CN105156228A - 一种引射辅助式涡轮冲压组合循环发动机 - Google Patents

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Abstract

一种引射辅助式涡轮冲压组合循环发动机，涉及一种应用于航空航天飞行器的可重复使用的组合循环发动机。该发动机主要由涡轮发动机、引射火箭和双模态冲压发动机构成。涡轮发动机与冲压发动机并联工作，引射火箭与冲压发动机一体化设计。当发动机从涡轮发动机模式向冲压发动机模式转换时，引射燃气流从支板或从冲压发动机侧壁喷射进入冲压发动机，冲压发动机进口空气与引射燃气流混合并补燃。引射火箭喷出的燃气能够弥补涡轮发动机向冲压发动机过渡时的推力不足，使本发明具有组合发动机转级平稳过渡的优势。

Description

一种引射辅助式涡轮冲压组合循环发动机
技术领域
本发明专利涉及一种新型组合发动机，特别涉及一种应用于航空航天飞行器的可重复使用的引射辅助式涡轮冲压组合循环(Ejector-AssistantTurbine-BasedCombinedCycle,简称E-TBCC)发动机。
背景技术
组合发动机是未来空天一体武器系统的重要发展方向，也将是下一代航空航天飞行器的主要动力形式。目前，组合发动机包括涡轮基组合循环发动机(TurbineBasedCombinedCycle，以下简称TBCC)和火箭基组合循环发动机(RocketBasedCombinedCycle，以下简称RBCC)两大类。TBCC动力系统由涡轮喷气(或涡轮风扇)发动机与冲压发动机有机结合而成的吸气式发动机；RBCC是将火箭与双模态冲压发动机有机结合形成的组合循环系统。随着对组合循环发动机研究工作的深入，遇到的问题越来越多，技术难度越来越大。
RBCC发动机的主要问题是在火箭阶段耗油率高，由于需要自带氧化剂，起飞阶段飞行器的质量最大，从起飞阶段到冲压阶段会占到整个油量的30％左右。TBCC发动机的主要问题是在涡轮向冲压转级过渡态存在不平稳。以上的缺点导致两类组合发动机的发展都存在瓶颈问题。
发明内容
本发明的目的是针对目前火箭冲压组合中比冲较小，而涡轮冲压组合中存在无法转级的瓶颈问题，提供一种引射辅助式涡轮冲压组合循环发动机，即采用涡轮取代火箭助推器克服起飞耗油率大，采用引射燃烧克服Ma2-3冲压发动机效率低的难题，因此可充分利用各发动机优势，又能解决目前各类发动机之间转级的困难。
为达到上述目的，本发明的技术方案如下：
一种引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和双模态超燃冲压发动机；涡轮发动机含有涡轮发动机进气道、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室和涡轮发动机尾喷管；双模态超燃冲压发动机含有冲压发动机进气道、冲压发动机隔离段、冲压发动机燃烧室和冲压发动机尾喷管；所述双模态超燃冲压发动机以并联方式安装在涡轮发动机的下方；其特征在于：所述的组合循环发动机还含有多个并列布置的壁面引射火箭、多个并列布置的凹槽和切换调节装置；多个并列布置的凹槽位于冲压发动机隔离段通道内的下壁面，每个壁面引射火箭对应安装在一个凹槽的侧壁台阶前方；所述切换调节装置包括涡轮发动机进口可调挡板、涡轮发动机出口可调挡板、冲压发动机可调前缘和冲压发动机可调后缘。
一种引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和双模态超燃冲压发动机；涡轮发动机含有涡轮发动机进气道、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室和涡轮发动机尾喷管；双模态超燃冲压发动机含有冲压发动机进气道、冲压发动机隔离段、冲压发动机燃烧室和冲压发动机尾喷管；所述双模态超燃冲压发动机以并联方式安装在涡轮发动机的下方；其特征在于：所述的组合循环发动机还含有多个并列布置的支板引射火箭、多个并列布置的支板和切换调节装置；多个并列布置的支板固定在冲压发动机燃烧室通道内的下壁面，每个支板引射火箭对应安装在一个支板的尾缘前方；所述切换调节装置包括涡轮发动机进口可调挡板、涡轮发动机出口可调挡板、冲压发动机可调前缘和冲压发动机可调后缘。
上述技术方案中，涡轮发动机采用涡轮喷气发动机或涡轮风扇发动机。
本发明与现有技术相比，具有以下优点和突出性效果：引射火箭喷出的燃气能够弥补涡轮向冲压发动机过渡时的推力不足，使本发明具有组合发动机转级平稳过渡的优势；此外，本发明将引射火箭与冲压发动机一体化设计，能够充分利用各类发动机优势，具有比火箭冲压组合比冲高的优点。
附图说明
图1为壁面引射辅助式涡轮冲压组合循环(E-TBCC)发动机结构示意图。
图2为壁面引射火箭在通道内的布置示意图。
图3为支板引射辅助式涡轮冲压组合循环(E-TBCC)发动机结构示意图。
图4为支板引射火箭在通道内的布置示意图。
图中：1-飞行器前体；2-涡轮发动机进气道；3-飞行器机身；4-涡轮发动机进气锥；5-导流支板；6-压气机；7-涡轮发动机；8-燃烧室；9-涡轮；10-加力燃烧室；11-涡轮发动机尾喷管；12-飞行器后体；13-涡轮发动机出口可调挡板；14-冲压发动机尾喷管；15-冲压发动机可调后缘；16-双模态超燃冲压发动机；17-冲压发动机燃烧室；18-凹槽；19-壁面引射火箭；20-冲压发动机隔离段；21-冲压发动机进气道；22-冲压发动机可调前缘；23-涡轮发动机进口可调挡板；24-支板引射火箭；25-支板后喷射孔；26-支板；27-支板前喷射孔
具体实施方式
下面结合附图，对本发明的结构、原理和工作过程做进一步详细地描述。
如图1～图4所示，本发明的引射辅助式涡轮冲压组合循环发动机(E-TBCC发动机)基于发动机与飞行器一体化的基础上，将壁面引射火箭19或支板引射火箭24与双模态超燃冲压发动机16集成，采用壁面引射或支板引射的方式解决了涡轮发动机模式向冲压发动机模式转换时所面临的推力不足的问题。该组合循环发动机主要由涡轮发动机(涡轮喷气发动机或涡轮风扇发动机)7、双模态超燃冲压发动机16、多个并列布置的壁面引射火箭19和多个并列布置的凹槽(或多个并列布置的支板引射火箭和多个并列布置的支板)；多个并列布置的凹槽位于冲压发动机隔离段通道内的下壁面，每个壁面引射火箭对应安装在一个凹槽的侧壁台阶前方，多个壁面引射火箭19分别在各自对应的凹槽18侧壁台阶处喷射。若采用支板引射火箭和支板结构，则多个并列布置的支板固定在冲压发动机燃烧室通道内的下壁面，每个支板引射火箭对应安装在一个支板的尾缘前方，多个支板引射火箭24分别在各自对应的支板26尾缘喷射。
涡轮冲压发动机7由涡轮发动机进气道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构成，安装在飞行器机身3的下部，涡轮发动机进气锥4后导流支板5通过焊接或铆接或螺纹连接于飞行器机身3，并和双模态超燃冲压发动机16上壁面相连。双模态超燃冲压发动机16安装在涡轮发动机7下方，由冲压发动机进气道21、冲压发动机隔离段20、冲压发动机燃烧室17和冲压发动机尾喷管14构成；引射燃气流从冲压发动机凹槽18侧壁或从支板26尾缘喷射进入冲压发动机，冲压发动机进口空气与引射燃气流混合并补燃。飞行器机前体1下表面、涡轮发动机进气道2、冲压发动机进气道21、涡轮发动机进口可调挡板23和冲压发动机可调前缘22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。发动机的工作模态的转换通过调节切换调节装置来实现。
壁面引射火箭19和支板引射火箭24在流道中的布置方式分别如图2和图4所示，对于壁面引射火箭19，其安装在凹槽18的侧壁台阶前方，其中凹槽18位于冲压发动机隔离段20通道内的下壁面，多个壁面引射火箭19均匀并列布置在双模态冲压发动机16通道内，且分别在各自对应的凹槽18侧壁台阶处喷射；对于支板引射火箭24，其安装在支板26的尾缘前方，其中支板26固定在冲压发动机燃烧室17通道内的下壁面，多个支板引射火箭均匀并列布置在双模态超燃冲压发动机16通道内，且分别在各自对应的支板26尾缘喷射。
本发明的E-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23处于平直位置，冲压发动机可调前缘22和冲压发动机可调后缘15向上倾斜，分别与涡轮发动机进口可调挡板23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，在尾喷管11中产生推力，当涡轮发动机7工作到马赫数2后，通过调节涡轮发动机进口可调挡板23，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22，引射火箭19或24点火启动，从冲压发动机壁面引射火箭19或支板引射火箭24内喷射出富燃燃气，与冲压发动机进气道21流入的空气掺混，并进一步燃烧。此时涡轮发动机7和冲压发动机16内的引射模式共同工作，涡轮发动机进气道2面积逐步减小，而冲压发动机进气道21面积逐步增大，当飞行马赫数增加到3，关闭涡轮发动机进气道2，冲压发动机进气道21全部打开，同时，双模态超燃冲压发动机16启动点火，双模态超燃冲压冲压发动机16和引射火箭19或24共同工作，当马赫数增加到4，关闭引射火箭19或24，双模态超燃冲压发动机16进入亚燃冲压模态，当马赫数增加到6，双模态超燃冲压发动机16进入超燃冲压模态。

Claims (3)

1.一种引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)和双模态超燃冲压发动机(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)；双模态超燃冲压发动机(16)含有冲压发动机进气道(21)、冲压发动机隔离段(20)、冲压发动机燃烧室(17)和冲压发动机尾喷管(14)；所述双模态超燃冲压发动机(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多个并列布置的壁面引射火箭(19)、多个并列布置的凹槽(18)和切换调节装置；多个并列布置的凹槽(18)位于冲压发动机隔离段(20)通道内的下壁面，每个壁面引射火箭(19)对应安装在一个凹槽(18)的侧壁台阶前方；所述切换调节装置包括涡轮发动机进口可调挡板(23)、涡轮发动机出口可调挡板(13)、冲压发动机可调前缘(22)和冲压发动机可调后缘(15)。
2.一种引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)和双模态超燃冲压发动机(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)；双模态超燃冲压发动机(16)含有冲压发动机进气道(21)、冲压发动机隔离段(20)、冲压发动机燃烧室(17)和冲压发动机尾喷管(14)；所述双模态超燃冲压发动机(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多个并列布置的支板引射火箭(24)、多个并列布置的支板(26)和切换调节装置；多个并列布置的支板固定在冲压发动机燃烧室(17)通道内的下壁面，每个支板引射火箭(24)对应安装在一个支板(26)的尾缘前方；所述切换调节装置包括涡轮发动机进口可调挡板(23)、涡轮发动机出口可调挡板(13)、冲压发动机可调前缘(22)和冲压发动机可调后缘(15)。
3.按照权利要求1或2所述的引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。
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