专利名称：超音速喷气发动机混合动力装置的运行方法
技术领域：
本发明涉及机械工程设计，具体讲，涉及设计发动机，更为具体地讲，涉及飞机超音速动力装置的运行方法。
背景技术：
在本技术中已知一种超音速喷气动力装置的运行方法，它包括在进口对空气进行动力压缩、将压缩空气送入加力燃烧室、在空气中激励湍流和将热量加入至空气中，以及在尾喷管中膨胀燃烧产物。参见由伊诺齐姆采夫·N.V.著、莫斯科国家国防工业出版社1949年出版的“飞机燃气涡轮发动机”第50页。
进行冲压式喷气发动机的现有技术方法的问题包括其在亚音速飞行速度下的低效率、飞行速度变换动力不充足，以及由于发动机大的扩张引起的液压压力的大量损失。
包括涡轮喷气发动机的超音速喷气动力装置的另一种常规运行方法包括在进口对空气进行动力压缩、通过一个由发动机旋转驱动的压缩机对全部空气进行增压、将压缩空气送入燃烧室和将热量加入至空气中，以及在驱动发动机和尾喷管中膨胀燃烧产物(伊诺齐姆采夫·N.V.著、莫斯科国家国防工业出版社1949年出版的“飞机燃气涡轮发动机”第55页)。
现有技术方法的缺点在于，在马赫数低于1和高于3时动力装置的效率低下，以及要求对飞行速度进行急剧改变时动力不足。
还知道一种超音速混合喷气动力装置的运行方法，此种超音速混合喷气动力装置包括冲压式涡轮喷气发动机和冲压喷气发动机，此运行方法包括在进口对空气进行动力压缩、采用由发动机进行旋转驱动的风扇对空气进行增压、将压缩空气送入加力燃烧室、在空气中激励湍流和将热量加入至空气中，以及在尾喷管中膨胀燃烧产物，其中部分压缩空气被送至驱动发动机的进气歧管中(库尔齐纳·R.I.著、莫斯科机械工业出版1977年出版的“高超音速飞行速度的喷气发动机”第141页)。上述最相关的现有技术在亚音速飞行速度下承受着由于涡轮发电机组效率低下导致的动力装置的低效率、以及在亚音速和超音速飞行速度下飞行器的低动力。
发明内容
本发明的一个目的在于改进动力装置和飞机两者的效率，并提供优异的飞行器动力，从而提高飞机的可靠性和飞行安全性。
以上目的是通过一种运行超音速混合喷气动力装置的方法而实现的，该方法包括在进口对空气进行动力压缩、应用由装备有进气歧管的发动机旋转驱动的风扇对空气进行增压、将压缩空气送入加力燃烧室、在空气中激励湍流和将热量加入至空气中，以及在尾喷管中膨胀燃烧产物，一部分压缩空气被送入至驱动发动机的进气歧管中，其中驱动发动机是往复式二冲程发动机，在超音速飞行状态，在保持风扇的压力比接近1的同时，输送给风扇的功率下降。
为达到本发明的目的，在亚音速飞行状态下，增加至加力燃烧室内压缩空气中的热量被切断。
可采用风扇在压缩空气中激励湍流，湍流状态可通过调节风扇的旋转速度加以改变。
一种替代的方法是，可采用风扇的整流叶片在压缩空气中激励湍流，湍流状态可通过调节整流叶片的入射角加以改变。
输送给风扇的功率可通过对发动机进气歧管节流而降低。
附图概述
图1表示了一台为实施本发明提出的方法的动力装置的示意图。
最佳实施例的说明详细参看附图1，动力装置包括一个形状为超音速进气装置的进口1；一个风扇2，它可以是具有整流叶片3的多级风扇；一个往复式二冲程发动机4，它具有一个与风扇2相连接的轴；一个装有节流叶片6的发动机进气歧管5；一个具有燃料供给装置8的加力燃烧室7；和一个尾喷管9。
本发明提出的方法在动力装置中以下述方式实现。在飞行中，装填在进口1中的空气被压缩并被风扇2增压，该风扇由往复式发动机4加以旋转，部分压缩空气被送入至进气歧管5中以便在发动机中提供一个热力学过程。被风扇2压缩和湍流的大部空气被送入加力燃烧室7，并且在起飞和破坏飞行状态，热量通过例如向其中喷入和燃烧燃料被加入至空气中。燃烧产物进而在尾喷管9中膨胀以产生排气推力。
在起飞和亚音速飞行情况下，往复式发动机4的轴在其额定功率下运行以提供由风扇2产生的最高压力比。
进口1中的压力比随飞行速度增加而增加，为保持动力装置中的最佳压力比，并限制加力燃烧室7中气体的温度，往复式发动机4的功率例如通过采用节流叶片6限制压缩空气流入进气歧管5而加以减少，从而将动力装置的运行从发动机一压缩模式切换至冲压式喷气发动机模式。与大部分相关现有技术中已知的自动旋转模式相反，这里采用风扇2保持压力比接近于1不会对进口中的压缩空气的运动产生阻力，只有少部分发动机功率被消耗用于驱动风扇2。应指出的是，应用燃气轮机作为驱动发动机以实施本发明提出的方法时，由于其稳定和有效运行的范围狭窄而不能提供一个可接收的动力装置效率。此外，由于应用风扇2可急剧地增加压力比，使用往复式发动机在宽的范围内具有优异加速性能可实质上提高冲压式喷气发动机的动力。这种情况下，在飞行状态急剧变化时，加力燃烧室7进口处压力增加将防止喘振，而在冲压式喷气发动机中在此情况下会出现喘振。
往复式发动机的优异效率通过切断对加力燃烧室7的燃料供应将动力装置切换至超高旁路风扇发动机模式也为飞机在亚音速飞行时提供了独特的效率。这样的运行状态在例如当特殊装置的空中静止侦察、或当动力装置在商用飞机中使用时是必不可少的。
应用风扇2和整流叶片3在装填的空气中激励湍流的可能性使得加力燃烧室7的长度可大大减少，同时确保装填于其中的空气能完全燃烧。
因此，本发明能确保飞机在从起飞至高超音速飞行的所有飞行状态下具有最高效率，而且由于显著地提高了飞机动力以及往复式发动机的简单设计，从而提高了飞机的可靠性和安全性。
权利要求
1.一种超音速混合喷气动力装置的运行方法，它包括在进口对空气进行动力压缩；应用风扇对空气增压，该风扇由装有进气歧管的发动机进行旋转驱动；将压缩空气送入加力燃烧室；在空气中激励湍流和给空气加热；以及在尾喷管中膨胀燃烧产物，部分压缩空气被送入至驱动发动机的进气歧管中；其中所述驱动发动机是往复式二冲程发动机，在超音速飞行状态下，在保持风扇的压力比接近1的同时，输送给风扇的功率下降。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，在亚音速飞行状态时，增加至加力燃烧室内压缩空气的热量被切断。
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，采用风扇在压缩空气中激励湍流，湍流状态通过调节风扇旋转速度而加以改变。
4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，通过风扇的整流叶片在压缩空气中激励湍流，湍流状态可通过调节整流叶片的入射角加以改变。
5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，输送给风扇的功率可通过对发动机进气歧管节流而加以降低。
全文摘要
一种超音速混合喷气动力装置的运行方法包括在进口对空气进行动力压缩；应用风扇对空气增压，该风扇由装有进气歧管的发动机进行旋转驱动；将压缩空气送入加力燃烧室；在空气中激励湍流和给空气加热；以及在尾喷管中膨胀燃烧产物，部分压缩空气被送入至驱动发动机的进气歧管中，其中所述驱动发动机是往复式二冲程发动机，在超音速飞行状态下，在保持风扇的压力比接近1的同时，输送给风扇的功率下降。
文档编号F02K3/08GK1239534SQ97180222
公开日1999年12月22日 申请日期1997年10月6日 优先权日1996年10月4日
发明者耶夫盖尼·尼古拉耶维奇·扎哈洛夫, 根尼亚·乔 申请人:耶夫盖尼·尼古拉耶维奇·扎哈洛夫, 根尼亚·乔