CN107939528A - 基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统，主要用于马赫数为0～6范围内的高超声速飞行。在不同类型的强预冷推进系统中加入冷却剂冷却系统，并根据工作需要加入旁路冲压系统，形成冷却剂与燃料复合冷却的强预冷/冲压‑强预冷组合循环，从而有效解决在高超声速飞行时由于来流气流热量大，燃料作为热沉无法完全满足冷却需求导致的燃料浪费，以及采用氢等低比体积热沉燃料带来的有限空间内携带冷却剂及燃料质量小的问题，同时冷却剂也可以对燃烧室、尾喷管等高温部件进行冷却。本发明可以有效提升预冷发动机的性能及扩展其速域范围，为飞行马赫数为0～6范围内的高速飞行器提供高效可靠的动力。

Description

基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器技术领域，尤其是涉及用于飞行马赫数为0～6范围内基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统。

背景技术

高超声速飞行器的发展是飞行器发展的一个重要方向。由于飞行器以高超声速飞行时，来流空气经进气道滞止后温度过高，而受到压气机材料的限制，压气机无法直接对来流空气进行压缩，此时一般的布雷顿循环已经不适合高超声速发动机的气动热力循环，因此，人类试图改变发动机内气动热力循环模式以提高飞行马赫数、推力、比冲，扩展其飞行包线，预冷技术从而被开始使用。

最初设计的氢/氧火箭发动机，是利用低温液氢燃料对来流空气进行液化，随后液态空气经由增压泵到火箭燃烧室中参与燃烧，高马赫数下进气道关闭，发动机进入纯火箭模态，其推重比可以为飞行器提供一定动力，但是其比冲仍未达到飞行器单级入轨往返的要求，以及受其发射方式的限制与不能重复使用等其他问题，该预冷发动机具有较大的局限性。之后对于氢/氧火箭发动机，有一定改进，来流深度冷却技术取代了原先的来流液化技术，且使用氢涡轮膨胀做功，从而带动空气压气机对空气进行压缩，该方案可以大幅度提高发动机比冲性能，但是在高温高压下金属仍然容易发生氢脆问题以及高温下的系统安全等问题，使得该预冷发动机也具有一定局限性；为了解决氢/氧火箭发动机的问题，将多路循环子系统耦合在一起，如在“热源”空气和“冷源”液氢之间设置有布雷顿氦循环出现了如英国的SABRE发动机等预冷发动机，但是在高马赫数时，强预冷推进系统中用于冷却的氢的量远多于用于燃烧的量，造成了比冲低且浪费大的问题，同时氢体积大，储存同等量的燃料，占据更大体积，以上因素皆限制了其应用。

因此，如何解决在飞行器高超声速飞行时由于来流气流热量大，燃料作为热沉无法完全满足冷却需求导致的燃料浪费，以及采用氢等低比体积热沉燃料带来的有限空间内携带冷却剂及燃料质量小和燃烧室、尾喷管等部件温度过高的问题是本领域技术人员亟待解决的技术问题。

发明内容

有鉴于此，本发明的是提供一种基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统，以解决在飞行器高超声速飞行时由于来流气流热量大，燃料作为热沉无法完全满足冷却需求导致的燃料浪费，以及采用氢等低比体积热沉燃料带来的有限空间内携带冷却剂及燃料质量小和燃烧室、尾喷管等部件温度过高的问题。

为了实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统，包括强预冷推进系统和进气道，所述进气道出口与所述强预冷推进系统的空气进口导通，来流空气能够经过所述进气道滞止升温后进入所述强预冷推进系统，还包括冷却剂冷却系统，所述冷却剂冷却系统包括：

冷却剂泵；

冷却剂调节阀，所述冷却剂调节阀的入口与所述冷却剂泵的出口导通；

前端冷却器，所述前端冷却器的冷却剂入口与所述冷却剂调节阀的出口导通，所述前端冷却器的冷却剂出口分别与所述强预冷推进系统的中心喷管及主燃烧室导通，所述前端冷却器的空气入口与所述进气道的出口导通，所述前端冷却器的空气出口与所述强预冷推进系统的空气入口导通；

当飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，所述冷却剂泵启动，所述冷却剂调节阀打开，所述前端冷却器启动。

优选地，在上述基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统中，还包括旁路冲压系统；

所述旁路冲压系统包括：

旁路燃烧室，所述旁路燃烧室的空气入口与所述进气道的出口导通，所述旁路燃烧室与所述前端冷却器的冷却剂出口相导通；

旁路尾喷管，所述旁路尾喷管的入口与所述旁路燃烧室的出口导通，所述前端冷却器的冷却剂出口与所述旁路尾喷管导通；

旁路燃油调节阀，所述旁路燃油调节阀的入口与所述主燃烧室燃油入口导通，所述旁路燃油调节阀的出口与所述旁路燃烧室的燃油入口导通；

当飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，所述旁路燃油调节阀打开。

优选地，在上述基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统中，所述强预冷推进系统还包括：

第一燃油泵；

第一调节阀，所述第一调节阀的入口与所述第一燃油泵的出口导通；

第一循环泵，所述第一循环泵的入口与所述第一调节阀的出口导通；

第一强预冷器，所述第一强预冷器的燃油入口与所述第一循环泵的出口导通；

第一强预冷调节阀，所述第一强预冷调节阀入口与所述第一强预冷器的燃油入口导通，所述第一强预冷调节阀的出口与所述第一强预冷器的燃油出口导通；

第一主燃烧室换热器，所述第一主燃烧室换热器的燃油入口与所述第一强预冷器的燃油出口导通，所述主燃烧室的出口与所述第一主燃烧室换热器的燃气入口导通，所述第一主燃烧室换热器的燃气出口与所述中心喷管入口导通；

第一循环涡轮，所述第一循环涡轮的入口与所述第一换热器的燃油出口导通，所述第一循环涡轮的动力输出端和所述第一循环泵的动力输入端连接；

第一核心涡轮，所述第一核心涡轮的入口与所述第一换热器的燃油出口导通，所述主燃烧室的燃油入口与所述第一核心涡轮的出口导通；

第一空气压气机，所述第一空气压气机的入口与所述第一强预冷器的空气出口导通，所述第一强预冷器的空气入口为所述强预冷推进系统的空气入口，所述第一空气压气机的出口与所述主燃烧室的空气入口导通，所述第一核心涡轮的动力输出端与所述第一空气压气机的动力输入端连接；

当所述飞行器的飞行马赫数达到第一预设范围值时，所述第一调节阀和所述第一强预冷调节阀打开，所述前端冷却器和所述第一强预冷器不工作，均为空气流动通道；

当所述飞行器的飞行马赫数达到第二预设范围值时，所述第一调节阀打开，所述第一强预冷调节阀关闭，所述第一强预冷器工作，所述前端冷却器不工作，为空气流动通道；

当所述飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，所述第一调节阀打开，所述第一强预冷调节阀关闭，所述旁路燃油调节阀打开。

优选地，在上述基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统中，所述强预冷推进系统中还包括：

第二燃油泵；

第二调节阀，所述第二调节阀的入口与所述第二燃油泵的出口导通；

冷却器，所述冷却器的燃油入口与所述第二调节阀的出口导通；

预燃室，所述预燃室的燃油入口与所述冷却器的燃油出口导通；

高温换热器，所述高温换热器的燃气入口与所述预燃室的出口导通，所述主燃烧室的空气入口与所述高温换热器的第一燃气出口导通，所述主燃烧室的燃油入口与所述冷却器的燃油出口导通，所述主燃烧室的出口与所述中心喷管入口导通；

第二强预冷器，所述第二强预冷器的空气入口与所述前端冷却器的空气出口导通；

第二强预冷调节阀，所述第二强预冷调节阀的入口与所述第二强预冷器的工质入口导通，所述第二强预冷调节阀的出口与所述第二强预冷器的工质出口导通；

第二空气压气机，所述第二空气压气机的入口与所述第二强预冷器的空气出口导通，所述第二空气压气机的出口与所述预燃室的空气入口导通；

第二核心涡轮，所述第二核心涡轮的入口与所述高温换热器的工质出口导通；

第二循环涡轮，所述用于工质循环的第二循环涡轮的工质入口与所述第二核心涡轮的出口导通；

回热器，所述回热器的工质第一入口与所述第二循环涡轮的出口导通，所述回热器的工质第一出口与所述冷却器的工质入口导通；

第二循环泵，所述第二循环泵的入口与所述冷却器的工质出口导通，所述第二循环泵的出口与所述回热器的工质第二入口导通，所述回热器的工质第二出口与所述第二强预冷器的工质入口导通，所述第二强预冷器的工质出口与所述高温换热器的工质入口导通；

所述第二核心涡轮的动力输出端与所述第二空气压气机的动力输入端连接，所述第二循环涡轮的动力输出端和所述第二循环泵的动力输入端连接；

当所述飞行器的飞行马赫数达到第四预设范围值时，所述第二调节阀和所述第二强预冷调节阀打开，所述前端冷却器和所述第二强预冷器不工作，均为空气流动通道，所述预燃室内空气和燃油掺混点燃，所述工质在所述高温换热器内从空气循环中吸热；

当所述飞行器的飞行马赫数达到第五预设范围值时，所述第二调节阀打开，所述第二强预冷调节阀关闭，所述第二强预冷器工作，所述前端冷却器不工作，为空气流动通道，所述预燃室内空气和燃油掺混点燃，所述工质在所述高温换热器内从空气循环中吸热；

当所述飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，所述第二调节阀打开，所述第二强预冷调节阀关闭，所述旁路燃油调节阀打开。

优选地，在上述基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统中，所述第一预设范围值为大于0，且小于或等于3.5；

所述第二预设范围值为大于或等于1.5，且小于或等于4.5；

所述第三预设范围值为大于或等于2，且小于或等于6。

优选地，在上述基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统中，所述第四预设范围值为大于0，且小于或等于3.5；

所述第五预设范围值为大于或等于1.5，且小于或等于4.5；

所述第三预设范围值为大于或等于2，且小于或等于6。

优选地，在上述基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统中，所述燃料包括氢、烃类物质以及航空煤油；

所述冷却剂包括水、液氮、碳氢类化合物和二氧化碳。

优选地，在上述基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统中，所述工质包括超临界氦以及超临界二氧化碳。

从上述的技术方案可以看出，本发明所公开的基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统，当飞行马赫数达到第三预设范围值时，将冷却剂调节阀打开，冷却剂泵启动，前端冷却器启动，此时，冷却剂泵中的冷却剂通过冷却剂调节阀和前端冷却器进入中心喷管与主燃烧室对其进行冷却。空气经过进气管滞止升温后进入前端冷却器，由前端冷却器冷却后，空气从强预冷推进系统的空气入口进入强预冷推进系统。本发明所提出的冷却剂与燃料复合冷却技术，引入冷却剂冷却系统，可以有效解决在高超声速飞行时由于来流气流热量大，燃料作为热沉无法完全满足冷却需求导致的燃料浪费，以及采用氢等低比体积热沉燃料带来的有限空间内携带冷却剂及燃料质量小的问题。本发明在高马赫数飞行条件下，冷却剂经前端冷却器与来流换热之后，进入中心喷管中对其进行冷却，这有利于发动机高温部件的冷却。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明提供的基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷开式循环飞行器推进系统的原理结构示意图；

图2为本发明提供的基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷闭式循环飞行器推进系统的原理结构示意图；

图3为本发明提供的基于冷却剂与燃料复合冷却的冲压-强预冷开式循环飞行器推进系统的原理结构示意图；

图4为本发明提供的基于冷却剂与燃料复合冷却的冲压-强预冷闭式循环飞行器推进系统的原理结构示意图；

图5为冷却剂流经旁路燃烧室、旁路尾喷管以及基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷闭式循环飞行器推进系统中冷却剂流经主燃烧室与中心喷管的原理图；

图6为基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷开式循环飞行器推进系统中冷却剂流经主燃烧室与中心喷管的原理图。

其中，图1-6中：

进气道2、旁路燃烧室402、主燃烧室101、旁路尾喷管403、旁路燃油调节阀401、冷却剂泵301、冷却剂调节阀302、前端冷却器303、中心喷管102、第一燃油泵103、第一调节阀104、第一循环泵105、第一强预冷器106、第一强预冷调节阀107、第一主燃烧室换热器108、第一循环涡轮109、第一核心涡轮110、第一空气压气机111、第二燃油泵112、第二调节阀113、冷却器114、预燃室115、高温换热器116、第二强预冷器117、第二强预冷调节阀118、第二空气压气机119、第二核心涡轮120、第二循环涡轮121、回热器122、第二循环泵123。

具体实施方式

为了使本领域的技术人员更好的理解本发明的技术方案，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步的详细说明。

实施例一

本发明公开了一种基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统。其中，飞行器推进系统包括强预冷推进系统、进气道2和冷却剂冷却系统。

冷却剂冷却系统包括冷却剂泵301、冷却剂调节阀302和前端冷却器303。

进气道2的出口与前端冷却器303空气入口导通，来流空气经过进气道2后滞止升温。

冷却剂调节阀302的入口与冷却剂泵301的出口导通，前端冷却器303的冷却剂入口与冷却剂调节阀302的出口导通，前端冷却器303的冷却剂出口与强预冷推进系统的中心喷管102导通，前端冷却器303的冷却剂出口还与强预冷推进系统的主燃烧室101导通。前端冷却器303的空气入口与进气道2的出口导通，前端冷却器303的空气出口与强预冷器117的空气入口导通。

当飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，冷却剂泵301启动，冷却剂调节阀302打开，前端冷却器303启动。第三预设范围值为较大的数值，在本实施例中，为2～6。这里，前端冷却器303启动是指前端冷却器303开启冷却功能。

本发明公开的飞行器推进系统，当飞行马赫数达到第三预设范围值时，将冷却剂调节阀302打开，冷却剂泵301启动，前端冷却器303启动，此时，冷却剂泵301中的冷却剂通过冷却剂调节阀302和前端冷却器303进入中心喷管102和主燃烧室101。来流空气经过进气管滞止升温后进入前端冷却器303，前端冷却器303冷却空气后，空气从强预冷推进系统的空气入口进入强预冷推进系统。本发明所提出的冷却剂与燃料复合冷却技术，引入冷却剂冷却系统，可以有效解决在高超声速飞行时由于来流气流热量大，燃料作为热沉无法完全满足冷却需求导致的燃料浪费，以及采用氢等低比体积热沉燃料带来的有限空间内携带冷却剂及燃料质量小的问题。本发明在高马赫数飞行条件下，冷却剂经前端冷却器303与来流换热之后，进入中心喷管102与主燃烧室101中对其进行冷却，这有利于发动机高温部件的冷却。

实施例二

如图1所示，在本发明提供的第二实施例中，本实施例中的基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统和实施例一中的基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统的结构类似，对相同之处就不再赘述了，仅介绍不同之处。

在本实施例中，具体公开了基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统，具体包括进气道2、强预冷推进系统和冷却剂冷却系统，其中强预冷系统采用开式循环系统时，强预冷推进系统包括第一燃油泵103、第一调节阀104、第一循环泵105、第一强预冷器106、第一强预冷调节阀107、第一主燃烧室换热器108、第一循环涡轮109、第一核心涡轮110和第一空气压气机111、主燃烧室101和中心喷管102。冷却剂冷却系统包括冷却剂泵301、冷却剂调节阀302和前端冷却器303。

其中，第一调节阀104的入口与第一燃油泵103的出口导通，第一循环泵105的入口与第一调节阀104的出口导通，第一强预冷器106的燃油入口与第一循环泵105的出口导通。第一强预冷调节阀107和第一强预冷器106并联设置：第一强预冷调节阀107的入口与第一强预冷器106的燃油入口导通，第一强预冷调节阀107的出口与第一强预冷器106的燃油出口导通。

第一主燃烧室换热器108的燃油入口与第一强预冷器106的燃油出口导通，主燃烧室101的出口与第一主燃烧室换热器108的燃气入口导通，第一主燃烧室换热器108的燃气出口与中心喷管102的入口导通，第一循环涡轮109的入口与第一主燃烧室换热器108的燃油出口导通，第一循环涡轮109的动力输出端和第一循环泵105的动力输入端连接，第一核心涡轮110的入口与第一循环涡轮109的出口导通，主燃烧室101的燃油入口与第一核心涡轮110的出口导通，主燃烧室101与前端冷却剂的冷却剂出口导通，第一空气压气机111的空气入口与第一强预冷器106的空气出口导通，第一强预冷器106的空气入口与前端冷却器303空气出口导通，第一空气压气机111的空气出口与主燃烧室101的空气入口导通，第一核心涡轮110的动力输出端与第一空气压气机111的动力输入端连接。

在飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，冷却剂泵301启动，冷却剂调节阀302打开，前端冷却器303启动。

在飞行速度较低，飞行马赫数第一预设范围值时，采用第一工作模式，此时，第一调节阀104和第一强预冷调节阀107打开，前端冷却器303和第一强预冷器106不工作，均为空气流动通道(前端冷却器303和第一强预冷器106不工作是指它们的冷却功能未开启，仅作为空气流动通道)。该第一工作模式气动热力循环如下：1、空气循环：空气经进气道2后速度降低，温度升高，进入第一空气压气机111后被压缩，随后在主燃烧室101中与燃料掺混点燃，同时升温的燃气在第一换热器108中与燃料换热后温度降低，之后于主燃烧室101中再次点燃，最后经中心喷管102膨胀加速，产生推力；2、燃料循环：燃料由第一燃油泵103进入系统，在循环泵内被压缩，随后经由第一强预冷器106调节阀进入第一主燃烧室换热器108吸收热量，之后在第一循环涡轮109中膨胀做功以带动第一循环泵105，再进入第一核心涡轮110膨胀做功以带动第一空气压气机111，最后进入主燃烧室101与来流空气掺混燃烧。

在飞行器的飞行速度逐渐增加，飞行马赫数达到第二预设范围值时，采用第二工作模式，此时，第一调节阀104打开，第一强预冷调节阀107关闭，前端冷却器303不工作，为空气流动通道；而第一强预冷器106开始工作。该第二工作模式气动热力循环与第一工作模式相比，来流空气在进入第一空气压气机111之前，先经由第一强预冷器106被冷却；燃料则需要在第一强预冷器106中吸热之后，再进入第一换热器108，其余循环步骤皆与第一工作模式一致。

在飞行器的飞行速度较高，飞行马赫数达到第三预设范围值时，采用第三工作模式，此时，第一调节阀104打开，第一强预冷调节阀107关闭，冷却剂调节阀302打开。该第三工作模式的气动热力循环与第二工作模式相比，空气在进入第一强预冷器106之前，需要进入前端冷却器303放热；与之前的工作模式相比，此时存在冷却剂循环：冷却剂由冷却剂泵301进入系统，随后在前端冷却器303中换热，再进入主燃烧室101与中心喷管102蒸发成气体，加速膨胀，产生推力，并对主燃烧室101与中心喷管102进行冷却。

本实施例中，第一预设范围值为大于0，且小于或等于3.5；第二预设范围值为大于或等于1.5，且小于或等于4.5；第三预设范围值为大于或等于2，且小于或等于6。

在该方案下，当飞行器燃料使用氢，冷却剂冷却使用水冷，并以Ma＝5在H＝25km飞行时，系统处于第三工作模式，此时对于空气循环而言，进口流量为10kg/s，通过进气道2之后总温总压分别为1329K和296.73kPa。空气经由前端冷却器303与第一强预冷器106降温之后进入压比为1.6的第一空气压气机111被压缩，随后与燃料氢在主燃烧室101内掺混点燃，之后在第一主燃烧室换热器108内进行换热，之后在中心喷管102中加速膨胀，产生推力。氢循环流量为0.36kg/s，冷却剂水的循环流量为0.65kg/s，图中各组件进出口总温和总压均可以通过能量守恒求得。该状态下，可产生推力4kN。

实施例三

如图2所示，在本发明提供的第三实施例中，本实施例中的基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统和实施例一中的基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统的结构类似，对相同之处就不再赘述了，仅介绍不同之处。

本实施例中，具体公开了基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统，具体包括进气道2，强预冷推进系统和冷却剂冷却系统，其中强预冷系统采用闭式循环系统。强预冷推进系统还包括第二燃油泵112、第二调节阀113、冷却器114、预燃室115、高温换热器116、第二强预冷器117、第二强预冷调节阀118、第二空气压气机119、第二核心涡轮120、第二循环涡轮121、回热器122和第二循环泵123。

其中，第二调节阀113的入口与第二燃油泵112的出口导通，冷却器114的燃油入口与第二调节阀113的出口导通，预燃室115的燃油入口与冷却器114的燃油出口导通，高温换热器116的燃气入口与预燃室115的出口导通，主燃烧室101的空气入口与高温换热器116的燃气出口导通，主燃烧室101的燃料入口与冷却器114的燃油出口导通，主燃烧室101与中心喷管102导通。

第二强预冷器117的空气入口为强预冷推进系统的空气入口，其与前端冷却器303的空气出口导通。第二强预冷调节阀118与第二强预冷器117并联设置，其入口与第二强预冷器117的工质入口导通，第二强预冷调节阀118的出口与第二强预冷器117的工质出口导通，第二空气压气机119的入口与第二强预冷器117的空气出口导通，第二空气压气机119的出口与预燃室115的空气入口导通。

第二核心涡轮120的入口与高温换热器116的工质出口导通，第二循环涡轮121的入口与第二核心涡轮120的出口导通，回热器122的工质第一入口与第二循环涡轮121的出口导通，回热器122的工质第一出口与冷却器114的工质入口导通，第二循环泵123的入口与冷却器114的工质出口导通，第二循环泵123的出口与回热器122的工质第二入口导通，回热器122的工质第二出口与第二强预冷器117的工质入口导通，第二强预冷器117的工质出口与高温换热器116的工质入口导通。

第二核心涡轮120的动力输出端与第二空气压气机119的动力输入端连接，第二循环涡轮121的动力输出端和第二循环涡轮121的动力输入端连接。

在飞行速度较低，飞行器的飞行马赫数达到第四预设范围值时，采用第一工作模式，此时，第二调节阀113和第二强预冷调节阀118打开，前端冷却器303和第二强预冷器117不工作，均为空气流动通道(前端冷却器303和第二强预冷器117不工作是指它们的冷却功能未开启，仅作为空气流动通道)，预燃室115内空气和燃料掺混点燃，工质在高温换热器116内从空气循环中吸热。该第一工作模式的气动循环如下：1、空气循环：空气经进气道2滞止升温后，在第二空气压气机119内被压缩，随后在预燃室115里与燃料掺混点燃，升温后的燃气经由高温换热器116与进行热量交换，之后在第二主燃烧室101内与燃料掺混点燃，最后进入中心喷管102加速膨胀，产生推力。2、工质闭式循环：工质在高温换热器116中从空气循环吸热，随后第二核心涡轮120对升温后的工质膨胀做功以驱动第二空气压气机119，再由第二循环涡轮121膨胀做功以驱动第二循环泵123，接着在回热器122内吸热，再至冷却器114中放热以便于第二循环泵123对工质进行压缩，之后进入回热器122中放热，最后经由第二强预冷器调节阀117流入高温换热器116形成封闭的循环。3、燃料循环如下：燃料由第二燃油泵112进入系统，在冷却器114中从工质闭式循环吸收热量，之后分别进入预燃室115与主燃烧室101与空气掺混点燃。

在飞行速度逐渐增加，飞行马赫数达到第五预设范围值时，采用第二工作模式，此时，第二调节阀113打开，第二强预冷调节阀118关闭，前端冷却器303不工作，为空气流动通道；而第二强预冷器117工作，预燃室115内空气和燃料掺混点燃，工质在高温换热器116内从空气循环中吸热。该第二工作模式气动热力循环与第一工作模式相比，空气进入第二空气压气机119之前需要先进入第二强预冷器117放热；工质循环中工质需经由第二强预冷器117吸热。其余循环步骤皆与第一工作模式一致。

在飞行速度较高，飞行马赫数达到第三预设范围值时，采用第三工作模式，此时，第二调节阀113打开，第二强预冷调节阀118关闭，旁路燃油调节阀401打开。该第三工作模式气动热力循环与第二工作模式相比，空气在进入第二强预冷器117前需先进入前端冷却器303放热；且此时存在冷却剂循环：冷却剂由冷却剂泵301进入前端冷却器303对来流空气进行冷却，随后进入主燃烧室101与中心喷管102进行冷却，之后与燃气掺混在中心喷管102内加速膨胀，产生额外推力，其具体实现如图所示。该第三工作模式在飞行器以马赫数6巡航时，第二强预冷器117完全工作，闭式循环通过第二强预冷器117从空气循环中吸收的热量足以维持第二核心涡轮120正常工作。因此，在马赫6巡航时，预燃室115与高温换热器116不工作，仅作为流体流动通道。其余循环步骤皆与第二工作模式一致。

本实施例中，第四预设范围值为大于0，且小于或等于3.5；第五预设范围值为大于或等于1.5，且小于或等于4.5；第三预设范围值为大于或等于2，且小于或等于6。

该方案下，当飞行器燃料使用氢，闭式循环中的工质采用氦，冷却剂冷却采用水冷，并以Ma＝5在H＝28.5km飞行时，系统处于第三工作模式。此时对于空气循环而言，进口流量为12.71kg/s,通过进气道2后总温与总压分别为1242K和221.37kPa。空气经前端冷却器303与第二强预冷器117冷却后进入压比为4.31的第二空气压气机119中被压缩。随后被压缩的空气在预燃室115中与燃料氢掺混点燃，随后经由高温换热器116换热后进入主燃烧室101与燃料氢掺混并在中心喷管102中产生推力。图中其余各组件进出口总温和总压均可以通过能量守恒求得。该状态下，可产生推力12kN。

实施例四

如图3所示，在本发明提供的第四实施例中，本实施例中的基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统和实施例一中的基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统的结构类似，对相同之处就不再赘述了，仅介绍不同之处。

本实施例中，具体公开了基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统具体包括进气道2、强预冷推进系统、旁路冲压系统和冷却剂冷却系统。

旁路冲压系统包括旁路燃烧室402、旁路尾喷管403和旁路燃油调节阀401。

其中，旁路燃烧室402的空气入口与进气道2的出口导通，旁路尾喷管403与旁路燃烧室402的出口导通，冷却剂调节阀302的出口与旁路尾喷管403导通，旁路燃油调节阀401的入口与主燃烧室101燃油入口导通。第一核心涡轮110出口出来的燃料进入主燃烧室101之前就分叉成两路，一路进入主燃烧室101，一路进入旁路燃烧室402。旁路燃油调节阀401的出口与旁路燃烧室402的燃油入口导通。

当飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，旁路燃油调节阀401打开。

本实施例中，基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统中的强预冷系统采用开式循环系统，其原理图如图3所示。

在飞行速度较低，飞行马赫数属于第一预设范围值时，此时旁路燃油调节阀401、冷却剂调节阀302关闭，而第一调节阀104、第一强预冷调节阀107打开，前端冷却器303与第一强预冷器106皆不工作，此时系统采用第一工作模式(前端冷却器303和第一强预冷器106不工作是指它们的冷却功能未开启，仅作为流体流动通道)。该第一工作模式下的气动热力循环如下：1、空气循环：空气经进气道2滞止升温后，进入内涵，在第一空气压气机111内被压缩，随后在主燃烧室101中与燃料掺混点燃，同时升温的燃气在第一主燃烧室换热器108中与燃料换热后温度降低，之后于主燃烧室101中再次点燃，最后在中心喷管102中膨胀加速，产生推力。2、燃料循环如下：燃料由第一燃油泵103进入系统，在第一循环泵105内被压缩，随后经由第一强预冷器106调节阀进入第一换热器108吸收热量，接着第一循环涡轮109对燃料膨胀做功以带动第一循环泵105，然后第一核心涡轮110对燃料膨胀做功以带动第一空气压气机111，最后由第一核心涡轮110流出的燃料进入主燃烧室101与来流空气掺混燃烧。

在飞行速度逐渐增加，飞行马赫数属于第二预设范围值时，采用第二工作模式。此时，第一调节阀104打开，第一强预冷调节阀107、冷却剂调节阀302、旁路燃油调节阀401关闭，前端冷却器303不工作，为流动通道；而第一强预冷器106开始工作。该第二工作模式气动热力学循环与第一工作模式相比，空气在进入第一空气压气机111前，先经过第一强预冷器106放热；燃料则由第一循环泵105流出后，进第一入强预冷器106完成对来流空气的冷却。其余循环步骤皆与第一工作模式一致。

在飞行速度较高，飞行马赫数属于第三预设范围值时，采用第三工作模式。此时，第一调节阀104、冷却剂调节阀302打开、旁路燃油调节阀401打开，第一强预冷调节阀107关闭。该第三工作模式的气动热力循环与第二工作模式相比，来流空气在进入第一强预冷器106之前，需要进入前端冷却器303放热，而外涵空气则直接在旁路燃烧室402中与燃料掺混点燃，随后与冷却剂一同进入旁路尾喷管403产生推力；与之前的工作模式相比，此时存在冷却剂循环：冷却剂由冷却剂泵301进入系统，随后在前端冷却器303中换热，再进入旁路燃烧室402、主燃烧室101、旁路尾喷管403以及中心喷管102进行冷却，之后与燃气掺混后，进入旁路尾喷管403与中心喷管102蒸发成气体加速膨胀，产生推力，其具体实现如图3、5所示。此外，该第三工作模式下，可以根据情况，关闭空气外涵流路，此时仅由冷却剂在旁路尾喷管403与中心喷管102中产生推力。其余循环步骤皆与第二工作模式一致。

当飞行器燃料使用氢，冷却剂冷却采用水冷，并以Ma＝5在H＝25km飞行时，系统处于第三工作模式。此时对于空气循环而言，进口流量为13.7kg/s，通过进气道2之后总温总压分别为1329K和296.73kPa。内涵空气经过前端冷却器303与第一强预冷器106降温之后进入压比为1.6第一空气压气机111被压缩，随后与燃料氢在主燃烧室101内掺混点燃，之后在第一主燃烧室换热器108内进行换热，之后与冷却剂混合在中心喷管102加速膨胀，产生推力；同时外涵空气流路打开，外涵空气与燃料氢在旁路燃烧室402内掺混点燃，之后与冷却剂混合且在旁路尾喷管403加速膨胀，产生推力。氢循环流量为0.36kg/s，冷却剂水的循环流量为0.65kg/s，图中各组件进出口总温和总压均可以通过能量守恒求得。该状态下，可产生推力6.9kN。

实施例五

如图4所示，在本发明提供的第五实施例中，本实施例中的基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统和实施例三与四中的基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统的结构类似，对相同之处就不再赘述了，仅介绍不同之处。

本实施例中，基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统为包含冷却剂冷却系统的闭式循环冲压-强预冷推进系统。其中，从冷却器114燃油出口出来的燃料进入主燃烧室101之前就分叉成两路，一路进入主燃烧室101，一路进入旁路燃烧室402。

在飞行速度较低，飞行马赫数属于第四预设范围值时，采用第一工作模式。此时第二调节阀113、第二强预冷调节阀118打开，旁路燃油调节阀401与冷却剂调节阀302关闭。该第一工作模式的气动循环如下：1、空气循环：空气经进气道2滞止升温后，进入内涵，在第二空气压气机119内被压缩，随后在预燃室115里与燃料掺混点燃，升温后的燃气经由高温换热器116进行热量交换，之后在主燃烧室101内与燃料掺混点燃，最后进入中心喷管102加速膨胀，产生推力。2、工质闭式循环：工质在高温换热器116中从空气循环吸热，随后第二核心涡轮120对升温后的工质膨胀做功以驱动第二空气压气机119，再由第二循环涡轮121膨胀做功以驱动第二循环泵123，接着在回热器122内吸热，再至冷却器114中放热以便于第二循环泵123对工质进行压缩，之后进入回热器122中放热，最后经由第二强预冷器117调节阀流入高温换热器116形成封闭的循环。3、燃料循环如下：燃料由第二燃油泵112进入系统，在冷却器114中从工质闭式循环吸收热量，之后分别进入预燃室115与主燃烧室101与空气掺混点燃。

在飞行速度逐渐增加，飞行马赫数属于第二预设范围值时，采用第二工作模式。此时第二调节阀113打开，第二强预冷调节阀118、旁路燃油调节阀401与冷却剂调节阀302关闭。该第二工作模式气动热力循环与第一工作模式相比，空气进入第二空气压气机119之前需要先进入第二强预冷器117放热；工质循环中的工质需经由第二强预冷器117吸热。其余循环步骤皆与第一工作模式一致。

在飞行速度较高，飞行马赫数属于范围三时，采用第三工作模式。此时第二调节阀113、旁路燃油调节阀401与冷却剂调节阀302打开，第二强预冷调节阀118关闭。该第三工作模式气动热力循环与第二工作模式相比，内涵空气在进入第二强预冷器117前需先进入前端冷却器303放热，外涵空气在旁路燃烧室402里与燃料掺混点燃，所得燃气与冷却剂一同在旁路尾喷管403中产生推力；与之前的第二工作模式相比，此时存在冷却剂循环：冷却剂由冷却剂泵301进入前端冷却器303对来流空气进行冷却，随后进入旁路燃烧室402、主燃烧室101、旁路尾喷管403以及中心喷管102进行冷却，之后与燃气掺混在旁路尾喷管403与中心喷管102内加速膨胀，产生额外推力，其具体实现如图4、6所示。该第三工作模式在飞行器以马赫数6巡航时，第二强预冷器117完全工作，闭式循环通过第二强预冷器117从空气循环中吸收的热量足以维持第二核心涡轮120正常工作。因此，在马赫6巡航时，预燃室115与高温换热器116不工作，仅作为流体流动通道。此外，空气外涵流路也可以不打开，此时仅由冷却剂在旁路尾喷管403与中心喷管102中产生推力。其余循环步骤皆与第二工作模式一致。

该方案下，当飞行器燃料使用氢，闭式循环中的超临界工质采用氦，冷却剂冷却采用水冷，并以Ma＝5在H＝28.5km飞行时，系统处于第三工作模式。此时对于空气循环而言，进口流量为27kg/s,通过进气道2后总温与总压分别为1242K和221.37kPa。内涵空气经前端冷却器303与第二强预冷器117冷却后进入压比为4.31的空气压气机中被压缩。随后被压缩的空气在预燃室115中与燃料氢掺混点燃，随后经由高温换热器116换热后进入主燃烧室101与燃料氢掺混并在中心喷管102中产生推力；同时外涵空气流路打开，外涵空气与燃料氢在旁路燃烧室402内掺混点燃，之后与冷却剂混合且在旁路尾喷管403加速膨胀，产生推力。图中其余各组件进出口总温和总压均可以通过能量守恒求得。该状态下，可产生推力25kN。

本发明具有以下优点：

(1)本发明实现了飞行器推进系统在马赫数0～6范围内持续工作，为飞行马赫数为0～6范围内的高速飞行器提供高效可靠的动力。

(2)本发明采用冷却剂与燃料复合冷却技术，引入冷却剂冷却系统，可以有效解决在高超声速飞行时由于来流气流热量大，燃料作为热沉无法完全满足冷却需求导致的燃料浪费，以及采用氢等低比体积热沉燃料带来的有限空间内携带冷却剂及燃料质量小的问题。

(3)本发明在高马赫数飞行条件下，冷却剂经前端冷却器303与来流换热之后，进入系统中所包含的燃烧室与尾喷管中对其进行冷却，这有利于发动机高温部件的冷却。

本发明具体公开了燃料包括氢、烃类物质以及航空煤油，冷却剂包括水、液氮、碳氢类化合物和二氧化碳。工质包括超临界氦以及超临界二氧化碳。

本发明中，冷却剂在前端冷却器303中对来流冷却后，进入主流路与旁路分别对旁路燃烧室402、第一主燃烧室101、第二主燃烧室101、旁路尾喷管403以及中心喷管102对其进行冷却，之后在由旁路尾喷管403加速膨胀，产生推力，其具体实现如图5、图6所示，该循环方法有利于在高马赫数下对系统中所对应的燃烧室与尾喷管进行降温。

在本发明中的“第一”、“第二”等均为描述上进行区别，没有其他的特殊含义。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和创造性特点相一致的最宽的范围。

Claims (8)

1.一种基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统，包括强预冷推进系统和进气道(2)，所述进气道(2)的出口与所述强预冷推进系统的空气进口导通，来流空气能够经过所述进气道(2)滞止升温后进入所述强预冷推进系统，其特征在于，还包括冷却剂冷却系统，所述冷却剂冷却系统包括：

冷却剂泵(301)；

冷却剂调节阀(302)，所述冷却剂调节阀(302)的入口与所述冷却剂泵(301)的出口导通；

前端冷却器(303)，所述前端冷却器(303)的冷却剂入口与所述冷却剂调节阀(302)的出口导通，所述前端冷却器(303)的冷却剂出口分别与所述强预冷推进系统的中心喷管(102)及主燃烧室(101)导通，所述前端冷却器(303)的空气入口与所述进气道(2)的空气出口导通，所述前端冷却器(303)的空气出口与所述强预冷推进系统的空气入口导通；

当飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，所述冷却剂泵(301)启动，所述冷却剂调节阀(302)打开，所述前端冷却器(303)启动。

2.根据权利要求1所述的基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统，其特征在于，还包括旁路冲压系统；

所述旁路冲压系统包括：

旁路燃烧室(402)，所述旁路燃烧室(402)的空气入口与所述进气道(2)的出口导通，所述旁路燃烧室(402)与所述前端冷却器(303)的冷却剂出口相导通；

旁路尾喷管(403)，所述旁路尾喷管(403)的入口与所述旁路燃烧室(402)的出口导通，所述前端冷却器(303)的冷却剂出口与所述旁路尾喷管(403)导通；

旁路燃油调节阀(401)，所述旁路燃油调节阀(401)的入口与所述主燃烧室(101)的燃油入口导通，所述旁路燃油调节阀(401)的燃油出口与所述旁路燃烧室(402)的燃油入口导通；

当飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，所述旁路燃油调节阀(401)打开。

3.根据权利要求1或2所述的基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统，其特征在于，所述强预冷推进系统还包括：

第一燃油泵(103)；

第一调节阀(104)，所述第一调节阀(104)的入口与所述第一燃油泵(103)的出口导通；

第一循环泵(105)，所述第一循环泵(105)的入口与所述第一调节阀(104)的出口导通；

第一强预冷器(106)，所述第一强预冷器(106)的燃油入口与所述第一循环泵(105)的出口导通；

第一强预冷调节阀(107)，所述第一强预冷调节阀(107)的入口与所述第一强预冷器(106)的燃油入口导通，所述第一强预冷调节阀(107)的出口与所述第一强预冷器(106)的燃油出口导通；

第一主燃烧室换热器(108)，所述第一主燃烧室换热器(108)的燃油入口与所述第一强预冷器(106)的燃油出口导通，所述主燃烧室(101)的出口与所述第一主燃烧室换热器(108)的燃气入口导通，所述第一主燃烧室换热器(108)的燃气出口与所述中心喷管(102)入口导通；

第一循环涡轮(109)，所述第一循环涡轮(109)的入口与所述第一换热器的燃油出口导通，所述第一循环涡轮(109)的动力输出端和所述第一循环泵(105)的动力输入端连接；

第一核心涡轮(110)，所述第一核心涡轮(110)的入口与所述第一循环涡轮(109)出口导通，所述主燃烧室(101)的燃油入口与所述第一核心涡轮(110)的出口导通；

第一空气压气机(111)，所述第一空气压气机(111)的入口与所述第一强预冷器(106)的空气出口导通，所述第一空气压气机(111)的出口与所述主燃烧室(101)的空气入口导通，所述第一核心涡轮(110)的动力输出端与所述第一空气压气机(111)的动力输入端连接；

当所述飞行器的飞行马赫数达到第一预设范围值时，所述第一调节阀(104)和所述第一强预冷调节阀(107)打开，所述前端冷却器(303)和所述第一强预冷器(106)不工作，均为空气流动通道；

当所述飞行器的飞行马赫数达到第二预设范围值时，所述第一调节阀(104)打开，所述第一强预冷调节阀(107)关闭，所述第一强预冷器(106)工作，所述前端冷却器(303)不工作，为空气流动通道；

当所述飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，所述第一调节阀(104)打开，所述第一强预冷调节阀(107)关闭，所述旁路燃油调节阀(401)打开。

4.根据权利要求1或2所述的基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统，其特征在于，所述强预冷推进系统还包括：

第二燃油泵(112)；

第二调节阀(113)，所述第二调节阀(113)的入口与所述第二燃油泵(112)的出口导通；

冷却器(114)，所述冷却器(114)的燃油入口与所述第二调节阀(113)的燃油出口导通；

预燃室(115)，所述预燃室(115)的燃油入口与所述冷却器(114)的燃油出口导通；

高温换热器(116)，所述高温换热器(116)的燃气入口与所述预燃室(115)的出口导通，所述主燃烧室(101)的空气入口与所述高温换热器(116)的燃气出口导通，所述主燃烧室(101)的燃油入口与所述冷却器(114)的燃油出口导通，所述主燃烧室(101)的出口与所述中心喷管(102)入口导通；

第二强预冷器(117)，所述第二强预冷器(117)的空气入口与所述前端冷却器(303)的空气出口导通；

第二强预冷调节阀(118)，所述第二强预冷调节阀(118)的入口与所述第二强预冷器(117)的工质入口导通，所述第二强预冷调节阀(118)的出口与所述第二强预冷器(117)的工质出口导通；

第二空气压气机(119)，所述第二空气压气机(119)的入口与所述第二强预冷器(117)的空气出口导通，所述第二空气压气机(119)的出口与所述预燃室(115)的空气入口导通；

第二核心涡轮(120)，所述第二核心涡轮(120)的入口与所述高温换热器(116)的工质出口导通；

第二循环涡轮(121)，所述用于工质循环的第二循环涡轮(121)的入口与所述第二核心涡轮(120)的出口导通；

回热器(122)，所述回热器(122)的工质第一入口与所述第二循环涡轮(121)的出口导通，所述回热器(122)的工质第一出口与所述冷却器(114)的工质入口导通；

第二循环泵(123)，所述第二循环泵(123)的入口与所述冷却器(114)的工质出口导通，所述第二循环泵(123)的出口与所述回热器(122)的工质第二入口导通，所述回热器(122)的工质第二出口与所述第二强预冷器(117)的工质入口导通，所述第二强预冷器(117)的工质出口与所述高温换热器(116)的工质入口导通；

所述第二核心涡轮(120)的动力输出端与所述第二空气压气机(119)的动力输入端连接，所述第二循环涡轮(121)的动力输出端和所述第二循环泵(123)的动力输入端连接；

当所述飞行器的飞行马赫数达到第四预设范围值时，所述第二调节阀(113)和所述第二强预冷调节阀(118)打开，所述前端冷却器(303)和所述第二强预冷器(117)不工作，均为空气流动通道，所述预燃室(115)内空气和燃料掺混点燃，所述工质在所述高温换热器(116)内从空气循环中吸热；

当所述飞行器的飞行马赫数达到第五预设范围值时，所述第二调节阀(113)打开，所述第二强预冷调节阀(118)关闭，所述第二强预冷器(117)工作，所述前端冷却器(303)不工作，为空气流动通道，所述预燃室(115)内空气和燃料掺混点燃，所述工质在所述高温换热器(116)内从空气循环中吸热；

当所述飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，所述第二调节阀(113)打开，所述第二强预冷调节阀(118)关闭，所述旁路燃油调节阀(401)打开。

5.根据权利要求3所述的基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统，其特征在于，所述第一预设范围值为大于0，且小于或等于3.5；

所述第二预设范围值为大于或等于1.5，且小于或等于4.5；

所述第三预设范围值为大于或等于2，且小于或等于6。

6.根据权利要求4所述的基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统，其特征在于，所述第四预设范围值为大于0，且小于或等于3.5；

所述第五预设范围值为大于或等于1.5，且小于或等于4.5；

所述第三预设范围值为大于或等于2，且小于或等于6。

7.根据权利要求2所述的基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统，其特征在于，所述燃料包括氢、烃类物质以及航空煤油；

所述冷却剂包括水、液氮、碳氢类化合物和二氧化碳。

8.根据权利要求4所述的基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统，其特征在于，所述工质包括超临界氦以及超临界二氧化碳。