用于高超音速飞行的联合循环推进系统的制作方法

本公开涉及一种用于飞行器的联合循环推进系统。

背景技术：

1、已知一些常规的超音速飞行器包括用于实现超音速飞行速度的冲压喷气发动机，而其他类型的飞行器可以包括用于实现甚至更高的超音速或高超音速飞行速度的超燃冲压喷气发动机。冲压喷气发动机和超燃冲压喷气发动机都依靠飞行器的前向动量，以超音速将气流提供到入口管道中，入口管道使用冲击波压缩超音速气流。冲压喷气发动机通常包括入口管道的下游的隔离器，来自入口的压缩气流在被供给到冲压喷气发动机的燃烧器之前通过该隔离器。隔离器可以将入口气流的速度降低到亚音速，使得冲压喷气发动机的燃烧室中的燃烧以亚音速发生。来自冲压喷气发动机燃烧器的燃烧产物然后通过喷嘴排出，从而提高飞行器的速度。超燃冲压喷气发动机类似地具有入口管道，其中输入超音速气流，并且压缩气流在被送入超燃冲压喷气燃烧器之前通过隔离器。超燃冲压喷气发动机中的燃烧随后发生在超燃冲压喷气发动机的燃烧器中的入口空气的超音速流中。

技术实现思路

技术特征：

1.一种用于飞行器的联合循环推进系统，其特征在于，所述联合循环推进系统包括：

2.根据权利要求1所述的联合循环推进系统，其特征在于，其中，所述压缩机供给内燃机、所述第一燃烧器部分和所述第二燃烧器部分各自分别使用第一燃料类型、不同于所述第一燃料类型的第二燃料类型、或不同于所述第一燃料类型且不同于所述第二燃料类型的第三燃料类型操作。

3.根据权利要求1所述的联合循环推进系统，其特征在于，其中，所述压缩机供给内燃机包括围绕所述压缩机供给内燃机的中心线轴线周向延伸的外壳体，并且所述多模式超音速发动机围绕所述中心线轴线周向延伸并且布置在所述外壳体的径向外侧。

4.根据权利要求3所述的联合循环推进系统，其特征在于，其中，所述第一燃烧部分和所述第二燃烧部分以串联关系布置，所述第二燃烧部分布置在所述第一燃烧部分的下游。

5.根据权利要求4所述的联合循环推进系统，其特征在于，其中，所述至少一个旋转爆震燃烧器是围绕所述中心线轴线周向延伸的单个旋转爆震燃烧器。

6.根据权利要求5所述的联合循环推进系统，其特征在于，其中，所述第一燃烧部分包括在所述旋转爆震燃烧器处的燃烧器旁通流动通道，所述燃烧器旁通流动通道提供从所述至少一个旋转爆震燃烧器的上游流到所述至少一个旋转爆震燃烧器的下游到所述第二燃烧部分的旁通空气流。

7.根据权利要求3所述的联合循环推进系统，其特征在于，其中，所述第一燃烧部分包括多个旋转爆震燃烧器，所述多个旋转爆震燃烧器围绕所述压缩机供给内燃机的所述中心线轴线周向间隔开。

8.根据权利要求7所述的联合循环推进系统，其特征在于，其中，多个旁通流动通道设置在多个旋转爆震燃烧器中的相应旋转爆震燃烧器之间，并且提供通过其中通向所述第二燃烧部分的旁通气流。

9.根据权利要求1所述的联合循环推进系统，其特征在于，其中，冷却流动通道设置在所述压缩机供给内燃机和所述多模式超音速发动机之间，以提供对所述多模式超音速发动机的内壁的冷却。

10.根据权利要求1所述的联合循环推进系统，其特征在于，其中，多个空气排放开口布置在所述压缩机供给内燃机和所述多模式超音速发动机之间，以便提供从所述压缩机供给内燃机到所述多模式超音速发动机的空气流和/或燃烧气体流。

技术总结
一种用于飞行器的联合循环推进系统包括压缩机供给内燃机和多模式超音速发动机。多模式超音速发动机包括可调节入口区段、布置在可调节入口区段的下游并包括具有至少一个旋转爆震燃烧器的第一燃烧器部分和具有超音速燃烧型燃烧器的第二燃烧器部分的燃烧区段，以及布置在燃烧区段的下游的可调节排气喷嘴区段。至少一个旋转爆震燃烧器用作超音速燃烧型燃烧器的引燃器。

技术研发人员：阿林·埃尔斯佩思·拉斯图夫卡·克劳斯,克里什纳库马尔·文卡特桑
受保护的技术使用者：通用电气公司
技术研发日：
技术公布日：2024/1/15