一种带部分预冷的超音速飞行器喷气推进系统及控制方法

本发明属于涡轮发动机喷气推进，涉及一种带部分预冷的超音速飞行器喷气推进系统，尤其是一种马赫数ma达到3.5及以上的超音速飞行器喷气推进系统，在马赫数ma大于1.8飞行时，被预冷后的部分来流高温空气流可以继续在发动机涡轮发动机核心机加功高速排出，未被预冷的来流高温空气流量，经风扇加压后在提高涡轮发动机工作马赫数ma的同时，可以大幅缩减所携带的预冷剂的重量，提高飞行平台的载荷。

背景技术：

1、现有超音速飞行器喷气推进系统，受其传统轻型涡轮发动机使用包线范围的限制，不具备高马赫数（ma0~3.5）飞行能力。美国sr71黑鸟侦察机动力系统，采用了j58涡轮发动机并开启超级燃烧室半冲压模式下马赫数ma能达到3.2，马赫数ma尚不能达到3.5及以上，所以目前单纯依靠涡轮机推进装置很难实现马赫数ma在3.5及以上的飞行能力。当前高速涡轮发动机有两项技术正在研发：一是采用射流预冷高马赫数飞行的轻型涡轮发动机，马赫数ma在2.0以上飞行时采用喷水进行射流预冷，但需要携带大量水或过氧化氢，飞行器起飞前需要背“死重”，有效载荷大幅减小，如美国国防预先研究计划局提出快速响应小载荷低成本运载计划中采用f100发动机为平台，在地面状态验证了喷水预冷技术；俄罗斯米格-25的r-15-300发动机使用了喷水射流预冷技术，在高空飞行过程中，马赫数ma最大能到2.8，并具备短时间ma3工作能力，仍达不到ma3.5及以上。二是采用闭式换热介质循环和惰性冷却介质等相结合的高超声速发动机技术，需突破强换热器技术等，系统复杂，成本高，研制周期不可预测，如英国的佩刀超声速发动机。

2、国内目前仅在涡喷发动机上开展了高马赫数ma下的全进气道喷水预冷的技术验证，对于采用其他的预冷剂或者惰性气体提高涡轮发动机推力拓展涡轮发动机飞行的技术手段，目前都尚处于数值仿真和部件试验研究阶段，相关的整机集成测试尚未开展。

技术实现思路

1、（一）本发明解决的技术问题

2、针对现有超音速飞行器喷气推进系统技术中为进一步提高涡轮发动机推力及拓展涡轮发动机飞行能力所存在的需要携带大量冷源对来流进行冷却使得飞行器起飞前需要背“死重”而导致有效载荷大幅减小，或者采用闭式换热介质循环和惰性冷却介质等相结合而需突破强换热器技术等上述技术问题，本发明提出了一种带部分预冷的超音速飞行器喷气推进系统及其控制方法，在飞行高度15~20km，飞行马赫数ma大于1.8时，在固定的设计循环参数下，高压压气机出口总温超过材料使用限制温度900k，通过在超声速进气道中加装液氮预冷换热器，采用自身携带的液氮冷源冷却进气道部分来流高温气流进入高压压气机，能提高高压压气机的折合转速，吸气能力也相应提高，能继续进行加压稳定工作，并降低了高压压气机出口总温，能有更多的温度更低的引气冷源冷却高压涡轮和低压涡轮以及维持发动机空气系统封严等。与此同时，高压压气机出口总温的降低也提高了主燃烧室的温升，使其加功能力增强，提高了有效循环功，推力大幅提高。未预冷的高温高压气流经进气道进入后，经风扇加压后，直接进入混合室后进入分流器，按比例分流至外涵加力燃烧室和涵道燃烧室，开启涵道燃烧室和外涵加力燃烧室，能继续使发动机加速飞行。本发明的带部分预冷的超音速飞行器喷气推进系统不需要携带大量的冷源对来流冷却，只对来流进行了部分预冷既实现了马赫数ma达到3.5及以上的飞行能力。

3、（二）本发明的解决技术方案

4、为解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案如下：

5、一种带部分预冷的超音速飞行器喷气推进系统，至少包括一涡轮发动机核心机、一第一超声速进气道、一第二超声速进气道、一第一尾喷管、一第二尾喷管、一涵道燃烧室、一外涵加力燃烧室和一液氮冷源，所述第一超声速进气道、第二超声速进气道设置在所述涡轮发动机核心机的上游，且所述第一超声速进气道形成为发动机内涵道，所述第二超声速进气道形成为发动机外涵道，所述第一尾喷管、第二尾喷管设置在所述涡轮发动机核心机的下游，所述涡轮发动机核心机至少包括一高压压气机、一主燃烧室和一高压涡轮，所述高压涡轮的下游设有一低压涡轮，所述第一超声速进气道的进口段中设有一液氮预冷换热器，所述第二超声速进气道的进口段中设有一风扇，且所述低压涡轮与风扇驱动连接，其特征在于：

6、所述高压压气机的上游进气口处设有一第一混合器，所述高压涡轮的下游排气口处设有一第二混合器，所述风扇的下游设有一第一分流器和一第三混合器，所述第三混合器的下游设有一第二分流器，每一混合器均包括均至少包括两进气口和一排气口，每一分流器均包括均至少一进气口和两排气口；

7、进入所述第一超声速进气道的气流经所述液氮预冷换热器的热侧后通入所述第一混合器的第一进气口，所述第一混合器的排气口与所述高压机压气机的进气口连通，所述高压涡轮的排气口与所述第二混合器的第一进气口连通，所述第二混合器的排气口与所述低压涡轮的进气口连通，所述低压涡轮的排气口直接与所述第一尾喷管连通，所述液氮预冷换热器的冷侧则通过管路与所述液氮冷源形成一液氮换热介质循环；

8、进入所述第二超声速进气道的气流经所述风扇加压后分为两路，一路通入所述第三混合器的第一进气口、一路通入所述第一分流器的进气口，所述第一分流器的第一排气口与所述第一混合器的第二进气口连通、第二排气口与所述第三混合器的第二进气口连通，所述第三混合器的排气口与所述第二分流器的进气口连通，所述第二分流器的第一排气口与所述涵道燃烧室的进气口连通、第二排气口与所述外涵加力燃烧室的进气口连通，且所述第二分流器将通入其中的空气流量按比例分配至所述涵道燃烧室、外涵加力燃烧室，所述涵道燃烧室的排气口与所述第二混合器的第二进气口连通，所述外涵加力燃烧室的排气口直接与所述第二尾喷管连通。

9、作为本发明优选的实例，所述第一超声速进气道、第二超声速进气道与所述涡轮发动机核心机采用一体化设计。

10、作为本发明优选的实例，所述液氮预冷换热器的冷侧与液氮冷源之间的连通管路上设有控制阀门，当来流马赫数ma小于1.8时，关闭所述控制阀门，停止二者之间的液氮换热介质循环，使得所述液氮预冷换热器处于关闭状态，当来流马赫数ma大于1.8时，打开所述控制阀门，启动二者之间的液氮换热介质循环，使得所述液氮预冷换热器处于启动状态。

11、作为本发明进一步优选的实例，当来流马赫数ma小于1.8时，打开所述第一分流器的进气口并根据推进系统的推力需求调整分配至所述第一混合器、第三混合器的空气流量，当来流马赫数ma大于1.8时，关闭所述第一分流器的进气口，进入所述第二超声速进气道的气流经所述风扇加压后，完全通入所述第三混合器。

12、作为本发明进一步优选的实例，当来流马赫数ma小于1.8时，若推进系统切换至高亚音速巡航模式，则调整所述第一分流器的排气分配比例，增大分配至所述第三混合器的空气流量，并关闭所述涵道燃烧室、外涵加力燃烧室的燃烧，以增加所述推进系统的实际总涵道比，降低耗油率。

13、作为本发明进一步优选的实例，当来流马赫数ma小于1.8时，若推进系统切换至加速模式，则调整所述第一分流器的排气分配比例，增大分配至所述第三混合器的空气流量，并启动所述涵道燃烧室和外涵加力燃烧室中的至少一个的燃烧，以增加所述推进系统的推力。

14、作为本发明进一步优选的实例，当来流马赫数ma大于1.8时，所述涵道燃烧室、外涵加力燃烧室均处于燃烧状态，所述第二分流器将通入其中的气流按比例分配至所述涵道燃烧室、外涵加力燃烧室，所述涵道燃烧室排出的燃气与所述涡轮发动机核心机的主流在所述第二混合器中混合后通入并驱动所述低压涡轮，之后经所述第一尾喷管排出，所述外涵加力燃烧室排出的燃气经所述第二尾喷管。

15、作为本发明优选的实例，所述外涵加力燃烧室以环形方式布置在所述第二超声速进气道形成的发动机外涵道内，且所述外涵加力燃烧室在流向上布置在所述第二超声速进气道的出口段中。

16、作为本发明优选的实例，所述第一尾喷管、第二尾喷管均为收扩喷管，且其喉道面积与尾部喷口面积之比可调，通过调节其喉道面积与尾部喷口面积之比，可继续加速喷管出口的超音速气流，提高喷管出口的排气速度，提高所述推进系统的推力。

17、本发明的带部分预冷的超音速飞行器喷气推进系统，其工作原理为：在飞行高度15~20km，飞行速度大于马赫数ma1.8时，高压压气机出口总温超过材料使用限制温度900k，通过在第一超声速进气道的进口段与第一混合器前加装以液氮预冷换热器，采用自身携带的液氮冷源冷却进气道来流高温气流进入高压压气机，能提高高压压气机的折合转速，吸气能力也相应提高，能继续进行加压稳定工作，并降低了高压压气机的出口总温，能有更多的温度更低的引气冷源冷却高压涡轮和低压涡轮以及维持发动机空气系统封严等。与此同时，高压压气机的出口总温的降低也提高了主燃烧室的温升，使其加功能力增强，提高了有效循环功，推力大幅提高，能继续使发动机加速飞行。在飞行高度15~20km，飞行速度大于马赫数ma1.8时，第二超声速进气道也同时在工作，此时第一分流器通往第一混合器的气流通道关闭，使第二超声速进气道进入的高温高压气流，经风扇加压后，直接进入第三混合室后进入第二分流器，按比例分流至外涵加力燃烧室和涵道燃烧室。涵道燃烧室燃烧完的燃气与涡轮发动机核心机的主流混合，通过第二混合器后，驱动低压涡轮带动风扇旋转，后经第一尾喷管排出。外涵加力燃烧室燃烧后的燃气通过第二尾喷管排出。采用液氮部分预冷进气道高温气流后，有效提高了压缩系统折合转速，提高了其稳定工作裕度，也提高了主燃烧室的温升，与此同时开启涡轮发动机的涵道燃烧和外涵加力燃烧，大幅增加了涡轮发动机有效循环功，提高了单位推力，能扩展推进系统的最大飞行马赫数ma至3.5。推进系统在飞行马赫数ma小于1.8工作时，液氮预冷换热器不开启，气流分别从第一、二超声速进气道进入，根据飞行平台的需求，第一分流器对来流空气按比例分流，并根据推力需求选择开启或者关闭外涵加力燃烧室或者涵道燃烧室。

18、根据本发明的第2个发明目的，本发明还提供了一种配装本发明提出的带部分预冷的超音速飞行器喷气推进系统的飞行平台，只需要携带轻量液态氮，不需额外携带大量水、氧化剂或者挥发剂，在飞行马赫数ma大于1.8飞行时，只对来流高温气流进行了部分预冷，有效降低了重量，提高了推重比，可应用于高超音速水平起降动力系统的涡轮基，突破推力鸿沟，直接转级至超燃冲压发动机。

19、根据本发明的第3个发明目的，本发明还提供了一种上述带部分预冷的超音速飞行器喷气推进系统的控制方法，其特征在于，

20、当来流马赫数ma小于1.8时，关闭所述液氮预冷换热器的冷侧与液氮冷源100之间连通管路上的控制阀门，停止二者之间的液氮换热介质循环，使得所述液氮预冷换热器处于关闭状态，当来流马赫数ma大于1.8时，打开所述控制阀门，启动二者之间的液氮换热介质循环，使得所述液氮预冷换热器处于启动状态；

21、并且，当来流马赫数ma小于1.8时，打开所述第一分流器的进气口并根据推进系统的推力需求调整分配至所述第一混合器、第三混合器的空气流量，当来流马赫数ma大于1.8时，关闭所述第一分流器的进气口，进入所述第二超声速进气道的气流经所述风扇加压后，完全通入所述第三混合器。

22、作为本发明优选的实例，当来流马赫数ma小于1.8时，若推进系统切换至高亚音速巡航模式，则调整所述第一分流器的排气分配比例，增大分配至所述第三混合器的空气流量，并关闭所述涵道燃烧室、外涵加力燃烧室的燃烧，以增加所述推进系统的实际总涵道比，降低耗油率。且当来流马赫数ma小于1.8时，若推进系统切换至加速模式，则调整所述第一分流器的排气分配比例，增大分配至所述第三混合器的空气流量，并启动所述涵道燃烧室和外涵加力燃烧室中的至少一个的燃烧，以增加所述推进系统的推力。

23、作为本发明优选的实例，当来流马赫数ma大于1.8时，所述涵道燃烧室、外涵加力燃烧室均处于燃烧状态，所述第二分流器将通入其中的气流按比例分配至所述涵道燃烧室、外涵加力燃烧室，所述涵道燃烧室排出的燃气与所述涡轮发动机核心机的主流在所述第二混合器中混合后通入并驱动所述低压涡轮，之后经所述第一尾喷管排出，所述外涵加力燃烧室排出的燃气经所述第二尾喷管。

24、（三）本发明与现有技术相比所具有的优点

25、1. 本发明的带部分预冷的超音速飞行器喷气推进系统，仅需要携带轻量的液态氮，不需额外携带大量水、氧化剂或者挥发剂，在马赫数ma大于1.8飞行时，只对来流高温气流进行了部分预冷，有效降低了重量，提高了推重比，可应用于高超音速水平起降动力系统的涡轮基，突破推力鸿沟难题，直接转级至超燃冲压发动机。

26、2. 本发明的带部分预冷的超音速飞行器喷气推进系统中，在飞行高度15~20km，飞行速度大于马赫数ma1.8时，固定的设计循环参数下，高压压气机出口总温超过材料使用限制温度900k，通过加装液氮预冷换热器装置，采用自身携带的液氮冷源冷却进气道部分来流高温气流进入高压压气机，能提高高压压气机的折合转速，吸气能力也相应提高，能继续进行加压稳定工作，并降低了高压压气机出口总温，能有更多的温度更低的引气冷源冷却高压涡轮和低压涡轮以及维持发动机空气系统封严等。

27、3. 本发明的带部分预冷的超音速飞行器喷气推进系统中，在飞行高度15~20km，飞行速度大于马赫数ma1.8时，采用自身携带的液氮冷源冷却进气道部分来流高温气流进入高压压气机，高压压气机出口总温降低，同时也提高了主燃烧室的温升，使其加功能力增强，提高了有效循环功，推力大幅提高，提高了涡轮发动机核心机的推重比。

28、4. 本发明的带部分预冷的超音速飞行器喷气推进系统中，在飞行高度15~20km，飞行速度大于马赫数ma1.8时，进入第二超声速进气道中的高温气流，经风扇压缩后由于第一分流器关闭，不再进入第一混合器，只进入涵道燃烧室和外涵加力燃烧室，同时开启涵道燃烧室和外涵加力燃烧室时，推进系统飞行ma可达到马赫数ma3.5。

29、5. 本发明的带部分预冷的超音速飞行器喷气推进系统中，涵道燃烧室燃烧完的燃气与涡轮发动机核心机的主流混合，通过第二混合器后，可以有更多的高温高压燃气驱动低压涡轮做出更多的功来带动风扇旋转，提高风扇转速，提高风扇进气流量。同时，涵道燃烧室燃烧完的燃气经第二混合器与主流混合后降低到1500k左右，在大幅提高加功能力的同时，降低了低压涡轮冷却系统的设计难度。