CN109026439A - 一种基于可调风扇和亚燃冲压发动机的组合动力装置及方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种基于可调风扇和亚燃冲压发动机的组合动力装置及方法，属于超高速和高超声速飞行器的动力装置的技术领域，它包括上流道中的上进气流道，以及在其后部依次设置的控制阀门、亚燃冲压发动机、上排气流道；还包括下流道中的下进气流道，以及在其后部依次设置的可调风扇、可调节分流板，以及设置在所述可调节分流板后部的下排气流道和空气管路；还包括沿所述可调风扇的旋转轴方向设置的高速起动/发电机。本发明解决了TBCC中涡轮发动机的死重问题以及亚燃冲压发动机在低飞行马赫数下的起动问题，同时提高了组合动力系统的效率。

Description

一种基于可调风扇和亚燃冲压发动机的组合动力装置及方法
技术领域
本发明属于超高速和高超声速飞行器的动力装置的技术领域，更具体地，涉及一种基于可调风扇和亚燃冲压发动机的组合动力装置及方法。
背景技术
高超声速飞行器是未来武器系统发展的重点和热点，其飞行范围十分宽广，高度从0～30km或更高，飞行马赫数从亚声速、跨声速、超声速一直扩展到高超声速。然而目前任意一种吸气式发动机均有其限定的飞行包线和不同的比冲，使得任何一种吸气式发动机均无法满足高超声速飞行器的动力需求。而以冲压发动机为主的组合循环发动机，如TBCC(涡轮发动机和冲压发动机的组合发动机)是一种比较理想且非常具有工程应用前景的高超声速飞行器的动力装置，并且在不同的飞行马赫数范围内均具有较好的经济性。但TBCC在冲压发动机正常起动之后，涡轮发动机将成为飞行器的死重，从性能方面来讲，降低了飞行器的比冲和推重比，增加了耗油率；从费效比方面来讲，由于涡轮发动机的结构复杂，对材料、设计和工艺的要求较高，造成涡轮发动机的成本昂贵，因此对高超声速飞行器来讲，涡轮发动机的高昂价格和较低的利用率，造成了资源的极大浪费。
因此亟需研发一种组合动力装置，解决TBCC中涡轮发动机的死重问题以及亚燃冲压发动机在低飞行马赫数下的起动问题，以提高组合动力系统的效率。
发明内容
针对现有技术的以上缺陷或改进需求，本发明提供了一种基于可调风扇和亚燃冲压发动机的组合动力装置及方法，其目的在于，在低马赫数下，组合动力装置中的燃料电池、起动/发电机和可调风扇共同工作，给亚燃冲压发动机提供高压气体，以解决亚燃冲压发动机在低马赫数下起动问题；在高马赫数下，组合动力装置中的亚燃冲压发动机独立工作，同时可调风扇利用风车状态时产生的轴功驱动高速起动/发电机给燃料电池充电，和/或给飞行器电子设备提供电能，由此解决了TBCC中涡轮发动机的死重问题，并提高了组合动力装置的效率。
为实现上述目的，按照本发明的一个方面，提供了一种基于可调风扇和亚燃冲压发动机的组合动力装置，它包括上流道中的上进气流道，以及在其后部依次设置的控制阀门、亚燃冲压发动机、上排气流道；
还包括下流道中的下进气流道，以及在其后部依次设置的可调风扇、可调节分流板，以及设置在所述可调节分流板后部的下排气流道和空气管路，高压空气经过所述可调节分流板后流入所述下排气流道或者经过所述空气管路流入所述亚燃冲压发动机；
还包括沿所述可调风扇的旋转轴方向设置的高速起动/发电机，所述可调风扇的旋转轴通过传动轴与所述高速起动/发电机的输出轴传动配合，所述高速起动/发电机与安装在飞行器机体内的燃料电池和/或飞行器电子设备电气连接，为燃料电池充电和/或给飞行器电子设备提供电能；
由所述燃料电池、所述高速起动/发电机和所述可调风扇组成的增压系统与所述亚燃冲压发动机不在同一轴线上，并且具有不同的进、排气流道，即采用双入口双流道布局结构，上流道为亚燃冲压发动机工作流道，下流道为可调风扇工作流道；不同的工作条件下，通过改变所述可调节分流板的位置调节进入所述下排气流道和所述空气管路的空气流量分配；通过调节所述控制阀门的开度，以控制通过所述上进气流道进入所述亚燃冲压发动机的进气流量。
优选地，在低马赫数下，所述可调节分流板完全接通所述空气管路，燃料电池、组合动力装置中的所述高速起动/发电机和所述可调风扇共同工作，给亚燃冲压发动机提供高压气体，以解决亚燃冲压发动机在低马赫数下起动问题，组合动力装置的工作原理相当于涡扇发动机；在高马赫数下，所述可调节分流板完全接通所述下排气流道，组合动力装置中的亚燃冲压发动机独立工作，同时可调风扇利用风车状态时产生的轴功驱动高速起动/发电机给燃料电池充电，和/或给飞行器提供电能，以解决TBCC中涡轮发动机的死重问题，并提高了能量利用率。
优选地，所述亚燃冲压发动机的进气道采用内压式超声进气道，燃烧室采用亚燃燃烧室，尾喷管采用拉瓦尔喷管。
优选地，所述拉瓦尔喷管安装有几何调节机构，通过所述几何调节机构改变亚燃冲压发动机尾喷管的喉道面积以及尾喷管的形状，使其可以在收缩喷管和收缩-扩张喷管之间自由切换，达到对所述亚燃冲压发动机流路控制的目的。
优选地，所述可调风扇采用可调静叶角度的高增压比风扇，以适应不同的飞行工况，并提高冲压发动机进口气体压力。
优选地，所述高速起动/发电机采用大功率的交流起动/发电机，以取消传统的减速机构，从而简化结构，减轻重量，并提高传动效率。
优选地，所述燃料电池为高功率密度燃料电池，以降低组合动力装置的体积和重量。
按照本发明的另一个方面，还提供了一种应用以上所述的组合动力装置的组合动力实现方法，其特征在于，
当飞行器起飞时，完全关闭控制阀门，可调节分流板完全接通空气管路，关闭下排气流道，气流通过下进气流道进入可调风扇，燃料电池给高速起动/发电机供电，驱动可调风扇工作，风扇旋转给气流加功以产生高压气体，压缩后的高压气体通过可调节分流板和空气管路完全流入亚燃冲压发动机进气道，此时亚燃冲压发动机喷油点火，以起动亚燃冲压发动机，使其在亚声速状态下开始工作，其尾气通过上排气流道排出；
随着飞行马赫数的增加，下进气流道的冲压比升高，流入亚燃冲压发动机燃烧室的气体总压升高，组合动力装置处于加速状态；当飞行马赫数达到转换马赫数时，此时处于过渡状态，在打开控制阀门的同时缓慢调节可调节分流板，使通过空气管路的空气流量逐渐减小，通过下排气流道的空气流量逐渐增加，以保证流入亚燃冲压发动机中的空气流量保持稳定；
在高飞行马赫数工况下，完全打开上流道中的控制阀门，完全关闭下流道中可调节分流板和空气管路的通道，亚燃冲压发动机独立工作；此时可调节分流板和下排气流道的通道完全打开，高速起动/发电机拖动可调风扇由电机起动状态转变为电机发电状态，从而实现了工作模态的转换；此时，可调风扇处于风车状态，输出轴功，拖动高速起动/发电机发电，给燃料电池充电和/或给飞行器电子设备提供电能。
总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案与现有技术相比，能够取得下列有益效果：
1.本发明专利的组合动力装置结构简单紧凑、能量利用率、可靠性和维修性高、使用成本低,可广泛用于飞行马赫数在0～5之间的超声速飞行器。
2.在起飞状态下，组合动力装置利用燃料电池拖动高增压比可调风扇旋转做功，产生高压气体，以起动亚燃冲压发动机，从而解决了低马赫数下亚燃冲压发动机的起动问题。
3.在高飞行马赫数下，组合动力装置解决了TBCC中涡轮发动机的死重问题，同时高增压比可调风扇处于风车状态，并对外输出轴功，通过高速起动/发电机对燃料电池进行充电储能，和/或给飞行器电子设备提供电能，提高了能量利用效率。
4.在高飞行马赫数下，采用并联结构，避免了高增压比可调风扇后的周向不均匀流场流入亚燃冲压发动机进气道中，从而使亚燃冲压发动机发生进气畸变的情况。
附图说明
图1是本发明较佳实施例中组合动力装置示意图。
在所有的附图中，相同的附图标记用来表示相同的元件或结构，其中：
1、上进气流道 2、控制阀门 3、亚燃冲压发动机
31、超声速进气道 32、亚燃燃烧室 33、拉瓦尔喷管
4、上排气流道 5、下进气流道 6、可调风扇，
7、可调节分流板 8、下排气流道 9、空气管路
10、高速起动/发电机 11、燃料电池 12、电子设备
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
如图1所示，本发明实施例提供的组合动力装置，包括上流道系统中的亚燃冲压发动机上进气流道1，在该进气流道的后部依次设置有控制阀门2以及亚燃冲压发动机3，亚燃冲压发动机3的进气道采用内压式超声进气道31，燃烧室采用亚燃燃烧室32，尾喷管采用拉瓦尔喷管33。亚燃冲压发动机的后部设置有上排气流道4。还包括下流道系统中的下进气流道5，在该进气流道的后面设置可调风扇6，在可调风扇6的后面设置有可调节分流板7，高压空气经过可调节分流板7后可以流入下排气流道8或经过空气管路9流入亚燃冲压发动机3。沿可调风扇6的旋转轴方向设置有高速起动/发电机10，可调风扇6的旋转轴通过传动轴与高速起动/发电机10的输出轴传动配合，高功率密度燃料电池11和电子设备12安装在飞行器机体内，高速起动/发电机10通过电缆与燃料电池11或者电子设备12电气连接，或者同时与二者电气连接。
优选地，可调风扇6采用可调静叶角度的高增压比风扇，以适应不同的飞行工况；燃料电池11可选择采用高功率密度燃料电池；高速起动/发电机10可选择采用大功率的交流起动/发电机；亚燃冲压发动机3的尾喷管法尔喷管33安装有几何调节机构，通过所述几何调节机构改变亚燃冲压发动机尾喷管的喉道面积以及尾喷管的形状，使其可以在收缩喷管和收缩-扩张喷管之间自由切换，达到对亚燃冲压发动机流路控制的目的。
本发明的组合动力装置结构最大的特点为高功率密度燃料电池、高速起动/发电机和高增压比可调风扇组成的增压系统与亚燃冲压发动机不在同一轴线上，具有不同的进、排气流道，即采用双入口双流道布局结构，上流道为亚燃冲压发动机工作流道，下流道为高增压比可调风扇工作流道。在下流道的高增压比可调风扇排气流道后面安装有可调节分流板，不同的工作条件下，通过改变分流板的位置调节上下流道的流量分配；上流道亚燃冲压发动机进气流道的后部安装有一个控制阀门，在不同的工作况下，可以逐步调节控制阀门的开度，以控制上流道进入亚燃冲压发动机的进气流量。
本发明实施例还提供一种上述组合动力装置实现组合动力的方法，具体如下：
当飞行器起飞时，完全关闭控制阀门2，可调节分流板7完全接通空气管路9，关闭下排气流道8，气流通过下进气流道5进入高增压比可调风扇6，燃料电池11给高速起动/发电机10供电，驱动高增压比可调风扇6工作，风扇旋转给气流加功以产生高压气体，压缩后的高压气体通过可调节分流板7管路完全流入亚燃冲压发动机3进气道，此时亚燃冲压发动机3喷油点火，以起动亚燃冲压发动机3，使其在亚声速状态下开始工作，其尾气通过上排气流道4排出；
随着飞行马赫数的增加，下进气流道5的冲压比升高，流入亚燃冲压发动机3燃烧室的气体总压升高，组合动力装置处于加速状态；当飞行马赫数达到转换马赫数时，此时处于过渡状态，在打开控制阀门2的同时缓慢调节可调节分流板7，使通过空气管路9的空气流量逐渐减小，通过下排气流道8的空气流量逐渐增加，以保证流入亚燃冲压发动机3中的空气流量保持稳定；
在高飞行马赫数工况下，完全打开上流道中的控制阀门2，完全关闭下流道中可调节分流板7和空气管路9的通道，亚燃冲压发动机独立工作；此时可调节分流板7和下排气流道8的通道完全打开，高速起动/发电机10拖动高增压比可调风扇6由电机起动状态转变为电机发电状态，从而实现了工作模态的转换；高增压比可调风扇6处于风车状态，输出轴功，拖动高速起动/发电机10发电，给燃料电池11充电和/或给飞行器电子设备12提供电能。
本发明的新型组合动力系统，通过亚燃冲压发动机3、高增压比可调风扇6、高速起动/发电机10以及高功率密度燃料电池11等的配合，为高超声速飞行器提供推力的同时也可输出电力或给高功率密度燃料电池充电或给电子设备提供电能，具有结构简单紧凑、能量利用率、可靠性和维修性高、使用成本低的特点。
本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种基于可调风扇和亚燃冲压发动机的组合动力装置，其特征在于，包括上流道中的上进气流道(1)，以及在其后部依次设置的控制阀门(2)、亚燃冲压发动机(3)、上排气流道(4)；
还包括下流道中的下进气流道(5)，以及在其后部依次设置的可调风扇(6)、可调节分流板(7)，以及设置在所述可调节分流板(7)后部的下排气流道(8)和空气管路(9)，高压空气经过所述可调节分流板(7)后流入所述下排气流道(8)或者经过所述空气管路(9)流入所述亚燃冲压发动机(3)；
还包括沿所述可调风扇(6)的旋转轴方向设置的高速起动/发电机(10)，所述可调风扇(6)的旋转轴通过传动轴与所述高速起动/发电机(10)的输出轴传动配合，所述高速起动/发电机(10)与安装在飞行器机体内的燃料电池(11)和/或飞行器电子设备(12)进行电气连接，为燃料电池(11)充电和/或给飞行器电子设备(12)提供电能；
由所述燃料电池(11)、所述高速起动/发电机(10)和所述可调风扇(6)组成的增压系统与所述亚燃冲压发动机(3)设置在不同轴线上；通过调节所述可调节分流板(7)的位置，调节进入所述下排气流道(8)和所述空气管路(9)的空气流量分配；通过调节所述控制阀门(2)的开度，控制通过所述上进气流道(1)进入所述亚燃冲压发动机(3)的进气流量。
2.如权利要求1所述的一种基于可调风扇和亚燃冲压发动机的组合动力装置，其特征在于，在低马赫数下，所述可调节分流板(7)完全接通所述空气管路(9)，燃料电池(11)、所述高速起动/发电机(10)和所述可调风扇(6)共同工作，给所述亚燃冲压发动机(3)提供高压气体，以起动所述亚燃冲压发动机(3)；在高马赫数下，所述可调节分流板(7)完全接通所述下排气流道(8)，所述亚燃冲压发动机(3)独立工作，同时所述可调风扇(6)利用风车状态时产生的轴功驱动所述高速起动/发电机(10)给燃料电池(11)充电，和/或给飞行器电子设备(12)提供电能。
3.如权利要求1所述的一种基于可调风扇和亚燃冲压发动机的组合动力装置，其特征在于，所述亚燃冲压发动机(3)的进气道采用内压式超声进气道，燃烧室采用亚燃燃烧室，尾喷管采用拉瓦尔喷管。
4.如权利要求1-3任一所述的一种基于可调风扇和亚燃冲压发动机的组合动力装置，其特征在于，所述可调风扇(6)采用可调静叶角度的高增压比风扇，以适应不同的飞行工况。
5.如权利要求1-3任一所述的一种基于可调风扇和亚燃冲压发动机的组合动力装置，其特征在于，所述燃料电池为高功率密度燃料电池，以减小组合动力装置的重量和体积。
6.应用权利要求1-5任一所述的组合动力装置的组合动力实现方法，其特征在于，
(1)、当飞行器起飞时，完全关闭控制阀门(2)，可调节分流板(7)完全接通空气管路(9)，关闭下排气流道(8)，气流通过下进气流道(5)进入可调风扇(6)，燃料电池给高速起动/发电机(10)供电，驱动高增压比可调风扇(6)工作，风扇旋转给气流加功以产生高压气体，压缩后的高压气体通过可调节分流板(7)和空气管路(9)完全流入亚燃冲压发动机(3)进气道，此时亚燃冲压发动机(3)喷油点火，以起动亚燃冲压发动机(3)，使其在亚声速状态下开始工作，其尾气通过上排气流道(4)排出；
(2)、随着飞行马赫数的增加，下进气流道(5)的冲压比升高，流入亚燃冲压发动机(3)燃烧室的气体总压升高，组合动力装置处于加速状态；当飞行马赫数达到转换马赫数时，此时处于过渡状态，在打开控制阀门(2)的同时缓慢调节可调节分流板(7)，使通过空气管路(9)的空气流量逐渐减小，通过下排气流道(8)的空气流量逐渐增加，以保证流入亚燃冲压发动机(3)进气道中的空气流量保持稳定；
(3)、在高飞行马赫数工况下，完全打开控制阀门(2)，完全关闭可调节分流板(7)和空气管路(9)的通道，亚燃冲压发动机独立工作；此时可调节分流板(7)和下排气流道(8)的通道完全打开，高速起动/发电机(10)拖动可调风扇(6)由电机起动状态转变为电机发电状态，从而实现了工作模态的转换；可调风扇(6)处于风车状态，输出轴功，拖动高速起动/发电机(10)发电，给燃料电池(11)充电和/或给飞行器电子设备(12)提供电能。
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