一种预冷吸气式变循环发动机的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明专利涉及一种新型组合发动机，特别涉及一种应用于大气层内飞行器的可重复使用的预冷吸气式变循环发动机。
【背景技术】
[0002]现有在大气层内飞行的吸气式动力系统主要包括涡轮发动机和冲压发动机，航空发动机的特点是比冲高，但很难用于高度20km或速度3.0马赫以上飞行器的动力系统，是各国组合动力研发的瓶颈；冲压发动机适用于更高的飞行马赫数且具有较高的比冲，但飞行机动性较差，且需借助助推器解决初始速度问题。因此目前采用涡轮冲压组合方案可以弥补各自不足，涡轮组合发动机适用于马赫数5-8的高超声速飞行器，是未来很有前途的高超声速动力概念之一。但在研究涡轮冲压组合动力的过程中却遇到了跨音速段推力不足、低马赫数下进气道不能有效启动、转级动力不足以及巡航段热平衡的问题。
[0003]以上问题的根本就是目前世界上没有可以一直工作到马赫数为4的涡轮发动机，国内以及国外现有的航空涡轮发动机仅可在马赫数为2-3内稳定工作，而亚燃冲压如果从马赫数为2开始工作的话无法发挥它的优势，这其中就存在一段不平稳过渡区从而造成组合发动机工作困难。
【发明内容】
[0004]本发明的目的是针对目前涡轮冲压组合中过渡态效率较低的瓶颈问题，提供一种预冷吸气式变循环发动机，即利用预冷器对来流空气进行降温，可以增大超级燃烧室的效率，扩大亚燃冲压模态的工作范围，弥补涡轮亚燃向超燃冲压模态过渡时的推力不足，从而实现涡轮发动机向冲压发动机的平稳过渡。
[0005]为达到上述目的，本发明的技术方案如下:
[0006]—种预冷吸气式变循环发动机，该变循环发动机包括涡轮亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机，涡轮亚燃冲压发动机含有涡轮发动机进气道、压气机、燃烧室、涡轮、超级燃烧室和涡轮发动机尾喷管；超燃冲压发动机含有冲压发动机进气道、冲压发动机隔离段、冲压发动机燃烧室和冲压发动机尾喷管；所述超燃冲压发动机以并联方式安装在涡轮亚燃冲压发动机的下方；其特征在于:所述的预冷吸气式变循环发动机还含有预冷器和切换调节装置；预冷器位于超级燃烧室前方的外涵通道中，该预冷器包括冷却剂进口联管、冷却剂出口联管及多个细管，多个细管以涡轮亚燃冲压发动机轴线为中心呈辐射型布置，预冷器整体呈环形结构；所述切换调节装置包括涡轮发动机进口可调挡板、涡轮发动机出口可调挡板、冲压发动机可调前缘、冲压发动机可调后缘以及进口选择阀门和出口选择阀门。
[0007]上述技术方案中，所述的预冷器中每个细管均为由多根平行布置的直管段和弯曲段组成，呈蛇形弯曲状，其直径为l_2mm，直管段与空气流向呈30-60度夹角；所述的预冷器采用的冷却剂为液态碳氢燃料、液氢或液氦；在沿空气流动方向上，冷却剂进口联管位于冷却剂出口联管的下游，预冷器内冷却剂的整体流动方向与空气流动方向相反，形成逆流换热。
[0008]本发明与现有技术相比，具有以下优点和突出性效果:预冷器能够将进口气流温度降低，增大超级燃烧室的效率，弥补涡轮亚燃向超燃冲压发动机过渡时的推力不足，使本发明具有组合发动机转级平稳过渡的优势；此外，本发明将预冷器与亚燃冲压燃烧室一体化设计，能够充分利用亚燃冲压发动机的优势，解决了原有亚燃冲压在高马赫数下推力下降的难题。
【附图说明】
[0009]图1为预冷吸气式变循环组合发动机示意图。
[0010]图2预冷换热器的轴向示意图。
[0011]图3预冷器中冷却剂与空气流动示意图。
[0012]图中:1-飞行器前体；2_涡轮发动机进气道；3_飞行器机身；4_涡轮发动机进气锥；5_进口选择阀门；6_内涵通道；7_预冷器；8_压气机；9_外涵通道；10-燃烧室；11_出口选择阀门；12_超级燃烧室；13_飞行器后体；14_涡轮发动机出口可调挡板；15_涡轮发动机尾喷管；16_冲压发动机可调后缘；17_冲压发动机尾喷管；18_涡轮；19_涡轮亚燃冲压发动机；20_超燃冲压发动机；21_冲压发动机燃烧室；22_冲压发动机隔离段；23_冲压发动机进气道；24_冲压发动机可调前缘；25_涡轮发动机进口可调挡板；26_细管；27_冷却剂出口联管；28-冷却剂进口联管
【具体实施方式】
[0013]下面结合附图，对本发明的结构、原理和工作过程做进一步详细地描述。
[0014]如图1所示，本发明的预冷式吸气式变循环发动机基于发动机与飞行器一体化的基础上，将预冷器7与涡轮亚燃冲压发动机19集成，采用预冷器7冷却来流空气以解决涡轮亚燃冲压发动机模式向超燃冲压发动机模式转换时所面临的推力不足的问题。该变循环发动机主要由预冷器7、涡轮亚燃冲压发动机19、超级燃烧室12、超燃冲压发动机20组成；涡轮亚燃冲压发动机19安装在飞行器机身3的下部，由涡轮发动机进气道2、内涵通道6、外涵通道9和涡轮发动机尾喷管15构成，压气机8、燃烧室10和涡轮18安装在内涵通道6中；预冷器7位于超级燃烧室12的前方，预冷器7和超级燃烧室12安装在外涵通道9中，预冷器7将高速来流空气降温，将气流引入超级燃烧室12。超燃冲压发动机20以并联方式安装在涡轮亚燃冲压发动机19下方，由冲压发动机进气道23、冲压发动机隔离段22、冲压发动机燃烧室21和冲压发动机尾喷管17构成。飞行器机体前体I下表面、涡轮发动机进气道2、冲压发动机进气道23、涡轮发动机进口可调挡板25和冲压发动机可调前缘24构成组合发动机的进气道；飞行器后体13下表面、涡轮发动机尾喷管15、冲压发动机尾喷管17、涡轮发动机出口可调挡板14、冲压发动机可调后缘16构成组合发动机的尾喷管。通过调节进口选择阀门5和出口选择阀门11的位置可以调节内涵通道6和外涵通道9的工作状态，通过调节涡轮发动机进口可调挡板25和涡轮发动机出口可调挡板14可以调节涡轮亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机的工作模态。
[0015]如图2和图3所示，预冷器7整体采用环形设计，尺寸与涡轮发动机外涵道9相匹配。预冷器7主要结构由冷却剂出口联管27和冷却剂进口联管28及多个光滑的细管26构成，呈辐射型排列，其中细管直径约为I?2_。预冷器7中每个细管26均为由多个平行布置的直管段和弯曲段组成，呈蛇形弯曲状，直管段与空气流向呈30-60度夹角。冷却剂由进口联管28均匀的流向各细管26，最终在各出细管26出口汇集到冷却剂出口联管27。冷却剂进口联管28位于冷却剂出口联管27的下游，冷却剂整体上与空气流动方向相反，形成逆流换热。预冷器7采用的冷却剂为液态碳氢燃料、液氢或液氦。
[0016]本发明的预冷吸气式变循环发动机的工作过程为:当飞行器从地面起飞时，涡轮发动机进口可调挡板25处于平直位置，冲压发动机可调前缘24和冲压发动机可调后缘16向上倾斜，分别与涡轮发动机进口可调挡板25和涡轮发动机出口可调挡板14搭接，涡轮发动机进口选择阀门5和出口选择阀门11打开，将外涵通道9堵住，气流从涡轮发动机进气道2进入内涵通道6减速增压，涡轮亚燃冲压发动机19的内涵涡轮启动工作，空气经压气机8增压后，与燃料在燃烧室10掺混燃烧，燃气经涡轮18膨胀后经涡轮发动机尾喷管15喷出产生推力，当发动机工作到马赫数2后，涡轮发动机进口选择阀门5和出口选择阀门11逐渐关闭，将内涵通道6逐渐堵住，从涡轮发动机进气道2进入外涵通道9的气流逐渐增大，经预冷器7降温后进入超级燃烧室12。当马赫数达到3时，内涵通道6关闭，外涵通道9完全打开工作，发动机处于亚燃冲压工作模式。当马赫数达到5后，通过调节涡轮发动机进口可调挡板25，逐渐关闭涡轮发动机进气道2，冲压发动机进气道23完全打开，燃料从壁面横向喷入，超燃冲压发动机20启动，发动机进入超燃冲压工作模态。
【主权项】
1.一种预冷吸气式变循环发动机，该变循环发动机包括涡轮亚燃冲压发动机(19)和超燃冲压发动机(20);涡轮亚燃冲压发动机(19)含有涡轮发动机进气道(2)、压气机(8)、燃烧室(10)、涡轮(18)、超级燃烧室(12)和涡轮发动机尾喷管(15);超燃冲压发动机(20)含有冲压发动机进气道(23)、冲压发动机隔离段(22)、冲压发动机燃烧室(21)和冲压发动机尾喷管(17);所述超燃冲压发动机(20)以并联方式安装在涡轮亚燃冲压发动机(19)的下方；其特征在于:所述的预冷吸气式变循环发动机还含有预冷器(7)和切换调节装置；所述预冷器(7)位于超级燃烧室(12)前方的外涵通道(9)中，该预冷器包括冷却剂进口联管(28)、冷却剂出口联管(27)及多个细管(26)，多个细管以涡轮亚燃冲压发动机(7)轴线为中心呈辐射型布置，预冷器(7)整体上呈环形结构；所述切换调节装置包括涡轮发动机进口可调挡板(25)、涡轮发动机出口可调挡板(14)、冲压发动机可调前缘(24)、冲压发动机可调后缘(16)以及进口选择阀门(5)和出口选择阀门(11)。2.按照权利要求1所述的一种预冷吸气式变循环发动机，其特征在于:每个细管(26)均为由多根平行布置的直管段和弯曲段组成，呈蛇形弯曲状，其直径为1_2_，直管段与空气流向呈30-60度夹角。3.按照权利要求1或2所述的一种预冷吸气式变循环发动机，其特征在于:所述的预冷器(7)采用的冷却剂为液态碳氢燃料、液氢或液氦。4.按照权利要求3所述的一种预冷吸气式变循环发动机，其特征在于:在沿空气流动方向上，冷却剂进口联管(28)位于冷却剂出口联管(27)的下游，预冷器(7)内冷却剂的整体流动方向与空气流动方向相反，形成逆流换热。
【专利摘要】一种预冷吸气式变循环发动机，涉及一种应用于航空航天飞行器的可重复使用的预冷吸气式变循环发动机。该发动机主要由预冷器、涡轮发动机、超级燃烧室和超燃冲压发动机构成。预冷器与超级燃烧室构成亚燃冲压发动机，涡轮亚燃冲压发动机与超燃冲压发动机并联，通过调节切换调节装置来选择内涡轮亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机的工作状态，从而控制整个发动机的工作模态。预冷器能够降低超级燃烧室进口气流温度，增大超级燃烧室的效率，扩大亚燃冲压模态的工作范围，弥补涡轮亚燃向超燃冲压发动机过渡时的推力不足，使本发明具有组合发动机转级平稳过渡的优势。
【IPC分类】F02K7/16, F02K7/14, F02C7/057, F02C7/14
【公开号】CN105156227
【申请号】CN201510634719
【发明人】梁新刚, 侯凌云, 张扬军, 周兵, 徐向华
【申请人】清华大学
【公开日】2015年12月16日
【申请日】2015年9月29日