一种带旁路引气的混合扩压器的制作方法

本发明涉及航空航天动力技术领域，涉及一种带旁路引气的混合扩压器，适用于可以自行起飞并能以高马赫数飞行的飞行器。

背景技术：

目前航空飞行器动力主要有涡轮发动机和冲压发动机。涡轮发动机燃油经济性高，推重比低，一般工作高度低于20km，工作速度一般不超过2ma。冲压发动机结构简单，重量轻，推重比大，成本低，适用于高空高速飞行。在ma＞3的条件下使用，有较高的经济性。缺点是不能零速自行启动，须用其他动力形式作为助推器。单一使用两种动力中的其中一种均难以使飞行器同时具备起飞、加速与高空高速经济巡航的能力。

随着超声速民用飞行器需求的提出，通过组合的方式将两种动力循环集成在一起，使动力系统以变循环的方式工作是拓展超声速民用航空飞行器工作范围的一种手段。这种动力形式在低速段以涡轮发动机模式工作，在高速段以冲压发动机模式工作，工作范围宽，燃油经济性好，但需要发展简单可靠的模式转换结构以及复杂的控制系统。

同时对于高推重比的变循环发动机，加力燃烧室进口处的温度可达到1350k。考虑到加力燃烧室进口温度场的不均匀性，加力燃烧室进口气流局部热点温度可达1500k以上。在如此高的温度下，很容易引起火焰稳定器、喷油杆和内锥体等结构的变形和疲劳破坏。

现有涡喷或涡扇发动机中用的扩压器或混合扩压器不能满足涡喷/冲压变循环发动机的工作特性和结构，阻碍了高效变循环发动机的发展。

技术实现要素：

鉴于背景技术中存在的问题，本发明的目的在于提供一种带旁路引气的混合扩压器，该装置能在涡喷模式与冲压模式两种工作模式下工作，并支持模式的切换，使飞行器更稳定、高效地到达高马赫数飞行状态。通过从发动机压气机引气为隔热屏和加力燃烧室入口提供一个均匀、适度的速度场和温度场以及充足的燃烧耗氧，以满足发动机在不同的工作模式下都获得最大推进效率，使飞行器同时具备起飞、加速与高空高速经济巡航的能力，扩大飞行包线。

为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种带旁路引气的混合扩压器，包括环形且起到扩压作用的挡板，挡板沿进气方向截面积渐扩。所述挡板的一端连接涡轮后机匣，另一端延伸至隔热屏进口处的外侧；挡板与涡轮后锥体共同构成了一个渐扩型通道，从涡轮最后一级导向叶片流出的高速燃气流经此通道扩压、减速；所述挡板与涡轮后机匣、集气腔筒体构成环形、且流动通面积逐渐减小的的引气集气腔；所述引气集气腔通过压气机引气管连通压气机，从压气机中引入的气体一部分进入隔热屏，另一部分流经挡板上的引气狭缝，进入加力燃烧室。

进一步的，所述涡轮后锥体为截锥，涡轮后锥体轴向长度小于涡轮出口截面锥体半径。

进一步的，所述压气机引气管为等径圆管，数量为6～8个，周向均布在引气集气腔外。

进一步的，所述压气机引气管以进气角60～90度引气进入引气集气腔。

进一步的，所述引气集气腔出口面积等于或略大于所有压气机引气管流通面积的总和。

进一步的，所述挡板在周向上等距分布数个结构稳定缝，结构稳定缝周向上位于两压气机引气管中间位置。

进一步的，所述挡板末端周向均布引气狭缝。引气狭缝可为矩形，长宽比约为7:1，周向等距分布，数量在60～80个。从压气机中引入的气体一部分自引气狭缝进入加力燃烧室。

进一步的，所述隔热屏进口相对于发动机轴线有一个4～6度的外扩角，隔热屏进口流通面积大于内部流通面积。

有益效果：

1.涡轮后锥体为截锥，并与挡板共同构成了一个渐扩型通道，从涡轮最后一级导向叶片流出的高速燃气流经此通道扩压、减速，该特征增大了扩压面积，提高了混合扩压器的扩压能力；

2.压气机引气管通过外置通道从发动机压气机引气，以进气角60～90度引气进入引气集气腔，保证了各股引气的周向均匀混合；

3.引气集气腔是一个轴向环形、且流通面积逐渐减小的腔体，该特征使几股引气在集气腔内周向均匀分布后再进入加力燃烧室与隔热屏；集气腔筒体的设计保证了发动机机匣整体设计的结构简单性；引气狭缝的设计提高了加力燃烧室中燃气的氧含量，有助加力燃烧；挡板上的结构稳定缝允许挡板在高温下出现热胀冷缩，保持了引气集气腔的结构特性；隔热屏进口段相对于燃气流动方向有一个几度的外扩角，增加了涡喷模式下隔热屏的进气量，提高了隔热屏的冷却效率；

4.压气机引气管上设置阀门，涡喷模式下阀门关闭，冲压模式下阀门开启，使本发明能在涡喷模式与冲压模式两种工作模式下工作，并支持模式的切换，使飞行器更稳定、高效地到达高马赫数飞行状态。

附图说明

图1：一种带旁路引气的混合扩压器对称截面示意图

图2：一种带旁路引气的混合扩压器立体示意图

图3：一种带旁路引气的混合扩压器前视示意图

图4：一种带旁路引气的混合扩压器挡板部件侧视图

图5：一种带旁路引气的混合扩压器挡板部件立体示意图

其中，附图标记说明如下：

1-涡轮后锥体；2-压气机引气管；3-引气集气腔；31-涡轮后机匣；32-集气腔筒体；33-挡板；34-结构稳定缝；35-引气狭缝；4-隔热屏。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明做更进一步的解释。

如图1～5所示，涡轮后锥体1为截锥，后椎体轴向长度小于后椎体半径。涡轮后锥体1与挡板33共同构成了一个渐扩型通道，从涡轮最后一级导向叶片流出的高速燃气流经此通道扩压、减速。压气机引气管2与发动机压气机机匣连接，可以从压气机中引一定流量的气体。压气机引气管2为等径圆管，数量为6～8个，周向均布在引气集气腔3外。压气机引气管2以进气角60～90度引气进入引气集气腔3。引气集气腔3总体上是一个环形、且流动通面积逐渐减小的腔体，引气经引气集气腔3后部分进入隔热屏4，部分进入加力燃烧室，引气集气腔3出口面积等于或略大于所有压气机引气管2流通面积的总和。

引气集气腔3由涡轮后机匣31，集气腔筒体32和挡板33构成。涡轮后机匣31的前端与涡喷发动机涡轮机匣相接，后端与集气腔筒体32相连；压气机引气管2周向分布于引气集气腔3上；挡板33的外侧为引气集气腔3的壁面，内侧是燃气扩压通道的组成部分，挡板33延伸至隔热屏进口处，与涡轮后锥体1共同组成扩压通道。

挡板33在周向上等距分布数个结构稳定缝34，结构稳定缝34周向上位于两压气机引气管2中间位置，缝宽的宽度由挡板受热变形量决定。挡板33末端周向均布了形状为矩形的引气狭缝35，长宽比约为7:1左右，周向等距分布，数量在60～80个。

隔热屏4进口相对于发动机轴线有一个4～6度的外扩角，隔热屏4进口流通面积大于内部流通面积。

本发明的工作原理为：

发动机处于涡喷模式下，压气机引气管2被封闭，从涡轮最后一级导向叶片流出的高速燃气流经挡板33与涡轮后锥体1构成的扩压通道扩压、减速后进入到加力燃烧室，同时部分燃气从隔热屏4进口下部进入隔热屏中参与隔热屏冷却过程；

当ma＞2时，发动机切换至冲压模式，从涡轮最后一级导向叶片流出的高速燃气流经挡板33与涡轮后锥体1构成的扩压通道扩压、减速后进入到加力燃烧室。同时，压气机引气管2阀门被开启，引气从发动机压气机进入到引气集气腔3，几股引气周向均匀混合后从引气集气腔3出口中流出，进入隔热屏参与隔热屏冷却过程；部分引气从结构稳定缝34与引气狭缝35中流出，进入到加力燃烧室中参与燃烧，燃气含氧量的提高有助加力燃烧。

压气机引气管2中在接近压气机的位置设有一蝶阀，蝶阀由外部液压装置控制开闭。在涡喷模式下，蝶阀处于闭合状态；当发动机开始切换为冲压模式时，蝶阀在液压动力驱动下于0.1秒左右切换到全开状态。此蝶阀还可根据发动机不同的运转状态控制开度，以控制不同工作环境中需要的引气量。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。