，涉及一種應(yīng)用于航空航天飛行器的可重復(fù)使用的預(yù)冷吸氣式變循環(huán)發(fā)動機。該發(fā)動機主要由預(yù)冷器、渦輪發(fā)動機、超級燃燒室和超燃沖壓發(fā)動機構(gòu)成。預(yù)冷器與超級燃燒室構(gòu)成亞燃沖壓發(fā)動機，渦輪亞燃沖壓發(fā)動機與超燃沖壓發(fā)動機并聯(lián)，通過調(diào)節(jié)切換調(diào)節(jié)裝置來選擇內(nèi)渦輪亞燃沖壓發(fā)動機和超燃沖壓發(fā)動機的工作狀態(tài)，從而控制整個發(fā)動機的工作模態(tài)。預(yù)冷器能夠降低超級燃燒室進口氣流溫度，增大超級燃燒室的效率，擴大亞燃沖壓模態(tài)的工作范圍，彌補渦輪亞燃向超燃沖壓發(fā)動機過渡時的推力不足，使本發(fā)明具有組合發(fā)動機轉(zhuǎn)級平穩(wěn)過渡的優(yōu)勢。
【IPC分類】F02K7/16, F02K7/14, F02C7/057, F02C7/14
【公開號】CN105156227
【申請?zhí)枴緾N201510634719
【發(fā)明人】梁新剛, 侯凌云, 張揚軍, 周兵, 徐向華
【申請人】清華大學(xué)
【公開日】2015年12月16日
【申請日】2015年9月29日