CN104110326A - 一种新概念高速飞行器推进系统布局方法 - Google Patents

Abstract

一种新概念高速飞行器推进系统布局方法，在推进系统中建立两个循环，即以空气为工质的布莱顿循环和以超临界状态流体为工质的封闭循环。利用超临界微小尺度换热技术以及超临界状态流体涡轮和压气机功平衡将两个循环相耦合。通过调节相关活门，使推进系统在起飞和低速飞行时，处于涡轮风扇发动机模式，在高马赫数飞行时，处于涡轮火箭发动机模式，从而保证飞行器在亚、超声速状态下均能长时间高效巡航。所采用的超临界微小尺度换热技术可以有效降低高速飞行时压气机进口气流温度，其与封闭循环技术联合使用可以实现推进系统能量的优化分配。本发明有效地克服了已有高速飞行器推进系统的缺点，显著提高高速飞行器推进系统在Ma＝0～5范围内的工作性能。

Description

一种新概念高速飞行器推进系统布局方法

技术领域

本发明涉及一种基于涡扇-火箭组合发动机和超临界状态流体循环的推进系统布局方法，主要用于飞行马赫数为0～5范围内的高速飞行器的推进系统。

背景技术

军民用领域对高速飞行均有很迫切的需求，高速飞行器是未来航空领域的一个重要发展方向。在军用方面，实施全球打击和时敏攻击必然需要飞行器具有高速飞行能力，在民用方面，具有良好经济性的超音速客货运输会给人们的生活带来极大的方便。目前，困扰高速飞行的一个主要问题就是飞行器的推进系统。虽然现有的很多推进系统均可以为高速飞行器提供动力，但其都有各自的缺点。

为实现高速飞行，人们最早采用了氢/氧火箭发动机，其具有较高的推重比，可以为高速飞行器提供足够的动力，但是受其发射方式限制且不能重复使用等缺点，其应用只被局限在航天推进和导弹动力等少数领域；先进的涡轮喷气式发动机也可以在飞行马赫数为0～3的范围内为飞行器提供动力，但是在较高速度飞行时，其经济性较差、技术代价太大，且其无法为在更高马赫数下工作的飞行器提供足够的动力；冲压发动机可以在很高的飞行速度下工作，且具有比较优良的性能，但是在低速时却无法自行起动；涡轮基组合式发动机如图1是将涡轮发动机和冲压发动机两种技术结合到一起,整合了涡轮发动机和冲压发动机在各自适用飞行范围内的优势,可以常规起降、重复使用。但是由于其在低速飞行时，耗油率太大；高速飞行时，其中的涡轮发动机不工作而成为附加重量，且需对其外表进行热防护等问题，至今只得到了少数实际工程应用。

本发明涉及一种基于涡扇-火箭组合发动机和超临界状态流体循环的高速飞行器推进系统布局，在推进系统中建立两个循环，一个是以空气为工质的布莱顿循环，一个是以超临界状态流体为工质的封闭循环。利用超临界工质微小尺度换热技术以及超临界状态流体涡轮和核心压气机间的功平衡将两个循环相互耦合。通过调节系统中的相关活门，改变两个循环的相应循环参数，使得推进系统在涡轮风扇发动机模式和涡轮火箭发动机模式之间切换。由于在压气机进口利用微小尺度超临界高效快速换热技术对来流进行冷却，改善了高速飞行时压气机的工作环境，同时，利用吸热后的超临界状态流体推动涡轮做功以驱动压气机，可以使压气机工作特性不受来流条件影响，始终处于最佳状态。因此，本发明可以为飞行马赫数为0～5范围内的飞行器提供可靠而有效的动力。

发明内容

本发明技术解决问题：克服现有高速飞行器布局方式的不足，提供新概念高速飞行器推进系统布局，该系统拥有两个循环，利用超临界工质微小尺度换热技术以及超临界状态流体涡轮和核心压气机间的功平衡将两个循环相互耦合，并通过相应几何尺寸和循环参数的调节实现涡轮风扇发动机模式和涡轮火箭发动机模式的相互切换，使得飞行器在亚音速和超音速两种状态下均能长时间高效巡航。本发明能够为飞行马赫数为0～5范围内工作的高速飞行器提供可靠而有效的动力。

本发明所提供的技术方案是：一种新概念高速飞行器推进系统布局方法，包括以空气为工质的布莱顿循环和以超临界状态流体为工质的封闭循环。两个循环通过超临界工质微小尺度换热技术以及超临界状态流体涡轮和核心压气机间的功平衡相互耦合；所述封闭循环中的工质在整个循环过程中均处于超临界状态，以保证循环流路中的低压力损失。如图2、3所示，所述布莱顿循环包括：风扇、核心压气机、预燃室、空气涡轮、加力燃烧室、主燃烧室、尾喷管，所述封闭循环包括：第一换热器、第二换热器、核心涡轮、工质涡轮、第三换热器、工质泵；系统中还包括第一活门和第二活门。在布莱顿循环中，风扇位于最前端，通过轴与空气涡轮相连，并由空气涡轮驱动，风扇后依次为第一活门和核心压气机，核心压气机通过另一根轴与封闭循环中的核心涡轮相连，并由核心涡轮驱动，核心压气机后依次布置预燃室、第二换热器、空气涡轮、第二活门、加力燃烧室、主燃烧室和尾喷管。在封闭循环中，第一换热器布置在最前方，其通过管路与第二换热器相连，之后依次为核心涡轮、工质涡轮、第三换热器和工质泵，最后工质泵再通过管路连接到第一换热器上，从而形成封闭循环。

所述推进系统具有两种工作模式，第一工作模式为涡轮风扇发动机循环模式，第二工作模式为涡轮火箭发动机循环模式，通过调节所述第一活门和第二活门，改变所述两个循环的相应循环参数，使得推进系统在所述两种工作模式之间切换。

在飞行马赫数为0.9时，采用第一工作模式，此时第一活门和第二活门打开，主燃烧室不点火，预燃室点火，同时调节尾喷管相关截面面积，使所述推进系统处于涡轮风扇发动机循环模式。在此工作模式中，燃料和空气在预燃室内掺混后点火燃烧，燃烧后的高温气体在第二换热器中对封闭循环中的超临界状态流体加热使其升温，升温后的流体在核心涡轮中膨胀做功以驱动核心压气机，再流经工质涡轮膨胀做功以驱动工质泵，接着流经第二换热器对燃料放热降温，之后在工质泵中压缩，最后在流经第一换热器后，流入第二换热器形成封闭的循环。同时，流入推进系统的空气通过风扇后分别流入内外涵道，流经内涵道的气体经核心压气机压缩，预燃室加热后，在空气涡轮中膨胀做功来驱动风扇，并在空气涡轮后与流入外涵道中的气流掺混，最后在尾喷管中膨胀加速以产生推力。

在飞行马赫数为5时，采用第二工作模式，此时第一活门和第二活门关闭，预燃室和主燃烧室点火，同时调节尾喷管相关截面面积，使推进系统处于涡轮火箭发动机循环模式。在此工作模式中，超临界状态下的流体在第一换热器中吸收来流空气热量升温，并在第二换热器中进一步吸收热量升温，进而推动核心涡轮做功以驱动核心压气机，再流经工质涡轮膨胀做功以驱动工质泵，然后流经第三换热器对燃料放热降温，之后在工质泵中压缩，最后流回第一换热器形成封闭的循环；同时，流入推进系统的空气经第一换热器降温后，由风扇、核心压气机压缩，接着经预燃室加热，并在空气涡轮中膨胀做功来驱动风扇，最后在主燃烧室中进一步加热后，在尾喷管中膨胀加速以产生推力。

在飞行马赫数从0.9向5变化时，加力燃烧室点火，第一活门、第二活门和尾喷管相关截面相应调节，以完成过渡过程。

上述第一换热器、第二换热器、第三换热器均为超临界微小尺度紧凑快速换热器，换热器包括换热元件和两种工质，这两种工质通过换热元件进行换热，其中一种工质采用超临界状态流体，另一种工质不限，所述换热元件的尺寸属微小尺度范畴；所述超临界状态流体是指工质的压力高于临界压力至少0.5MPa，温度高于临界温度至少200度；所述微小尺度是指基本换热单元的几何尺度不大于2毫米。

上述换热元件的几何结构是圆形、方形或椭圆形。

上述换热器是单个或多个换热元件的组合。

上述多个换热元件的组合选用典型的组合形式中的一种或数种组合形成成，也可选用非典型的几何结构形式；或选用典型的几何结构形式与非典型的结合结构形式相互优化组合形成；所述典型的组合形式包括螺旋形结构和波纹板结构。

上述的换热元件的材料为高温合金，但不限于高温合金。

上述换热器表面可根据需要采用强化换热涂层或表面改性处理以强化换热。

上述强化换热涂层为包含金的涂层；所述表面改性处理采用化学气相沉积方法。

本发明的优点在于：

(1)本发明在推进系统中建立两个相互独立的循环，一个是以空气为工质的布莱顿循环，一个是以超临界状态流体为工质的封闭循环；利用超临界工质微小尺度换热技术以及超临界状态流体涡轮和核心压气机间的功平衡将两个循环相互耦合。

(2)本发明可以通过相应几何尺寸和循环参数的调节实现涡轮风扇发动机模式和涡轮火箭发动机模式的相互切换，可以使推进系统在马赫数0～5范围内持续工作，并允许飞行器在亚音速和超音速两种状态下长时间高效巡航。

(3)本发明建立一个超临界状态下流体的封闭循环，循环使用超临界流体换热，超临界流体热容大，换热效率超高，响应快，能很好地适应变化的工况；同时采用微小尺度换热，大大增加了换热面积，单位质量/体积的换热量大。

(4)本发明利用超临界微小尺度紧凑快速换热技术有效地降低了高速飞行时风扇进口温度，从而解决了涡轮冲压发动机高速飞行时其中的涡轮喷气发动机外表面的热防护问题，减轻了推进系统的重量。

(5)本发明利用超临界微小尺度紧凑快速换热技术有效地降低了高速飞行时风扇进口温度，从而降低了整个压气机流动通道内的温度，降低了压气机出口处对材料和加工工艺的要求，减少了使用和维护成本。

(6)本发明利用以超临界状态下的流体为工质的涡轮驱动核心压气机，允许核心压气机在各种来流条件下均工作在最佳状态，提高了压气机工作的自由度。

(7)本发明在低速飞行时处于涡扇发动机模式，有效地解决了涡轮冲压发动机低速飞行时耗油率大的问题，使推进系统可以在亚音速状态下长时间高效巡航。

(8)本发明有效地解决了涡轮冲压发动机高速飞行时其中的涡轮喷气发动机处于不工作状态，而成为此状态下的一个附加重量的问题，充分发掘了推进系统各组成部分的工作潜力，提高了结构的利用率。

附图说明

图1为涡轮冲压发动机工作示意图；

图2为本发明原理示意图；

图3为图2中的局部放大视图；

图4为本发明实施例方案示意图。

具体实施方式

本发明是一种基于涡扇-火箭组合发动机和超临界状态流体循环的新概念高速飞行器推进系统布局，包括一个超临界状态下流体的封闭循环和一个主流布莱顿循环。它可用作高速飞行器推进系统，其具体实施例如图4所示。系统的布莱顿循环包括：风扇1、核心压气机2、预燃室3、空气涡轮4、主燃烧室6、进气道16、尾喷管7，系统的封闭循环包括：第一换热器8、第二换热器9、核心涡轮10、工质涡轮11、第三换热器12、工质泵13；在本实施例中，发动机处于Ma＝4状态，加力燃烧室5，第一活门14，第二活门15处于不工作状态，因此在图4中未标出。在布莱顿循环中，进气道16位于最前端，其后为封闭循环中的第一换热器8，风扇1位于第一换热器8之后，通过轴与空气涡轮4相连，并由空气涡轮4驱动，风扇1后为核心压气机2，核心压气机2通过另一根轴与封闭循环中的核心涡轮10相连，并由核心涡轮10驱动，核心压气机2后依次布置预燃室3、第二换热器9、空气涡轮4、主燃烧室6和尾喷管7。在封闭循环中，第一换热器8布置在最前方，其通过管路与第二换热器9相连，之后依次为核心涡轮10、工质涡轮11、第三换热器12和工质泵13，最后工质泵13再通过管路连接到第一换热器8上，从而形成封闭循环。本实施例中的推进系统主要由三个子系统组成，即主流空气循环系统(对应于布莱顿循环)、超临界工质封闭循环系统(对应于封闭循环)和燃料系统。图中黑色细实线表示主流空气系统，灰色细实线表示超临界工质封闭循环系统，灰色虚线表示燃料系统。本实施例选定的工质为氦，燃料为氢。工作时，超临界状态下的氦在第一换热器8中吸收来流空气热量升温，并在第二换热器9中进一步吸收热量升温，进而推动核心涡轮10做功以驱动核心压气机2，再流经工质涡轮11膨胀做功以驱动工质泵13，接着流经第三换热器12对氢放热降温，之后在工质泵13中压缩，最后流回第一换热器8形成封闭的循环。同时，流入推进系统的空气经第一换热器8降温后，由风扇1、核心压气机2压缩，接着经预燃室3加热，并在空气涡轮4中膨胀做功来驱动风扇1，最后在主燃烧室6中进一步加热后，在尾喷管7中膨胀加速以产生推力。燃料氢在第三换热器12中吸收超临界氦的热量后，流入预燃室3和主燃烧室6参与燃烧。

当飞行器在Ma＝4，H＝25km条件下飞行时，进气流量为200kg/s，通过进气道16后的总温和总压分别为1124K和0.35MPa。经过第一换热器8后，空气总温和总压分别变为450K和0.28MPa，风扇1压比为1.4，风扇1后空气总温和总压分别为499K和0.39MPa，核心压气机2压比为5，核心压气机2后空气总温和总压分别为853K和1.96MPa。氦循环流量为112.6kg/s，图中各组件进出口总温和总压均通过可以通过能量守恒求得。利用图4中所示尾喷管面积比A_e/A_t＝26.14，可得尾喷管7出口马赫数为4.1。假设推进系统进出口面积相同，由F_N＝W_ec_e-W_ic_i+(p₀-p₉)、F_S＝F_N/W_e和sfc＝3600W_f/F可分别得到推进系统总推力为14006.9daN，单位推力为700.4N/(kg·s^-1)，单位燃料消耗率为0.105kg/(N·h)。英国R·R公司民用发动机Trent900巡航时的耗油率为0.0538kg/(N·h)。(陈光著，航空发动机结构设计分析，北京航空航天大学出版社，2006.7，北京)。由于本发明采用氢为燃料，其热值约为航空煤油的3倍，因此若将本发明的单位燃料消耗率转化为使用航空煤油时的耗油率则其值应为0.315kg/(N·h)，约为Trent900的5.8倍，但是其飞行马赫数约为Trent900的5倍，因此，其单位飞行距离的燃料消耗率与Trent900相当。

本发明未详细阐述部分属于本领域公知技术。

显然，对于本领域的普通技术人员来说，参照上文所述的实施例还可能做出其它的实施方式。上文中的实施例都只是示例性的、而不是局限性的。所有的在本发明的权利要求技术方案的本质之内的修改都属于其所要求保护的范围。

Claims (8)

1.一种新概念高速飞行器推进系统布局方法，其特征在于，包括以空气为工质的布莱顿循环和以超临界状态流体为工质的封闭循环，两个循环通过超临界工质微小尺度换热器以及超临界状态流体涡轮和核心压气机间的功平衡相互耦合；所述封闭循环中的工质在整个循环过程中均处于超临界状态，以保证循环流路中的低压力损失；所述布莱顿循环包括：风扇(1)、核心压气机(2)、预燃室(3)、空气涡轮(4)、加力燃烧室(5)、主燃烧室(6)、尾喷管(7)，所述封闭循环包括：第一换热器(8)、第二换热器(9)、核心涡轮(10)、工质涡轮(11)、第三换热器(12)、工质泵(13)；系统中还包括第一活门(14)和第二活门(15)；在布莱顿循环中，风扇(1)位于最前端，通过轴与空气涡轮(4)相连，并由空气涡轮(4)驱动，风扇(1)后依次为第一活门(14)和核心压气机(2)，核心压气机(2)通过另一根轴与封闭循环中的核心涡轮(10)相连，并由核心涡轮(10)驱动，核心压气机(2)后依次布置预燃室(3)、第二换热器(9)、空气涡轮(4)、第二活门(15)、加力燃烧室(5)、主燃烧室(6)和尾喷管(7)。在封闭循环中，第一换热器(8)布置在最前方，其通过管路与第二换热器(9)相连，之后依次为核心涡轮(10)、工质涡轮(11)、第三换热器(12)和工质泵(13)，最后工质泵(13)再通过管路连接到第一换热器(8)上，从而形成封闭循环；

所述推进系统具有两种工作模式，第一工作模式为涡轮风扇发动机循环模式，第二工作模式为涡轮火箭发动机循环模式，通过调节所述第一活门(14)和第二活门(15)，改变所述两个循环的相应循环参数，使得推进系统在所述两种工作模式之间切换，具体实现为：

在飞行马赫数为0.9时，采用第一工作模式，此时第一活门(14)和第二活门(15)打开，主燃烧室(6)不点火，预燃室(3)点火，同时调节尾喷管(7)相关截面面积，使所述推进系统处于涡轮风扇发动机循环模式；在此工作模式中，燃料和空气在预燃室(3)内掺混后点火燃烧，燃烧后的高温气体在第二换热器(12)中对封闭循环中的超临界状态流体加热使其升温，升温后的流体在核心涡轮(10)中膨胀做功以驱动核心压气机(2)，再流经工质涡轮(11)膨胀做功以驱动工质泵(13)，接着流经第二换热器(12)对燃料放热降温，之后在工质泵(13)中压缩，最后在流经第一换热器(8)后，流入第二换热器(9)形成封闭的循环。同时，流入推进系统的空气通过风扇(1)后分别流入内外涵道，流经内涵道的气体经核心压气机(2)压缩，预燃室(3)加热后，在空气涡轮(4)中膨胀做功来驱动风扇(1)，并在空气涡轮(4)后与流入外涵道中的气流掺混，最后在尾喷管中(7)膨胀加速以产生推力；

在飞行马赫数为5时，采用第二工作模式，此时第一活门(14)和第二活门(15)关闭，预燃室(3)和主燃烧室(6)点火，同时调节尾喷管(7)相关截面面积，使推进系统处于涡轮火箭发动机循环模式。在此工作模式中，超临界状态下的流体在第一换热器(8)中吸收来流空气热量升温，并在第二换热器(9)中进一步吸收热量升温，进而推动核心涡轮(10)做功以驱动核心压气机(2)，再流经工质涡轮(11)膨胀做功以驱动工质泵(13)，然后流经第三换热器(12)对燃料放热降温，之后在工质泵(13)中压缩，最后流回第一换热器(8)形成封闭的循环；同时，流入推进系统的空气经第一换热器(8)降温后，由风扇(1)、核心压气机(2)压缩，接着经预燃室(3)加热，并在空气涡轮(4)中膨胀做功来驱动(1)风扇，最后在主燃烧室(6)中进一步加热后，在尾喷管(7)中膨胀加速以产生推力；

在飞行马赫数从0.9向5变化时，加力燃烧室(5)点火，第一活门(14)、第二活门(15)和尾喷管(7)相关截面相应调节，以完成过渡过程。

2.根据权利要求1所述的新概念高速飞行器推进系统布局方法，其特征在于：所述第一换热器(8)、第二换热器(9)、第三换热器(12)均采用超临界微小尺度紧凑快速换热器，所述超临界微小尺度紧凑快速换热器包括换热元件和两种工质，所述两种工质通过换热元件进行换热，两种工质中的一种工质采用超临界状态流体，另一种工质不限；所述换热元件的尺寸属微小尺度范畴；所述超临界状态流体是指工质的压力高于临界压力至少0.5MPa，温度高于临界温度至少200度；所述微小尺度是指基本换热单元的几何尺度不大于2毫米。

3.根据权利要求2所述的新概念高速飞行器推进系统布局方法，其特征在于：所述换热元件的几何结构是圆形、方形或椭圆形。

4.根据权利要求2所述的新概念高速飞行器推进系统布局方法，其特征在于：所述换热器是单个或多个换热元件的组合。

5.根据权利要求2所述的新概念高速飞行器推进系统布局方法，其特征在于：所述多个换热元件的组合选用典型的组合形式中的一种或数种组合形成成，也可选用非典型的几何结构形式；或选用典型的几何结构形式与非典型的结合结构形式相互优化组合形成；所述典型的组合形式包括螺旋形结构和波纹板结构。

6.根据权利要求2所述的新概念高速飞行器推进系统布局方法，其特征在于：所述的换热元件的材料为高温合金，但不限于高温合金。

7.根据权利要求2所述的新概念高速飞行器推进系统布局方法，其特征在于：根据需要，在所述换热器表面采用强化换热涂层或表面改性处理以强化换热。

8.根据权利要求2所述的新概念高速飞行器推进系统布局方法，其特征在于：所述强化换热涂层为包含金的涂层；所述表面改性处理采用化学气相沉积方法。