CN107989699B - 基于双燃料复合冷却的冲压-强预冷组合飞行器推进系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于双燃料复合冷却的冲压‑强预冷组合飞行器推进系统，主要用于飞行马赫数为0～6范围内的高超声速飞行。引入外涵燃油‑冲压系统，包括外涵燃油泵、外涵燃油调节阀、前端冷却器、旁路燃烧室和旁路尾喷管，形成双燃料复合冷却的冲压‑强预冷组合循环。当飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，外涵燃油调节阀打开，前端冷却器启动冷却剂冷却功能。本发明引入外涵燃油‑冲压系统，解决在高超声速飞行时由于来流气流热量大，单一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燃料质量小的问题。

Description

基于双燃料复合冷却的冲压-强预冷组合飞行器推进系统

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范围内基于双燃料复合冷却的冲压-强预冷组合飞行器推进系统。

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，如何解决飞行器在高超声速飞行时由于来流气流热量大，单一燃料作为热沉无法完全满足冷却需求导致的燃料浪费的问题以及采用氢等低比体积热沉燃料带来的有限空间内携带燃料质量小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，本发明的目的是提供一种基于双燃料复合冷却的冲压-强预冷组合飞行器推进系统飞行器在高超声速飞行时由于来流气流热量大，单一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燃料质量小的问题。

为了实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种基于双燃料复合冷却的冲压-强预冷组合飞行器推进系统，包括进气道和强预冷推进系统，还包括外涵燃油-冲压系统；

所述外涵燃油-冲压系统包括外涵燃油泵、外涵燃油调节阀、前端冷却器、旁路燃烧室和旁路尾喷管；

所述旁路燃烧室的空气入口与所述进气道的出口导通，所述旁路燃烧室的出口与所述旁路尾喷管导通，所述外涵燃油调节阀的入口与所述外涵燃油泵的出口导通，所述外涵燃油调节阀的出口与所述前端冷却器的燃油入口导通，所述前端冷却器的燃油出口与所述旁路燃烧室的燃油入口导通；

所述强预冷推进系统中的主燃料为氢、甲烷、烃类物质以及航空煤油碳氢化合物；

所述外涵燃油-冲压系统中的外涵燃料为甲烷、烃类物质以及航空煤油碳氢化合物；

当飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，所述外涵燃油调节阀打开，所述前端冷却器启动冷却功能。

优选地，在上述基于双燃料复合冷却的冲压-强预冷组合飞行器推进系统中，所述强预冷推进系统包括：

第一燃油泵；

第一主燃油调节阀，所述第一主燃油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主燃油调节阀的出口导通；

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；

第一强预冷器调节阀，所述第一强预冷器调节阀的入口与所述第一强预冷器的燃油入口导通，所述第一强预冷器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；

第一循环涡轮，所述第一循环涡轮的入口与所述第一主燃烧室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循环涡轮出口导通；

第一主燃烧室，所述第一主燃烧室的燃油入口与所述第一核心涡轮的燃油出口导通，所述第一主燃烧室换热器的燃气入口与所述第一主燃烧室的出口导通；

第一主燃烧室尾喷管，所述第一主燃烧室尾喷管入口与所述第一主燃烧室换热器的燃气出口导通；

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与前端冷却器空气出口导通，所述第一空气压气机的出口与所述第一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，所述外涵燃油调节阀关闭，所述第一主燃油调节阀和所述第一强预冷器调节阀打开；

当所述飞行器的飞行马赫数达到第二预设范围值时，所述第一主燃油调节阀打开，所述第一强预冷器调节阀和所述外涵燃油调节阀关闭；

当所述飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，所述第一强预冷器调节阀关闭，所述第一主燃油调节阀和所述外涵燃油调节阀打开。

优选地，在上述基于双燃料复合冷却的冲压-强预冷组合飞行器推进系统中，所述强预冷推进系统包括：

第二燃油泵；

第二主燃油调节阀，所述第二主燃油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主燃油调节阀的出口导通；

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；

第二主燃烧室，所述第二主燃烧室的空气入口与所述高温换热器的燃气出口导通，所述第二主燃烧室的燃油入口与所述冷却器的燃油出口导通；

第二主燃烧室尾喷管，所述第二主燃烧室尾喷管入口与所述第二主燃烧室出口导通；

第二强预冷器，所述第二强预冷器的空气入口与进气道出口导通；

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，所述第二循环涡轮的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工质出口导通，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；

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

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，所述第二主燃油调节阀和所述第二强预冷器调节阀打开，所述外涵燃油调节阀关闭，所述前端冷却器和所述第二强预冷器均不工作，均为空气流动通道，所述预燃室内空气和燃料掺混点燃，所述工质在所述高温换热器内从空气循环中吸热以带动第二核心涡轮；

当所述飞行器的飞行马赫数达到第五预设范围值时，所述第二主燃油调节阀打开，所述外涵燃油调节阀和所述第二强预冷器调节阀关闭，所述预燃室内空气和燃料掺混点燃，所述工质在所述高温换热器内从空气循环中吸热以带动所述第二核心涡轮；

当所述飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，所述第二主燃油调节阀和所述外涵燃油调节阀打开，所述第二强预冷器调节阀关闭。

优选地，在上述基于双燃料复合冷却的冲压-强预冷组合飞行器推进系统中，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，在上述基于双燃料复合冷却的冲压-强预冷组合飞行器推进系统中，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，在上述基于双燃料复合冷却的冲压-强预冷组合飞行器推进系统中，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，本发明公开的基于双燃料复合冷却的冲压-强预冷组合飞行器推进系统，主要用于飞行马赫数为0～6范围内的高超声速飞行。当飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，外涵燃油调节阀打开，前端冷却器开始工作，即对来流气体进行冷却。进气道的空气分别进入外涵燃油-冲压系统和强预冷推进系统。外涵燃油泵中的燃油通过外涵燃油调节阀进入前端冷却器，在前端冷却器中经过换热冷却后，进入旁路燃烧室，在旁路燃烧室中，空气和燃油混合燃烧，进入旁路尾喷管中加速膨胀，产生推力。进入强预冷推进系统中的空气先经过前端冷却器冷却，之后进入强预冷推进系统中，与强预冷推进系统中的燃料混合燃烧产生推力。本发明在强预冷推进系统中应用双燃料系统，在高马赫数条件下，先由外涵燃油-冲压系统对进气道出口的空气进行冷却，再进入强预冷器对其进一步冷却，有效解决在高超声速飞行时由于来流气流热量大，单一燃料作为热沉无法完全满足冷却需求导致的燃料浪费，本发明形成的双燃料复合冷却的飞行器冲压-强预冷组合飞行器推进系统，强预冷推进系统中的主燃料为氢、甲烷烃类物质以及航空煤油碳氢化合物，外涵燃油-冲压系统中的外涵燃料为甲烷、烃类物质以及航空煤油碳氢化合物，解决了采用氢等低比体积热沉燃料带来的有限空间内携带燃料质量小的问题。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，为飞行高马赫数飞行器提供高效可靠的动力。

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双燃料复合冷却开式循环的冲压-强预冷组合飞行器推进系统气动循环示意图；

图2为本发明提供的基于双燃料复合冷却闭式循环的冲压-强预冷组合飞行器推进系统气动循环示意图。

其中，图1-2中：

进气道2、旁路燃烧室301、旁路尾喷管302、外涵燃油泵303、外涵燃油调节阀304、前端冷却器305、第一燃油泵101、第一主燃油调节阀102、第一循环泵103、第一强预冷器104、第一强预冷器调节阀105、第一主燃烧室换热器106、第一循环涡轮107、第一核心涡轮108、第一主燃烧室109、第一主燃烧室尾喷管110、第一空气压气机111、第二燃油泵112、第二主燃油调节阀113、冷却器114、预燃室115、高温换热器116、第二主燃烧室117、第二强预冷器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、第二强预冷器调节阀124、第二主燃烧室尾喷管125。

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

如图1-2所示，本发明公开了一种基于双燃料复合冷却的飞行器冲压-强预冷组合飞行器推进系统。

其中，基于双燃料复合冷却的冲压-强预冷组合飞行器推进系统包括进气道2、强预冷推进系统和外涵燃油-冲压系统。

外涵燃油-冲压系统包括外涵燃油泵303、外涵燃油调节阀304、前端冷却器305、旁路燃烧室301和旁路尾喷管302。

旁路燃烧室301的空气入口与进气道2的出口导通，旁路燃烧室301的出口与旁路尾喷管302导通，外涵燃油调节阀304的入口与外涵燃油泵303的出口导通，外涵燃油调节阀304的出口与前端冷却器305的燃油入口导通，前端冷却器305的燃油出口与旁路燃烧室301的燃油入口导通。

强预冷推进系统中的主燃料为氢、甲烷、烃类物质以及航空煤油碳氢化合物。

外涵燃油-冲压系统中的外涵燃料为甲烷、烃类物质以及航空煤油碳氢化合物。

当飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，外涵燃油调节阀304打开，前端冷却器305启动冷却功能。需要说明的是，第三预设范围值是指飞行马赫数较大的值，可以根据实际需要进行设定。

本发明公开的基于双燃料复合冷却的飞行器冲压-强预冷组合飞行器推进系统，主要用于飞行马赫数为0～6范围内的高超声速飞行。当飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，外涵燃油调节阀304打开，前端冷却器305开始工作，即对来流气体进行冷却。外涵燃油泵303中的燃油通过外涵燃油调节阀304进入前端冷却器305，在前端冷却器305中经过换热冷却后，进入旁路燃烧室301，在旁路燃烧室301中，空气和燃油混合燃烧，进入旁路尾喷管302中加速膨胀，产生推力。来流空气经由进气道2滞止升温，之后于前端冷却器305中被冷却，再进入强预冷推进系统中，与强预冷推进系统中的燃料混合燃烧产生推力。本发明在强预冷推进系统中应用双燃料系统，在高马赫数条件下，先由外涵燃油-冲压系统对进气道2出口的空气进行冷却，再进入强预冷器对其进一步冷却，有效解决在高超声速飞行时由于来流气流热量大，单一燃料作为热沉无法完全满足冷却需求导致的燃料浪费，本发明形成的双燃料复合冷却的飞行器冲压-强预冷组合飞行器推进系统，强预冷推进系统中的主燃料为氢、甲烷、烃类物质以及航空煤油碳氢化合物，外涵燃油-冲压系统中的外涵燃料为甲烷、烃类物质以及航空煤油碳氢化合物，解决了采用氢等低比体积热沉燃料带来的有限空间内携带燃料质量小的问题。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，为飞行高马赫数飞行器提供高效可靠的动力。

实施例二

如图1所示，在本发明提供的第二实施例中，本实施例中的基于双燃料复合冷却的冲压-强预冷组合飞行器推进系统和实施例一中的基于双燃料复合冷却的冲压-强预冷组合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，具体公开了本发明为双燃料复合冷却开式循环冲压-强预冷推进系统。强预冷推进系统包括第一燃油泵101、第一主燃油调节阀102、第一循环泵103、第一强预冷器104、第一强预冷器调节阀105、第一主燃烧室换热器106、第一循环涡轮107、第一核心涡轮108、第一主燃烧室109、第一主燃烧室尾喷管110和第一空气压气机111。

其中，第一主燃油调节阀102的入口与第一燃油泵101的出口导通，第一循环泵103的入口与第一主燃油调节阀102的出口导通，第一强预冷器104的燃油入口与第一循环泵103的出口导通。第一强预冷器调节阀105与第一强预冷器104并联设置：第一强预冷器调节阀105的入口与第一强预冷器104的燃油入口导通，第一强预冷器调节阀105的出口与第一强预冷器104的燃油出口导通。

第一主燃烧室换热器106的燃油入口与第一强预冷器104的燃油出口导通，第一循环涡轮107的入口与第一主燃烧室换热器106的燃油出口导通，第一循环涡轮107的动力输出端和第一循环泵103的动力输入端连接。

第一核心涡轮108的入口与第一主燃烧室换热器106的燃油出口导通，第一主燃烧室109的燃油入口与第一核心涡轮108的出口导通，第一主燃烧室换热器106的入口与第一主燃烧室109的出口导通，第一主燃烧室尾喷管110入口与第一主燃烧室换热器106的出口导通。

第一空气压气机111的入口与第一强预冷器104的空气出口导通，第一强预冷器104的空气入口与前端冷却器305空气出口导通导通，第一空气压气机111的出口与第一主燃烧室109的空气入口导通，第一核心涡轮108的动力输出端与第一空气压气机111的动力输入端连接。

当飞行器的飞行速度较低，飞行马赫数达到第一预设范围值时，采用第一工作模式，此时，外涵燃油调节阀304关闭，第一主燃油调节阀102和第一强预冷器调节阀105打开。该模式下，来流气体经进气道2后全部进入内涵，由于来流速度较低，空气经进气道2滞止之后温度较低，第一空气压气机111可直接对其进行压缩，无需预冷，而第一核心涡轮108工作所需的能量由燃料循环在第一主燃烧室换热器106中吸热获得。因此，第一强预冷器104和前端冷却器305不工作，且第一主燃烧室109点燃，而旁路燃烧室301无需点燃。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，全部进入内涵，在第一空气压气机111内被压缩，随后进入第一主燃烧室109与主燃料掺混点燃，同时升温的燃气在第一主燃烧室换热器106中与主燃料循环换热，最后在第一主燃烧室尾喷管110中膨胀加速，产生推力。2、主燃料循环如下：燃料由第一燃油泵101进入系统，经过第一主燃油调节阀102进入第一循环泵103，在第一循环泵103内被压缩，随后经由第一强预冷器调节阀105进入第一主燃烧室换热器106吸收热量，接着第一循环涡轮107对燃料膨胀做功以带动第一循环泵103，然后第一核心涡轮108对燃料膨胀做功以带动空气压气机，最后由第一核心涡轮108流出的燃料进入第一主燃烧室109与来流空气掺混燃烧。

当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，第一主燃油调节阀102打开，第一强预冷器调节阀105和外涵燃油调节阀304关闭。该模式下，来流气体经进气道2后全部进入内涵，由于来流空气经进气道2滞止后温度较高，受到第一空气压气机111材料的限制，为维持其正常工作，需要预冷。此时，第一强预冷器调节阀105关闭，第一主燃油调节阀102打开，第一强预冷器104开始工作，前端冷却器305不工作。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，先经过强预冷器放热；主燃油循环中，燃料则由第一循环泵103流出后，进入强预冷器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。

当飞行速度较高，飞行器的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，第一强预冷器调节阀105关闭，第一主燃油调节阀102和外涵燃油调节阀304打开。该模式下，空气外涵流路打开，由于来流空气此时温度过高，为了使得进入第一空气压气机111的空气温度适合工作，除了应用循环冷却以外，还需要应用外涵燃油对其进行冷却。此时，外涵燃油调节阀304打开，前端冷却器305冷却功能开启，开始工作。该第三工作模式的气动热力循环与第二工作模式相比，内涵空气在进入第一强预冷器104之前，需要进入前端冷却器305先由冷却剂冷却，而外涵空气直接进入旁路燃烧室301中与燃料掺混点燃，随后进入旁路尾喷管302产生推力。与之前的第二工作模式相比，此时存在外涵燃料循环：燃料由外涵燃油泵303进入系统，随后在前端冷却器305中换热，再与燃料在旁路燃烧室301内掺混后，进入旁路尾喷管302加速膨胀，产生推力。其余循环步骤皆与第二工作模式一致。

进一步地，本实施例中，具体公开了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。

更进一步地，具体公开了强预冷推进系统中的主燃料为氢、甲烷烃类物质以及航空煤油碳氢化合物，外涵燃油系统中的外涵燃料为甲烷、烃类物质以及航空煤油碳氢化合物。

该实施例中，当飞行器主燃料使用氢，外涵燃料采用航空煤油，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，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305与第一强预冷器104后进入第一空气压气机111被压缩，随后与燃料氢在第一主燃烧室109内掺混点燃，之后在第一主燃烧室换热器106内进行换热，最后在第一主燃烧室尾喷管110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301内掺混点燃，且在旁路尾喷管302加速膨胀，产生推力。图1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4.5kN。

本发明依据相应循环参数与相关调节阀的调控，有三种工作模式。可以使推进系统在马赫数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。本发明引入外涵燃油-冲压系统，解决在高超声速飞行时由于来流气流热量大，单一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燃料质量小的问题。

实施例三

如图2所示，在本发明提供的第三实施例中，本实施例中的基于双燃料复合冷却的飞行器气动循环系统和实施例二中的基于双燃料复合冷却的飞行器气动循环系统的结构类似，对相同之处就不再赘述了，仅介绍不同之处。

本实施例中，具体公开了本发明为双燃料复合冷却闭式循环冲压-强预冷推进系统。强预冷推进系统包括第二燃油泵112、第二主燃油调节阀113、冷却器114、预燃室115、高温换热器116、第二主燃烧室117、第二主燃烧室尾喷管125、第二强预冷器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和第二强预冷器调节阀124。

其中，第二主燃油调节阀113的入口与第二燃油泵112的出口导通，冷却器114的燃油入口与第二主燃油调节阀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，第二主燃烧室117的空气入口与高温换热器116的燃气出口导通，第二主燃烧室117的出口与第二主燃烧室尾喷管125的入口导通，第二主燃烧室117的燃油入口与冷却器114的燃油出口导通。

第二强预冷器118的空气入口为强预冷推进系统的空气入口，即第二强预冷器118的空气入口与前端冷却器305空气出口导通，第二空气压气机119的入口与第二强预冷器118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用于入口与高温换热器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118的工质入口导通，第二强预冷器118的工质出口与高温换热器116的工质入口导通。第二强预冷器调节阀124和第二强预冷器118并联设置：第二强预冷器调节阀124的入口与第二强预冷器118的工质入口导通，第二强预冷器调节阀124的出口与第二强预冷器118的工质出口导通。

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泵123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，第二主燃油调节阀113和第二强预冷器调节阀124打开，外涵燃油调节阀304关闭，前端冷却器305和第二强预冷器118的冷却功能均关闭，均为空气流动通道(前端冷却器305由于外涵燃油调节阀304关闭，导致没有外涵燃料流体通过，而第二强预冷器118是由于124阀门打开，导致流体旁通，则也没有工质流体流过)，预燃室115内空气和燃料掺混点燃。该模式下，空气仅进入内涵，由于来流速度较低，空气经进气道2滞止之后温度较低，第二空气压气机119可以直接对其进行压缩，且第二核心涡轮120工作所需的能量主要由闭式循环在高温换热器116中从被预燃室115升温的空气中吸收。因此，第二强预冷器调节阀124打开，外涵燃油调节阀304关闭，强预冷器和前端冷却器305不工作：没有冷却功能，仅作为流动通道，预燃室115与高温换热器116皆工作。该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，全部进入内涵，在第二空气压气机119内被压缩，随后进入预燃室115与燃料掺混点燃，升温后的燃气经由高温换热器116与工质闭式循环进行热量交换，之后在第二主燃烧室117内与燃料掺混点燃，最后进入第二主燃烧室尾喷管125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膨胀做功以第二驱动循环泵，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124流入高温换热器116形成封闭的循环。3、主燃料循环如下：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与第二主燃烧室117与空气掺混点燃。

当飞行速度逐渐增加，飞行器的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，第二主燃油调节阀113打开，外涵燃油调节阀304和第二强预冷器调节阀124关闭，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。该模式下，空气依然全部进入内涵，由于来流空气滞止之后温度高，而第二空气压气机119的材料无法承受此时的高温，需要对来流空气进行预冷，又因为第二强预冷器118所收集的热量不足以维持第二核心涡轮120工作,闭式循环仍需从高温换热器116吸收热量，此时燃料的冷却用量可与燃烧用量平衡。因此第二强预冷器调节阀124关闭，第二强预冷器118开始工作，外涵燃油调节阀304关闭，前端冷却器305依然不工作，而预燃室115与高温换热器116仍需工作。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118放热；工质循环中的工质需经由第二强预冷器118吸热。其余循环步骤皆与第一工作模式一致。

当飞行速度较高，当飞行器的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，第二主燃油调节阀113和外涵燃油调节阀304打开，第二强预冷器调节阀124关闭。在该模式下，空气外涵流路打开，由于滞止后的来流空气温度远高于第二空气压气机119材料所能承受的温度，需要第二强预冷器118大功率工作，此时第二强预冷器调节阀124关闭，而为了维持燃料冷却与燃烧用量平衡，外涵燃油调节阀304需打开，前端冷却器305需要开始工作，且引入旁路冲压系统。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118前需先进入前端冷却器305放热，外涵空气在旁路燃烧室301与外涵燃料掺混点燃，再进入旁路尾喷管302以产生推力；与之前的第二工作模式相比，此时存在外涵燃料循环：外涵燃料由外涵燃油泵303进入系统，随后在前端冷却器305中换热，再与燃料在旁路燃烧室301掺混后，进入旁路尾喷管302加速膨胀，产生推力。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118完全工作，闭式循环通过第二强预冷器118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，具体公开了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。

本实施例中，工质包括超临界氦以及超临界二氧化碳。

该实施例中，当飞行器主燃料使用氢，闭式循环中的工质采用超临界氦，外涵燃料采用航空煤油，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，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305与第二强预冷器118冷却后进入第二空气压气机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换热后进入第二主燃烧室117与燃料氢掺混并在第二主燃烧室尾喷管125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301内掺混点燃，且在旁路尾喷管302加速膨胀，产生推力。图2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25kN。

本发明的优点在于：

(1)本发明依据相应循环参数与相关调节阀的调控，有三种工作模式，可以使推进系统在马赫数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)本发明所提出的双燃料复合冷却技术，引入外涵燃油-冲压系统，应用较高密度的燃油配合原低密度内涵燃油使用，有效解决在高超声速飞行时由于来流气流热量大，单一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燃料质量小的问题。

(3)本发明将旁路冲压系统并将之与预冷系统相结合可以增加额外推力，同时减少了燃料的浪费。有效解决现有预冷发动机中用于冷却的燃料量比燃烧所用的燃料量多所造成燃料浪费量大的问题。

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 (6)

1.一种基于双燃料复合冷却的冲压-强预冷组合飞行器推进系统，包括进气道(2)和强预冷推进系统，其特征在于，还包括外涵燃油-冲压系统；

所述外涵燃油-冲压系统包括旁路燃烧室(301)、旁路尾喷管(302)、外涵燃油泵(303)、外涵燃油调节阀(304)和前端冷却器(305)；

所述旁路燃烧室(301)的空气入口与所述进气道(2)的出口导通，所述旁路燃烧室(301)的出口与所述旁路尾喷管(302)导通，所述外涵燃油调节阀(304)的入口与所述外涵燃油泵(303)的出口导通，所述外涵燃油调节阀(304)的出口与所述前端冷却器(305)的燃油入口导通，所述前端冷却器(305)的燃油出口与所述旁路燃烧室(301)的燃油入口导通，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；

所述强预冷推进系统中的主燃料为氢或者烃类物质；

所述外涵燃油-冲压系统中的外涵燃料为烃类物质；

当飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，所述外涵燃油调节阀(304)打开，所述前端冷却器(305)启动冷却功能。

2.根据权利要求1所述的基于双燃料复合冷却的冲压-强预冷组合飞行器推进系统，其特征在于，所述强预冷推进系统包括：

第一燃油泵(101)；

第一主燃油调节阀(102)，所述第一主燃油调节阀(102)的入口与所述第一燃油泵(101)的出口导通；

第一循环泵(103)，所述第一循环泵(103)的入口与所述第一主燃油调节阀(102)的出口导通；

第一强预冷器(104)，所述第一强预冷器(104)的燃油入口与所述第一循环泵(103)的出口导通；

第一强预冷器调节阀(105)，所述第一强预冷器调节阀(105)的入口与所述第一强预冷器(104)的燃油入口导通，所述第一强预冷器调节阀(105)的出口与所述第一强预冷器(104)的燃油出口导通；

第一主燃烧室换热器(106)，所述第一主燃烧室换热器(106)的燃油入口与所述第一强预冷器(104)的燃油出口导通；

第一循环涡轮(107)，所述第一循环涡轮(107)的入口与所述第一主燃烧室换热器(106)的燃油出口导通，所述第一循环涡轮(107)的动力输出端和所述第一循环泵(103)的动力输入端连接；

第一核心涡轮(108)，所述第一核心涡轮(108)的入口与所述第一循环涡轮(107)出口导通；

第一主燃烧室(109)，所述第一主燃烧室(109)的燃油入口与所述第一核心涡轮(108)的出口导通，所述第一主燃烧室换热器(106)的燃气入口与所述第一主燃烧室(109)的出口导通；

第一主燃烧室尾喷管(110)，所述第一主燃烧室尾喷管(110)与所述第一主燃烧室换热器(106)的燃气出口导通；

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(104)的空气出口导通，所述第一强预冷器(104)的空气入口与前端冷却器(305)空气出口导通，所述第一空气压气机(111)的出口与所述第一主燃烧室(109)的空气入口导通，所述第一核心涡轮(108)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，所述外涵燃油调节阀(304)关闭，所述第一主燃油调节阀(102)和所述第一强预冷器调节阀(105)打开；

当所述飞行器的飞行马赫数达到第二预设范围值时，所述第一主燃油调节阀(102)打开，第一强预冷器调节阀(105)和所述外涵燃油调节阀(304)关闭；

当所述飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，所述第一强预冷器调节阀(105)关闭，所述第一主燃油调节阀(102)和所述外涵燃油调节阀(304)打开。

3.根据权利要求1所述的基于双燃料复合冷却的冲压-强预冷组合飞行器推进系统，其特征在于，所述强预冷推进系统包括：

第二燃油泵(112)；

第二主燃油调节阀(113)，所述第二主燃油调节阀(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)的燃油入口与第二主燃油调节阀(113)的出口导通；

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；

第二主燃烧室(117)，所述第二主燃烧室(117)的空气入口与所述高温换热器(116)的燃气出口导通，所述第二主燃烧室(117)的燃油入口与所述冷却器(114)的燃油出口导通；

第二主燃烧室尾喷管(125)，所述第二主燃烧室尾喷管(125)入口与所述第二主燃烧室(117)出口导通；

第二强预冷器(118)，所述第二强预冷器(118)的空气入口与进气道(2)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(118)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)用于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(118)的工质入口导通，所述第二强预冷器(118)的工质出口与所述高温换热器(116)的工质入口导通；

第二强预冷器调节阀(124)，所述第二强预冷器调节阀(124)的入口与所述第二强预冷器(118)的工质入口导通，所述第二强预冷器调节阀(124)的出口与所述第二强预冷器(118)的工质出口导通；

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，所述第二主燃油调节阀(113)和所述第二强预冷器调节阀(124)打开，所述外涵燃油调节阀(304)关闭，所述前端冷却器(305)和所述第二强预冷器(118)均不工作，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以带动第二核心涡轮(120)；

当所述飞行器的飞行马赫数达到第五预设范围值时，所述第二主燃油调节阀(113)打开，所述外涵燃油调节阀(304)和所述第二强预冷器调节阀(124)关闭，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以带动所述第二核心涡轮(120)；

当所述飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，所述第二主燃油调节阀(113)和所述外涵燃油调节阀(304)打开，所述第二强预冷器调节阀(124)关闭。

4.根据权利要求2所述的基于双燃料复合冷却的冲压-强预冷组合飞行器推进系统，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。

5.根据权利要求3所述的基于双燃料复合冷却的冲压-强预冷组合飞行器推进系统，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。

6.根据权利要求3所述的基于双燃料复合冷却的冲压-强预冷组合飞行器推进系统，其特征在于，所述工质包括超临界氦或者超临界二氧化碳。