CN107100758A

CN107100758A - 一种双热力循环喷气发动机

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Publication number: CN107100758A
Application number: CN201710311272.7A
Authority: CN
Inventors: 李斌; 李皓
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2017-04-29
Filing date: 2017-04-29
Publication date: 2017-08-29

Abstract

本发明涉及一种适合在大气层内使用，以喷气产生推力的喷气发动机，具体涉及一种双热力循环喷气发动机，包括可调进气道、多级压气机、多级压气机中段的抽气集气装置、引气装置、涡轮组件、两个燃烧室、两个可调尾喷管等主要部件，这些部件构成热力循环系统A和热力循环系统B，所述热力循环系统A和热力循环系统B协同工作。该发明为提高涡轮喷气发动机的推力、推重比、热效率、推进效率和降低燃料消耗率提供了新途径和方法。

Description

一种双热力循环喷气发动机

技术领域

本发明涉及一种适合在大气层内使用，以喷气产生推力的喷气发动机，具体涉及一种双热力循环喷气发动机。

背景技术

喷气发动机是一种以气体为工质，用燃料加热，产生高速气体喷出形成推力，推动航行器前进的动力装置。

喷气发动机大多运用于航行器。评定喷气发动机性能的指标包括：推力F、单位推力F_s、推重比F_G、单位迎面推力Afs、单位燃料消耗率sfc、发动机的热效率η_t、发动机的推进效率η_p、发动机的总效率η_∑(＝η_t×η_p)。

通常，在大气层内，航行器的速度在马赫数M＜0.6～0.9时，使用有内外涵道的(加力或不加力的)涡轮风扇发动机或桨扇发动机，这种发动机比纯喷气的涡轮喷气发动机的排气流量大而喷气速度低，因而，其推进效率与在马赫数M＜0.6的速度下，发动机效率最高的涡轮轴螺旋桨发动机相当，超过了涡轮喷气发动机的推进效率，推重比高出涡轮喷气发动机20～30％，燃料消耗率低于涡轮喷气发动机30～40％。在亚音速(M＜1.0)条件下，涡轮喷气发动机的推进效率最低。当航行器速度超过音速后(M＞1.0)，涡扇或桨扇发动机由于迎风面积过大从使发动机的推进效率开始降低；与此相反，涡轮喷气发动机的推进效率则迅速提升，即使在马赫数M＝2.5～3.0范围内，涡轮喷气发动机的推进效率仍然可以达到90％。在航行器更高的速度(M＞3.0～3.5)下，随着飞行器的速度提高，涡轮喷气发动机的性能变坏，以致在飞行速度超过M＞3.5～4.0时，放弃涡轮喷气发动机而采用无旋转部件的冲压发动机，这种发动机要在一定速度下才能工作，因此出现了涡轮冲压、火箭冲压等多种组合方式的组合冲压发动机。

每种类型的喷气发动机都有各自的优缺点和使用范围。涡轮风扇发动机或桨扇发动机在亚音速范围内工作，推重比高、耗油率低，但在超音速工作时，性能快速下降；涡轮喷气发动机，可在M＜3.0～3.5较宽速度范围工作，但耗油率较高、推重比小；冲压发动机没有旋转部件，结构简单，易实现提高热机效率的高温热源温度，但低速时需和其它发动机协同工作。不论那种类型的喷气发动机，实现大推重比、高效率、高可靠性是发展目标。在应用中，由于涡轮喷气发动机的使用速度范围宽，是使用最为广泛的喷气发动机，因此，大幅度提高其单位推力、推重比和可靠性，降低燃料消耗率是涡轮喷气发动机的发展方向。

空气喷气发动机是按照热力学循环以气体为工质、将热能转化为动能的的热机。单位循环功越大、循环效率越高，热机的性能就越好。理论上，空气喷气发动机是一个定压加热的热力循环，循环效率仅由气体的压缩比决定，气体的增压比越大，热机的循环效率就越高；在压缩比一定时，气体被燃烧加热后燃气的温度越高，单位循环功就越大。在实际应用中，受材料、工艺技术水平的限制，涡轮前被燃烧加热后燃气的最高温度受到限制，这种情况下，随着增压比的提高，热效率不断提高；增压比在从小到大增加过程中，热力循环的单位功率经历了先是增加、到达最大功率后开始下降的变化；对应每一个燃烧后的最高燃气温度，都有一个最佳增压比，这时循环功最大，产生的推力也最大。因此，在设计中，采用在最高允许的燃气温度下，确定最大功率时的最佳增压比的方法进行设计，这样的热机，循环功和效率都仅由燃气的最高温度决定，燃气的最高温度越大，热机循环效率和循环功就越大。提高涡轮发动机的最高燃气温度是提高发动机性能的关键。

根据涡轮材料、工艺技术的发展状况，目前，涡轮喷气发动机涡轮前允许的最高燃气温度约1700K左右，要大幅度提高涡轮喷气发动机的推力、推重比、效率，降低燃料消耗率等性能，如果没有新型发动机出现，就只能依从于高温材料、高温部件的隔热和散热等方面的发展来提高，延缓了喷气发动机性能的提高。

发明内容

为了克服现有技术的不足，本发明提供采用涡轮发动机与无涡轮喷气发动机结合，构成一种适合在大气层内使用，以喷气产生推力的双热力循环喷气发动机。

本发明解决技术问题所采用的技术方案是：

一种双热力循环喷气发动机，包括可调进气道、多级压气机、热力循环系统A和热力循环系统B，所述热力循环系统A包括多级压气机中段的抽气集气装置、引气装置、燃烧室A、涡轮组件、传动轴、可调尾喷管A；所述热力循环系统B包括燃烧室B、可调尾喷管B。热力循环系统A和热力循环系统B协同工作，可调进气道为热力循环系统A和热力循环系统B共用、多级压气机为热力循环系统A和热力循环系统B部分共用，各部件顺序布置。

所述热力循环系统B的燃烧室B出口燃气的最高允许温度等于或大于热力循环系统A的燃烧室A出口燃气的最高允许温度。

所述热力循环系统B的气体增压比等于或大于热力循环系统A的气体增压比。

热力循环系统A带有涡轮组件，将燃气热能转变成机械能带动压气机产生另一循环B所需的压缩气体或部分推力；热力循环系统B在高温部分没有涡轮组件，而是利用热力循环系统A的高压压缩气体，经过燃烧室B燃烧加温后通过可调尾喷管B高速喷出产生主推力。两个循环的推力合成为总推力。

双热力循环喷气发动机以空气为工质，采用最高燃气温度不同的两个热力循环，热力循环系统A带有涡轮部件，为热力循环系统B提供所需的高压气体和产生部分推力；热力循环系统B是产生推力的主要循环，这个循环没有旋转的涡轮组件，可采用更高燃气的温度。

新型双热力循环喷气发动机的两个热力循环可近似看作两个定压加热的热力循环。定压加热的热力循环在不考虑燃气最高温度限制情况下，循环效率仅由气体的压缩比决定，气体的增压比越大，热机的循环效率就越高；在压缩比一定时，气体被燃烧加热后燃气的温度越高，单位循环功就越大。在燃气最高温度受到限制情况下，两个循环都分别有一个与燃气最高温度对应的最佳增压比，这时循环功最大，产生的推力也最大；热循环效率随燃气最高温度的提高而增加，也就是说，双循环发动机的功率和效率都仅由燃气的最高温度决定，燃气的最高温度越大，热机循环效率和循环功就越大，在现有条件下，高温燃气中没有旋转涡轮组件的循环提高最高燃气温度有很大空间，因此，发动机建立双热力循环，通过提高燃气中没有旋转涡轮组件循环最高燃气温度的方法，就可提高发动机功率、热效率等性能。

一种双热力循环喷气发动机由两个热力循环系统组成，热力循环系统A的工作过程是：大气中的气体由可调进气道吸入或在可调进气道中冲压压缩有一定压力后送入多级压气机、多级压气机以近似绝热等熵的过程将气体压缩成高压气体后通过压气机中段的抽气集气装置和引气装置送入燃烧室A，燃料喷入燃烧室A燃烧对高压气体进行近似等压的加热后送入多级涡轮组件，涡轮组件将燃气的热能转变成机械能通过传动轴带动多级压气机，涡轮组件后的燃气通过可调尾喷管A以一定速度喷出，或产生一部分推力。热力循环系统A的燃气温度按当前可实现的涡组件轮前最高允许温度选取。热力循环系统B循环的工作过程是：大气中的气体由可调进气道吸入或在可调进气道中冲压压缩有一定压力后送入多级压气机，多级压气机以近似绝热等熵的过程将气体压缩成高压气体后送入燃烧室B，燃料喷入燃烧室B燃烧对高压气体进行近似等压的加热后送入可调尾喷管B，高温高压燃气通过可调尾喷管B以一定速度喷出，产生主要推力。热力循环系统B没有高温旋转部件，该循环的燃气温度可远高于当前可实现的涡轮组件前最高允许温度。两个循环产生推力的合成构成总推力。

热力循环系统A涡轮组件产生的功除供给该循环压缩气体外，还要满足热力循环系统B压缩气体所需的功，这也是两个热力循环系统之间的联系。

本发明的有益效果是：

双热力循环喷气发动机采用两个热力循环，增加了可调控参数，使涡轮喷气发动机具有更好、更宽的速度、高度特性和使用范围。

双热力循环喷气发动机高温循环最高燃气温度每提高100K，发动机的功率和热循环效率比单一循环的涡轮喷气发动机可分别提高约5％和1％以上，为提高涡轮喷气发动机的推力、推重比、热效率、推进效率和降低燃料消耗率提供了新途径和方法。

双热力循环喷气发动机采用最高燃气温度不同的两个热力循环，热力循环系统A带有涡轮部件，热力循环系统B没有旋转的涡轮组件，这种高温负荷大的旋转部件放在相对温度较低的循环方式，为延长发动机的使用寿命和提高可靠性提供了新途径和方法。

双热力循环喷气发动机的研制、生产，可借鉴、利用现有成熟涡轮喷气发动机的工艺、技术、制造等资源，为改型升级现有涡轮喷气发动机，缩短新型高性能喷气发动机的研发周期提供了新途径和方法。

双热力循环喷气发动机的推力主要由热力循环系统B产生，其燃气的最高允许温度较高，可达2000K以上，等于或大于当前采用加力方式工作的加力燃烧温度，如果在短时间内，使双循环工作在发动机额定工作状态之上、最高许可状态之下，也可使发动机加力，而且，这时发动机的燃烧条件优于因加力燃烧部位压力低或氧气变稀的加力涡轮喷气发动机和加力涡轮风扇发动机的加力条件，因此不需再另外设置加力系统。这提供了更好的发动机加力途径和方法。

附图说明

图1为本发明的结构示意图。

图1中1、可调进气道，2、多级压气机，3、压气机中段的抽气集气装置，4、引气装置，5、燃烧室A，6、涡轮组件，7、传动轴，8、可调尾喷管A，9、燃烧室B。

具体实施方式

实施例1：

1、如图所示，一种双热力循环喷气发动机，包括可调进气道1、多级压气机2、热力循环系统A和热力循环系统B，热力循环系统A包括压气机中段的抽气集气装置3、引气装置4、燃烧室A5、涡轮组件6、传动轴7、可调尾喷管A8；所述热力循环系统B包括燃烧室B9、可调尾喷管B10。热力循环系统A和热力循环系统B协同工作，可调进气道1为热力循环系统A和热力循环系统B共用、多级压气机2为热力循环系统A和热力循环系统B部分共用。

一种双热力循环喷气发动机由两个热力循环系统组成，热力循环系统A的工作过程是：大气中的气体由可调进气道1吸入或在可调进气道1中冲压压缩有一定压力后送入多级压气机2，多级压气机2以近似绝热等熵的过程将气体压缩成高压气体后通过压气机中段的抽气集气装置3和引气装置4送入燃烧室A5，燃料喷入燃烧室A5燃烧对高压气体进行近似等压的加热后送入涡轮组件6，涡轮组件6将燃气的热能转变成机械能通过传动轴7带动多级压气机2，涡轮组件6后的燃气通过可调尾喷管A8以一定速度喷出，产生一部分推力。热力循环系统A的燃气温度按当前可实现的涡轮组件6前最高允许温度选取。热力循环系统B循环的工作过程是：大气中的气体由可调进气道1吸入或在可调进气道1中冲压压缩有一定压力后送入多级压气机2，多级压气机2以近似绝热等熵的过程将气体压缩成高压气体后送入燃烧室B9，燃料喷入燃烧室B9燃烧对高压气体进行近似等压的加热后送入可调尾喷管B10，高温高压燃气通过可调尾喷管B10以一定速度喷出，产生主要推力。热力循环系统B没有高温旋转部件，该循环的燃气温度可远高于当前可实现的涡轮前最高允许温度。两个循环产生推力的合成构成总推力。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以对本发明进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本发明权利要求的保护范围内。

Claims

1.一种双热力循环喷气发动机，其特征在于，包括可调进气道、多级压气机、协同工作的热力循环系统A和热力循环系统B，所述热力循环系统A包括多级压气机中段的抽气集气装置、引气装置、燃烧室A、涡轮组件、传动轴、可调尾喷管A；所述热力循环系统B包括燃烧室B、可调尾喷管B。

2.根据权利要求1所述的一种双热力循环喷气发动机，其特征在于，所述热力循环系统B的燃烧室B出口燃气的最高允许温度大于或等于热力循环系统A的燃烧室A出口燃气的最高允许温度。

3.根据权利要求1所述的一种双热力循环喷气发动机，其特征在于，所述热力循环系统B的气体增压比等于或大于热力循环系统A的气体增压比。