一种液体喷射辅助式涡轮冲压组合循环发动机的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种新型组合发动机，特别涉及一种应用于高超声速飞行器的可重复使用的液体喷射辅助式祸轮冲压组合循环(Mass Inject1n-Assistant Turbine-BasedCombined Cycle,简称 M1-TBCC)发动机。
【背景技术】
[0002]高超声速飞行器是未来航空航天领域的重要研究发展方向，其关键在于动力系统的发展。目前基本的动力系统主要有火箭发动机和吸气式发动机两大类。飞行器在大气层内飞行时，吸气式发动机可以利用空气中的氧气作为氧化剂以获得较高的比冲，因此相对于火箭发动机具有较大的优势。然而，高超声速飞行器具有非常宽广的飞行包线(高度从地面到临近空间，速度从静止到高超声速)，目前任何一种吸气式发动机均无法满足飞行器在整个飞行包线内的动力需求。
[0003]组合发动机是一种理想的高超声速飞行器动力系统方案。目前研究较多的组合发动机主要有涡轮基组合循环发动机和火箭基组合循环发动机，前者一般由涡轮发动机和冲压发动机组合而成，后者由引射火箭和冲压发动机组合而成。在低马赫数飞行阶段，涡轮发动机的比冲远高于引射火箭，因此涡轮基组合循环发动机具有较大的比冲优势。然而受目前技术水平的限制，现有的涡轮发动机最大可靠工作马赫数仅在2.5左右，而双模态超燃冲压发动机一般在马赫数3以上才能够启动并提供有效的推力。因此，对于涡轮基组合循环发动机而言，模态过渡阶段时推力不足仍然是限制其发展的重要问题。
【发明内容】
[0004]本发明的目的是针对涡轮基组合循环发动机模态时推力不足的问题，提出一种液体喷射辅助式涡轮冲压组合循环发动机，即通过液体喷射以扩大涡轮发动机的工作范围，辅助涡轮发动机向冲压发动机模态的顺利转换，同时尽可能的发挥涡轮发动机和冲压发动机各自的优势。
[0005]为了达到上述目的，本发明的技术方案如下:
[0006]—种液体喷射辅助式涡轮冲压组合循环发动机，该组合循环发动机包括涡轮发动机和冲压发动机；涡轮发动机含有涡轮发动机进气道、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室和涡轮发动机尾喷管；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，所述冲压发动机以并联方式安装在涡轮发动机的下方；其特征在于:所述的组合循环发动机还含有液体喷射装置和切换调节装置；液体喷射装置包含多组以涡轮发动机轴线为中心呈环形结构排列的液体喷嘴，液体喷射装置位于涡轮发动机的压气机之前，并与涡轮发动机构成一体化结构；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和冲压发动机可调后缘。
[0007]上述技术方案中，所述的冲压发动机采用超燃冲压发动机或双模态超燃冲压发动机；所述涡轮发动机采用涡轮喷气发动机或涡轮风扇发动机；所述的液体喷嘴采用压力式喷嘴或离心式喷嘴；所述的液体喷射装置喷射的液体为水、液氧或液氮。
[0008]本发明与现有技术相比，具有以下优点和突出性效果:①本发明通过向涡轮发动机的喷射液体弥补了涡轮发动机向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。②本发明中若冲压发动机为超燃冲压发动机，则可以避免双模态超燃冲压发动机设计上必须同时兼顾亚燃和超燃模态的问题，有利于提高超燃冲压模态的工作性能；若冲压发动机为双模态超燃冲压发动机，则组合发动机对涡轮发动机工作范围要求相对较低，液体喷射量较少，有利于提高发动机的整体比冲。③本发明充分发挥涡轮发动机和冲压发动机各自的优势，在解决模态过渡时推力不足问题的前提下，整体比冲高于火箭基组合循环发动机。④本发明通过将现有涡轮发动机进行较小的改动，可以实现液体喷射装置与涡轮发动机进行一体化设计，在现有技术条件下具有较好的可实现性。
【附图说明】
[0009]图1为液体喷射辅助式涡轮冲压组合循环(M1-TBCC)发动机结构原理示意图。
[0010]图2为液体喷射装置结构示意图。
[0011]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_液体喷射装置；6_压气机；7_涡轮发动机；8_燃烧室；9_涡轮；10_加力燃烧室；11-涡轮发动机尾喷管；12_飞行器后体；13_涡轮发动机出口可调挡板；14_冲压发动机尾喷管；15_冲压发动机可调后缘；16_冲压发动机；17_冲压发动机燃烧室；18_冲压发动机隔离段；19_冲压发动机进气道；20_冲压发动机可调前缘；21_涡轮发动机进口可调挡板；22-涡轮发动机外机匣；23_涡轮发动机进气锥外表面；24_液体喷射装置支架；25_液体喷嘴。
【具体实施方式】
[0012]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。
[0013]如图1所示，本发明提出的一种液体喷射辅助式涡轮冲压组合循环发动机(M1-TBCC发动机)基于发动机与飞行器一体化的基础上，将液体喷射装置5与涡轮发动机7集成，通过液体蒸发冷却的方式降低涡轮发动机5的入口气流温度，扩大涡轮发动机5的工作范围，解决涡轮发动机模式向冲压发动机模式转换时所面临的推力不足的问题。该组合循环发动机主要由涡轮发动机(涡轮喷气发动机或涡轮风扇发动机)7、冲压发动机(超燃冲压发动机或双模态超燃冲压发动机)16、液体喷射装置5组成；涡轮发动机7由涡轮发动机进气道2、压气机6、燃烧室8、涡轮9、加力燃烧室10和涡轮发动机尾喷管11构成，安装在飞行器机身3的下部；液体喷射装置5位于涡轮发动机的压气机6前，与涡轮发动机6进行一体化设计，液体可以从液体喷射装置5上的液体喷嘴25喷出，与来流空气混合并进行蒸发冷却；冲压发动机16以并联方式安装在涡轮发动机7的下方，由冲压发动机进气道19、冲压发动机隔离段18、冲压发动机燃烧室17和冲压发动机尾喷