管14构成；飞行器前体I下表面、涡轮发动机进气道2、冲压发动机进气道19、涡轮发动机进口可调挡板21和冲压发动机可调前缘20构成组合发动机的进气道；飞行器后体12下表面、涡轮发动机尾喷管11、冲压发动机尾喷管14和涡轮发动机出口可调挡板13、冲压发动机可调后缘15构成组合发动机的尾喷管。发动机的工作模式的转换通过调节切换调节装置来实现。
[0014]涡轮发动机7通过采用液体喷射装置5喷入液体的方式对来流空气进行冷却，其中喷射的液体为水、液氧或液氮，液体喷射的流量根据发动机的推力需求并结合发动机的安全工作条件进行调节；如图2所示，液体喷射装置5包含液体喷射装置支架24和多组以涡轮发动机7轴线为中心呈环形结构排列的液体喷嘴25，保证液体喷射的均匀性，其中用于液体喷射的液体喷嘴25可以采用压力式喷嘴、离心式喷嘴或其它类型喷嘴。
[0015]冲压发动机16为双模态超燃冲压发动机或超燃冲压发动机。当冲压发动机16为双模态超燃冲压发动机时，本发明的M1-TBCC发动机的工作过程为:当飞行器从地面起飞时，涡轮发动机进口可调挡板21处于平直位置，冲压发动机可调前缘20和可调后缘15向上倾斜，分别与涡轮发动机进口可调挡板21和涡轮发动机出口可调挡板13搭接，气流从涡轮发动机进气道2进入并减速增压，涡轮发动机7启动工作，空气经压气机6增压后，与燃料在燃烧室8中掺混燃烧，燃气经涡轮9膨胀，并在加力燃烧室10补燃后，从尾喷管11中喷出产生推力；当涡轮发动机7工作到马赫数2以后，液体喷射装置5开始向来流空气喷入适量液体，在液体的蒸发冷却作用下，来流空气温度下降，发动机推力增加；当飞行马赫数增加到3，通过调节涡轮发动机进口可调挡板21，逐渐关闭涡轮发动机进气道2，与此同时调节冲压发动机可调前缘20，逐渐开启冲压发动机进气道19，双模态超燃冲压发动机16点火启动，涡轮发动机7在液体喷射辅助状态下与冲压发动机16共同工作；当马赫数增加到4后，关闭涡轮发动机7和液体喷射装置5，涡轮发动机进气道2完全关闭，双模态超燃冲压发动机16单独工作；当马赫数增加到6之前，发动机工作在亚燃冲压模态，当马赫数增加到6以后，发动机进入超燃冲压模态。
[0016]当冲压发动机16为超燃冲压发动机时，本发明的M1-TBCC发动机的工作过程为:当飞行器从地面起飞时，涡轮发动机进口可调挡板21处于平直位置，冲压发动机可调前缘20和可调后缘15上倾斜，分别与涡轮发动机进口可调挡板21和涡轮发动机出口可调挡板13搭接，气流从涡轮发动机进气道2进入减速增压，涡轮发动机7启动工作，空气经压气机6增压后，与燃料在燃烧室8中掺混燃烧，燃气经涡轮9膨胀，并在加力燃烧室10补燃后，从尾喷管11中喷出产生推力；当涡轮发动机7工作到马赫数2以后，液体喷射装置5开始向来流空气喷入适量液体，在液体的蒸发冷却作用下，来流空气温度下降，发动机推力增加，喷入液体的质量随着马赫数的变化进行调整，以满足发动机的需求；当飞行马赫数增加到5后，通过调节涡轮发动机进口可调挡板21，逐渐关闭涡轮发动机进气道2和液体喷射装置5，与此同时调节冲压发动机可调前缘20，逐渐开启冲压发动机进气道19，超燃冲压发动机16点火启动，发动机进入超燃冲压模态。
【主权项】
1.一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(7)和冲压发动机(16);涡轮发动机(7)含有涡轮发动机进气道(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);冲压发动机含有冲压发动机进气道(19)、冲压发动机隔离段(18)、冲压发动机燃烧室(17)和冲压发动机尾喷管(14)，所述冲压发动机(16)以并联方式安装在涡轮发动机(7)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(5)和切换调节装置；液体喷射装置(5)包含多组以涡轮发动机(7)轴线为中心呈环形结构排列的液体喷嘴(25)，液体喷射装置(5)位于涡轮发动机的压气机(6)之前，并与涡轮发动机(7)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(21)、涡轮发动机出口可调挡板(13)、冲压发动机可调前缘(20)和冲压发动机可调后缘(15)。2.按照权利要求1所述的一种液体喷射辅助式涡轮冲压组合循环发动机，其特征在于:冲压发动机(16)采用超燃冲压发动机或双模态超燃冲压发动机。3.按照权利要求1所述的一种液体喷射辅助式涡轮冲压组合循环发动机，其特征在于:涡轮发动机(7)采用涡轮喷气发动机或涡轮风扇发动机。4.按照权利要求1、2或3所述的一种液体喷射辅助式涡轮冲压组合循环发动机，其特征在于:液体喷嘴(25)采用压力式喷嘴或离心式喷嘴。5.按照权利要求4所述的一种液体喷射辅助式涡轮冲压组合循环发动机，其特征在于:液体喷射装置(5)喷射的液体为水、液氧或液氮。
【专利摘要】一种液体喷射辅助式涡轮冲压组合循环发动机，涉及一种应用于高超声速飞行器的组合循环式发动机。该发动机主要由涡轮发动机、液体喷射装置和超燃冲压发动机或双模态超燃冲压发动机构成。发动机与飞行器采用一体化设计，涡轮发动机与冲压发动机并联工作；液体喷射装置位于涡轮发动机的压气机前，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。当发动机从涡轮发动机模式向冲压发动机模式转换时，液体从喷射装置喷出，与压气机入口空气混合并蒸发。喷射液体可以降低涡轮发动机入口空气温度，增大涡轮发动机的推力和工作范围，从而弥补涡轮发动机向冲压发动机过渡时的推力不足，使本发明的涡轮冲压组合循环发动机可以顺利实现模态过渡。
【IPC分类】F02K7/16
【公开号】CN105156229
【申请号】CN201510633748
【发明人】侯凌云, 张扬军, 梁新刚, 周兵
【申请人】清华大学
【公开日】2015年12月16日
【申请日】2015年9月29日