本发明涉及组合发动机，尤其是涉及涡轮冲压组合发动机预冷热电转换及增推方法。
背景技术
宽速域飞行器动力系统不仅要求自由进入临近空间的能力，而且要求高空高速巡航工作能力，同时临近空间飞行器动力系统应具备高性能、轻质量、高可靠、低成本、长航程、免助推、可重复使用、适应速度范围宽等其它特点。现有的航空发动机、火箭发动机以及冲压发动机由于自身技术原因，均难以满足上述要求。
通过组合现有成熟动力装置，实现飞行器宽速域自主飞行，是航空军事强国近年来研究的热点，也是我国空天研究领域重要的方向之一。涡轮基组合循环(turbinebasedcombinedcycle,tbcc)由于它能作为战术导弹、巡航导弹、靶机、低成本高速飞行试验平台、轨道飞行器的第一级推进系统的动力装置，因此被广泛关注。近年来，国内创新提出了涡轮辅助火箭增强冲压组合循环发动机(turbo-aidedrocket-augmentedramjetcombinedcycleengine)概念方案，通过集成涡轮、火箭和冲压发动机，有机结合三种热力循环过程，形成高度一体化的吸气式组合循环发动机，为我国空天动力发展提供了新思路(刘建,侯金丽,张波,等.高超声速组合循环发动机综合热管理技术需求分析[c]//中国航天空天动力联合会议.2017.第1页)。三通道涡轮-双模态冲压-引射火箭冲压组合发动机将涡轮发动机的高比冲、双模态冲压发动机高马赫数和火箭发动机高推重比的优点汇集于一身，具有高效、技术难度适中、可重复使用等优点，是未来可应用于高动态临近空间飞行器，远程空射武器以及天地往返运载器的新型吸气式组合动力，是我国成为空天军事强国重要的突破性技术之一，具有重要军事需求和价值。
涡轮基组合循环仍处于研究阶段，尚有一些亟待解决的问题。其中，在涡轮冲压组合发动机处于从涡轮发动机工作模态向冲压发动机工作模态转换的双模态过渡阶段中，涡轮发动机进气道内的气流温度可能会超出压气机可承受温度范围，导致压气机损坏，进而减少涡轮发动机的使用寿命。第二，由于在飞行过程中机载电力能源的供应是由涡轮发动机的部分涡轮功转化而来的，当飞行器处于冲压发动机工作模态时，涡轮发动机不工作，此时机载电力能源的供应即成为了一个需要解决的问题。第三，在满足涡轮发动机的冷却效果的同时尽量提高冲压发动机的工作性能则是一个很有前景的想法。
技术实现要素：
本发明的目的在于针对现有技术中存在的上述问题，提供可实现高马赫数飞行时涡轮发动机进气道气流的预冷，向气流流量调节系统和其他机载设备输出稳定的电能以及在涡轮发动机冷却效果满足要求的条件下尽量提高冲压发动机推力等功能的涡轮冲压组合发动机预冷热电转换及增推方法。
本发明包括以下步骤：
1)利用冲压涡轮装置从冲压发动机进气道引入的气流做功而降温，再将降温后的空气引入涡轮发动机中实现冷却，涡轮发动机中的温度传感器将压气机所处的环境温度反馈给气流流量调节系统的控制器；
在步骤1)中，所述气流流量调节系统可包括进气调节板、涡轮发动机进气道内的输气调节板、冲压发动机进气道内的输气调节板、涡轮发动机中的温度传感器、流量计、控制器等部件，涡轮发动机中的温度传感器可将涡轮发动机温度反馈给控制器，流量计可将冲压发动机进气道内排气口的气流量反馈给控制器，控制器可向进气调节板、涡轮发动机进气道内的输气调节板和冲压发动机进气道内的输气调节板发送指令分别调节引气口和两个输气口的面积，同时接收它们反馈的面积，控制器、进气调节板和两个输气调节板都由机载电源提供电能。控制器在保证涡轮发动机冷却气流量满足要求的条件下通过发送指令增加导入冲压发动机的气流量来提升冲压发动机的推力。
2)控制器分别发送指令给电机调节引气和输气调节板的面积调节总流量、冷却气流量和进入冲压发动机中的气流量，流量计将冲压发动机进气道内排气口的气流量反馈给控制器，控制器在保证涡轮发动机冷却气流量满足要求的条件下发送指令增加进入冲压发动机的气流量，提升冲压发动机的推力；
3)机载电源储存的电能来源于互补型发电系统，所述互补型发电系统由冲压涡轮装置带动的转子发动机和温差发电装置组成，利用在不同的气流流量时两者发电量的互补特性实现稳定的总发电量，产生的电能通过机载电源供给气流流量调节系统及其他机载设备，满足高超声速飞行器的用电需求。
在步骤3)中，所述互补型发电系统可包括冲压涡轮装置、转子发动机、温差发电装置和机载电源等部件，冲压涡轮被高温气流所推动，带动转子发动机进行发电，同时基于塞贝克效应的温差发电装置利用涡轮发动机与冲压发动机之间的温差进行发电，二者都将电能储存在机载电源中，与单独的冲压涡轮发电相比具有更高的发电量；此外，当涡轮发动机中所需的冷却气量较少时，冲压涡轮发电量较少，而同时说明涡轮发动机的温度较低，与冲压发动机之间的温差较大，温差发电装置发电量较多，反之亦然，则使得输送给机载电源的总发电量保持稳定。
本发明针对采用涡轮冲压组合发动机的高超声速飞行器在高马赫数飞行时涡轮发动机存在的热管理以及采用涡轮冲压组合发动机的高超声速飞行器在高马赫数飞行时机载电力较为缺乏等问题，采用涡轮冲压组合发动机的高超声速飞行器在高马赫数飞行时如何控制在涡轮发动机的冷却效果满足要求的条件下达到最大冲压发动机推力。
本发明提供了一套综合实现高马赫数飞行时涡轮发动机进气道气流的预冷效果、向本发明中的气流流量调节系统和其他机载设备输出稳定的电能，以及在涡轮发动机冷却效果满足要求的条件下尽量提高冲压发动机的推力等功能的方案。其中实现涡轮发动机进气道内气流预冷是通过本发明的冲压涡轮装置及部分气流流量调节系统实现的；向本发明中的气流流量调节系统和其他机载设备输出稳定的电能是通过本发明的互补型发电系统实现的；在涡轮发动机冷却效果满足要求的条件下尽量提高冲压发动机的推力是通过本发明的气流流量调节系统实现的。
附图说明
图1为本发明实施例系统的工作原理示意图。
图2为本发明所提出的系统在采用冲压涡轮组合发动机的高超声速飞行器上应用实施例的示意图。
图3为图2所示的应用实施例的细节放大图。
具体实施方式
以下实施例将结合附图对本发明作进一步的说明。
本发明所提出的系统针对上述问题提出了一套综合的解决方案，如图1所示，主要部分包括气流流路、反馈通道、调节通道、热电转换通道、供电通道等，其中气流流路中的部件包括进气调节板1、冲压涡轮装置2、涡轮发动机4和涡轮发动机进气道内的输气调节板3、冲压发动机进气道内的输气调节板10等；反馈通道中的部件包括涡轮发动机中的温度传感器5、流量计12、控制器13等；调节通道中的部件包括进气调节板1内的调节机构、涡轮发动机进气道内的输气调节板3内的调节机构、冲压发动机进气道内的输气调节板10内的调节机构等；热电转换通道中的部件包括转子发电机6、温差发电装置8、机载电源7等；供电通道中的部件包括进气调节板1的驱动电机、涡轮发动机进气道内的输气调节板3的驱动电机、冲压发动机进气道内的输气调节板10的驱动电机及其他机载设备9等。
当采用组合发动机的飞行器进行模态转换时，涡轮发动机4进气道内的高温泄流可能导致涡轮发动机4暴露在会导致其结构损坏的过高温度中，因此当涡轮发动机4中的温度传感器5所反馈的温度高于某一安全值时，控制器13将发送指令给进气调节板1及涡轮发动机进气道内的输气调节板3的调节机构，增大引气口与涡轮发动机4进气道内的输气口的面积，以增加气流流量；当高温气流通过冲压涡轮装置2时，其膨胀做功推动涡轮，然后温度降低，再从涡轮发动机4进气道内的输气口进入涡轮发动机4对其冷却；当气流流量增加时，冷却效果加强，涡轮发动机4温度便可降低。
高温气流的推动冲压涡轮做功，其内能即转变为冲压涡轮的机械能，而冲压涡轮即通过连接机构带动转子发电机6发电，电能储存在机载电源7中；此外，由于冲压发动机11工作为高温端，而涡轮发动机4不工作且受冷却相对为低温端，在两者间即可通过基于塞贝克效应制造的温差发电装置8进行热电转换，同样可将电能储存在机载电源7中。采用两种发电装置不仅提高了热电转换量，两者还可进行动态的互补。当涡轮发动机4中的温度较低时，所需的冷却气量较少，推动冲压涡轮做功较少，则通过转子发动机6所得的发电量较少；但同时冲压发动机11与涡轮发动机4的温差较大，在温差发电装置8中产生的电势差较大，则通过温差发电装置8所得的发电量较多；反之亦然。机载电源7内的电能可供给控制器13用于接受温度传感器5的信息和发出调节指令等工作以及驱动进气调节板1、涡轮发动机进气道内的输气调节板和冲压发动机进气道内的输气调节板内的调节机构用于作动调节引气口和两个输气口的大小，其余的可供给其他的机载设备9。
当冲压发动机11工作时，燃烧室内气流流量越大，所能产生的推力越大。控制器13可向冲压发动机进气道内的输气调节板10的调节机构或涡轮发动机进气道内的输气调节板3的调节机构发出指令，增大冲压发动机11进气道内的输气口面积或减小涡轮发动机4进气道内的输气口面积，若流量计反馈的气流流量增加，则控制器13可继续发出增大面积的指令。当引气口大小一定时，本发明的气流流路中的总流量一定，增大冲压发动机11中输气口的出气流量会减少涡轮发动机4中的出气流量，降低涡轮发动机4的冷却效果。因此涡轮发动机4的温度传感器5反馈温度再次高于安全值时，控制器13将发出指令给进气调节板1的调节机构，增大引气口的面积，即增加总流量，保证涡轮发动机4的冷却气量；若引气口面积已达最大，而涡轮发动机4温度仍未回到安全值以下，控制器13将向冲压发动机进气道内的输气调节板10的调节机构发出指令，减小冲压发动机11进气道内输气口的面积，从而减少冲压发动机11中的气流流量，直到涡轮发动机4的温度回到安全值以下。
图2和3给出本发明在采用涡轮冲压组合发动机的高超声速飞行器上应用实施例，具体结构可根据实际需要进行调整。
当高超声速飞行器在高马赫数条件下工作时，涡轮发动机4停止工作，而冲压发动机11开始工作。由高超声速飞行造成的气动热和冲压发动机11工作所带来的热量会造成涡轮发动机4温度逐渐上升，当涡轮发动机的温度传感器5所反馈的温度超过某一安全值时，控制器13将发送指令给进气调节板1和输气调节板3的调节机构，分别增加引气口和涡轮发动机进气道内的输气口面积。引入的气流推动冲压涡轮2做功，同时自身温度降低，穿过输气调节板3进入涡轮发动机进气道即可对涡轮发动机4进行冷却。当温度传感器5反馈的温度回到安全值以下时，控制器13可向输气调节板3发出指令停止增大上引输气口的面积，并向输气调节板10发出指令增大该输气口的面积，若流量计12反馈的气流流量上升，则控制器13可继续发出指令增大输气调节板10所控制的输气口的面积。此时若温度传感器5反馈的温度再次上升高于安全值时，控制器13会再次向进气调节板1和输气调节板3发出指令分别增大引气口和涡轮发动机进气道内输气口的面积。若引气口的面积已达最大而温度传感器5反馈温度仍未回到安全值以下，控制器13会向输气调节板10发出指令减小冲压发动机进气道内的输气调节板的面积。
当涡轮发动机4停止工作，而冲压发动机11开始工作时，两者之间的温差将逐渐上升，温差发电装置8中由塞贝克效应产生的电势差也逐渐增大从而产生电流达到发电效果，电能即储存在机载电源7中。气流推动冲压涡轮2做功，而冲压涡轮又带动转子发电机6进行发电，产生的电能也储存在机载电源7中。当气流情况出现变化时，如当输气调节板3控制该出输气口面积减小时，气流流量减小，则通过冲压涡轮2带动的转子发电机6供给机载电源7的电能较少，但冷却气流流量较少说明此时涡轮发动机4度较低，则涡轮发动机4与冲压发动机11之间的温差较大，因此此时温差发电装置8供给机载电源7的电能较多，即转子发电机6和温差发电装置8的发电量在气流流量变化时实现互补，保持供给机载电源7的总发电量保持稳定。机载电源7可将电能供给进气调节板1、输气调节板3和输气调节板10的调节机构用于作动，供给控制器13用于接受反馈和发送指令，其余的电能可供给其他机载设备9。