CN109630268B - 一种高超声速飞行器及其推进系统 - Google Patents

一种高超声速飞行器及其推进系统 Download PDF

Info

Publication number
CN109630268B
CN109630268B CN201811492403.7A CN201811492403A CN109630268B CN 109630268 B CN109630268 B CN 109630268B CN 201811492403 A CN201811492403 A CN 201811492403A CN 109630268 B CN109630268 B CN 109630268B
Authority
CN
China
Prior art keywords
turbine
working medium
rotating shaft
hypersonic aircraft
propulsion system
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201811492403.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109630268A (zh
Inventor
陈懋章
李欢
邹正平
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beihang University
Original Assignee
Beihang University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beihang University filed Critical Beihang University
Publication of CN109630268A publication Critical patent/CN109630268A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109630268B publication Critical patent/CN109630268B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type 
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/08—Heating air supply before combustion, e.g. by exhaust gases
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K5/00—Plants including an engine, other than a gas turbine, driving a compressor or a ducted fan

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明提供了一种高超声速飞行器推进系统，包括顺序架撑核心压气机和燃气涡轮的前端转动轴，和架撑介质涡轮的后端转动轴，二者之间设置有控制二者连接或断开的离合机构。还包括当高于飞行状态设定值时，连接离合机构，并控制燃气涡轮流道关闭，和低于飞行状态设定值时，离合机构断开，并控制燃气涡轮流道开启的控制装置。还包括与介质涡轮连通，并在离合机构连接时，驱动介质涡轮做功的预冷闭式循环系统。将转动轴设置为分段控制结构，并在转动轴不同连接状态下控制燃气涡轮和介质涡轮工作状态的切换，预冷闭式循环系统仅在高马赫数在进行工作，提高经济性，优化了高超声速飞行器的运行性能。本发明还提供了一种高超声速飞行器。

Description

一种高超声速飞行器及其推进系统
本申请要求于2018年07月09日提交中国专利局、申请号为201810744376.1、发明名称为“高速飞行器及涡喷发动机”的中国专利申请的优先权，其全部内容通过引用结合在本申请中。
技术领域
本发明涉及高超声速飞行器技术领域，更具体地说，涉及一种高超声速飞行器及其推进系统。
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。在军用方面，实施全球战略打击和时敏攻击必然需要高超声速飞行器；在民用方面，高超声速飞行器的发展会极大提高运输速度，为民用航空运输业会带来极大的经济效益，同时给人类带来巨大的便利。目前，在高速飞行研究中一个重要的问题是飞行器的推进系统，虽然现在有多种高超声速飞行器推进系统，但都有其各自的缺点。
人们之前曾研究过氢/氧火箭发动机，其较高的推重比可以为高超声速飞行器提供动力，但是受其发射方式限制且不能重复使用等问题，其应用具有很大的局限性；冲压发动机虽然可以在很高的飞行速度下工作，且具有良好的性能，但是在低速时无法自行起动，其低速时不能工作的限制决定了不能为今后的高超声速飞行器发展提供可靠的动力。
现有高超声速飞行器动力系统中，有一部分采用强预冷模式的动力系统。但是现有的强预冷模式高超声速飞行器动力系统，在低马赫数飞行时，预冷循环系统需要一直工作，为维持工作，则需要一直消耗低温燃料作为冷源，而在绝大多数低马赫数工况下，冷却所需要的燃料量远大于燃烧所需要的燃料量，导致作为冷却用的冷源燃料只能直接排放，造成了巨大的燃料浪费。在低速飞行时，燃料浪费严重，经济性差，限制了其应用前景。
因此，如何优化高超声速飞行器动力系统不同动力下的运行性能，是目前本领域技术人员亟待解决的问题。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种高超声速飞行器推进系统，以优化高超声速飞行器动力系统不同动力下的运行性能；本发明还提供了一种高超声速飞行器。
为了达到上述目的，本发明提供如下技术方案：
一种高超声速飞行器推进系统，包括涡喷/涡扇发动机机体和设置于所述机体进排气通道内的涡轮排气装置；
所述涡轮排气装置包括轴向沿所述进排气通道布置的转动轴，所述转动轴包括顺序架撑核心压气机和燃气涡轮的前端转动轴，和架撑介质涡轮的后端转动轴，所述前端转动轴和所述后端转动轴之间设置有控制二者连接或断开的离合机构；
还包括当高于飞行状态设定值时，连接所述离合机构，并控制所述燃气涡轮流道关闭，
和当低于飞行状态设定值时，断开所述离合机构，并控制所述燃气涡轮流道开启的控制装置；
还包括与所述介质涡轮连通，并在所述离合机构连接时，驱动所述介质涡轮做功的预冷闭式循环系统。
优选地，在上述高超声速飞行器推进系统中，所述燃气涡轮的前端和后端设置有同步动作，控制所述燃气涡轮的排气通道开启或关闭的第一活门和第二活门。
优选地，在上述高超声速飞行器推进系统中，所述预冷闭式循环系统上设置有伸出至所述核心压气机的前端，对其内的工质进行加热的第一换热器。
优选地，在上述高超声速飞行器推进系统中，所述预冷闭式循环系统上还设置有与所述第一换热器连通，伸出至所述核心压气机的后端，对其内的工质进行二次加热的第二换热器。
优选地，在上述高超声速飞行器推进系统中，所述进排气通道包括位于所述核心压气机后端的燃烧室和位于所述介质涡轮后端的加力燃烧室，所述第二换热器设置于所述燃烧室内。
优选地，在上述高超声速飞行器推进系统中，所述预冷闭式循环系统上还设置有位于所述介质涡轮的工质回路上，控制所述工质回路断开的第三活门。
优选地，在上述高超声速飞行器推进系统中，所述工质回路上还顺序设置有由所述工质驱动的膨胀涡轮，和由所述膨胀涡轮驱动对所述工质进行压缩的工质泵，所述膨胀涡轮和所述工质泵之间设置有连通所述工质回路和所述工质泵的流入端的工质二次换热回路。
优选地，在上述高超声速飞行器推进系统中，所述工质二次换热回路上顺序设置有与所述工质泵流出的压缩工质进行换热的第三换热器，和对燃料管路进行换热的第四换热器。
优选地，所述飞行状态设定值为2-3.5。
一种高超声速飞行器，其推进系统内设置有涡喷/涡扇发动机，所述涡喷/涡扇发动机采用如上任意一项所述的高超声速飞行器推进系统。
本发明提供的高超声速飞行器推进系统，包括涡喷/涡扇发动机机体和设置于机体进排气通道内的涡轮排气装置；涡轮排气装置包括轴向沿进排气通道布置的转动轴，转动轴包括顺序架撑核心压气机和燃气涡轮的前端转动轴，和架撑介质涡轮的后端转动轴，前端转动轴和后端转动轴之间设置有控制二者连接或断开的离合机构。涡轮排气装置内设置可连接或断开的转动轴，转动轴断开时，前端转动轴带动核心压气机和燃气涡轮转动，转动轴连接时，前端转动轴和后端转动轴连接为一体结构，可同时带动介质涡轮工作。
还包括当高于飞行状态设定值时，连接离合机构，并控制燃气涡轮流道关闭，和低于飞行状态设定值时，离合机构断开，并控制燃气涡轮流道开启的控制装置。还包括与介质涡轮连通，并在离合机构连接时，驱动介质涡轮做功的预冷闭式循环系统。涡喷/涡扇发动机在高马赫数和低马赫数需求动力不同，低马赫数时，离合机构断开时，介质涡轮不工作，燃气涡轮为流道开启状态，此时涡喷/涡扇发动机处于涡喷/涡扇工作模式，即可满足动力要求。高马赫数时，离合机构连接，介质涡轮随转动轴转动进行动力输出，燃气涡轮流道关闭断开，此时预冷闭式循环系统介入工作，驱动介质涡轮工作，涡喷/涡扇发动机处于涡喷/涡扇与预冷闭式循环系统协同工作模式。通过将转动轴设置为分段控制结构，并在转动轴不同连接状态下控制燃气涡轮和介质涡轮工作状态的切换，预冷闭式循环系统仅在高马赫数在进行工作，提高经济性，优化了高超声速飞行器的运行性能。
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为本发明提供的高超声速飞行器推进系统在涡喷/涡扇模式的工作结构示意图；
图2为本发明提供的高超声速飞行器推进系统在涡喷/涡扇+预冷闭式循环系统模式的工作结构示意图。
具体实施方式
本发明公开了一种高超声速飞行器推进系统，优化了高超声速飞行器动力系统不同动力下的运行性能；本发明还提供了一种高超声速飞行器。
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
如图1和图2所示，图1为本发明提供的高超声速飞行器推进系统在涡喷/涡扇模式的工作结构示意图；图2为本发明提供的高超声速飞行器推进系统在涡喷/涡扇+预冷闭式循环系统模式的工作结构示意图。
本发明提供了一种高超声速飞行器推进系统，包括涡喷/涡扇发动机机体和设置于机体进排气通道1内的涡轮排气装置；涡轮排气装置包括轴向沿进排气通道布置的转动轴，转动轴包括顺序架撑核心压气机3和燃气涡轮14的前端转动轴，和架撑介质涡轮9的后端转动轴，前端转动轴和后端转动轴之间设置有控制二者连接或断开的离合机构12。涡轮排气装置内设置可连接或断开的转动轴，转动轴断开时，前端转动轴带动核心压气机3和燃气涡轮14转动，转动轴连接时，前端转动轴和后端转动轴连接为一体结构，可同时带动介质涡轮9工作。
飞行状态设定值为判定涡喷/涡扇发动机处于高马赫数还是低马赫数的临界值，低飞行马赫数（以下简称低马赫数）为马赫数低于该飞行状态设定值，高飞行马赫数（以下简称高马赫数）为马赫数高于该飞行状态设定值。
当高马赫数时，连接离合机构12，并控制燃气涡轮流道关闭，和低马赫数时，离合机构12断开，并控制燃气涡轮流道开启的控制装置。还包括与介质涡轮9连通，并在离合机构12连接时，驱动介质涡轮9做功的预冷闭式循环系统。涡喷/涡扇发动机在高马赫数和低马赫数需求动力不同，低马赫数时，离合机构12断开时，介质涡轮9不工作，燃气涡轮14为开启状态，此时涡喷/涡扇发动机处于涡喷/涡扇工作模式，即可满足动力要求。高马赫数时，离合机构12连接，介质涡轮9随转动轴转动进行动力输出，燃气涡轮14流道关闭，此时预冷闭式循环系统介入工作，驱动介质涡轮9工作，涡喷/涡扇发动机处于涡喷/涡扇与预冷闭式循环系统协同工作模式。通过将转动轴设置为分段控制结构，并在转动轴不同连接状态下控制燃气涡轮14和介质涡轮9工作状态的切换，预冷闭式循环系统仅在高马赫数在进行工作，提高经济性，优化了高超声速飞行器的运行性能。
在本案一具体实施例中，燃气涡轮14的前端和后端设置有同步动作，控制燃气涡轮14的燃气涡轮流道开启或关闭的第一活门15和第二活门13。燃气涡轮14的前端设置第一活门15，燃气涡轮14的后端设置第二活门13，当燃气涡轮14流道开启时，第一活门15和第二活门13（如图1所示）为打开状态，燃气涡轮14工作，进气通过燃气涡轮14的内部流出。当燃气涡轮14关闭时，第一活门15和第二活门13（如图2所示）为闭合状态，燃气涡轮14不工作，进气由燃气涡轮14的周向排出。
在本案一具体实施例中，预冷闭式循环系统上设置有伸出至核心压气机2的前端，对其内的工质进行加热的第一换热器2。预冷闭式循环系统内设置超临界状流体作为闭式循环的工质，可以采用液氢作为工质，介质涡轮9通过工质推动介质涡轮9做功，工质温度的高低影响介质涡轮的做功能力。
通过将预冷闭式循环系统工质输送管路伸出至核心压气机3的前端，并设置与输送管路内工质进行换热的第一换热器2，则进排气通道1内的进气进入核心压气机3前，通入第一换热器2后流出，由涡喷/涡扇发动机的进气提升工质的温度，进而提高介质涡轮9的做功能力。
在本案一具体实施例中，预冷闭式循环系统上还设置有与第一换热器2连通，伸出至核心压气机3的后端，对其内的工质进行二次加热的第二换热器16。在涡喷/涡扇和预冷闭式循环系统协同工作时，核心压气机3后的燃烧室内空气与燃料燃烧产生高温气体，通过第二换热器16对工质加热，在核心压气机3的后端设置第二换热器16，经第一换热器2流出的工质通入到第二换热器16后送入介质涡轮9，进一步提升工质温度，从而进一步提高介质涡轮9的做功能力。
在本案一具体实施例中，进排气通道1包括位于核心压气机3后端的燃烧室17和位于介质涡轮9后端的加力燃烧室10，第二换热器16设置于燃烧室17内。空气通过涡喷/涡扇发动机的进排气通道1进入推进系统中，首先经过核心压气机3压缩，高压气体在燃烧室17中与燃料掺混、点燃，高温高压燃气经燃气涡轮14所处的进排气通道流出。在燃气涡轮14工作时，高温高压气体经过燃气涡轮14内部，燃气涡轮14膨胀做功驱动核心压气机3，最后在加速状态下经加力燃烧室10点燃加热，在尾喷管11中膨胀加速产生推力。
而在燃气涡轮14流道关闭，高压高温气体与第二换热器16换热，由高温工质推动介质涡轮9做功以驱动核心压气机3，排气在加力燃烧室10内与燃料掺混、点燃，在尾喷管11中膨胀加速直接进行推力输出。
在本案一具体实施例中，预冷闭式循环系统上还设置有位于介质涡轮9的工质回路上，控制工质回路断开的第三活门8。涡喷/涡扇发动机包括燃气涡轮14和介质涡轮9轮流工作两种工作状态，在前端转动轴和后端转动轴断开时，介质涡轮9不工作，因此无需预冷闭式循环系统内工质流通。通过在介质涡轮9的工质回路上设置第三活门8，通过第三活门8的通断控制预冷闭式循环系统的导通或断开，实现与燃气涡轮14和介质涡轮9的同步切换动作。
在本案一具体实施例中，工质回路上还顺序设置有由工质驱动的膨胀涡轮7，和由膨胀涡轮7驱动对工质进行压缩的工质泵4，膨胀涡轮7和工质泵4之间设置有连通工质回路和工质泵的流入端的工质二次换热回路19。驱动介质涡轮9动作后的工质继续回流至工质泵4进行压缩，工质泵4通过膨胀涡轮7提供工作动力，工质经工质回路流回至膨胀涡轮7，由工质内的能量提供膨胀涡轮7的工作动力。考虑到介质涡轮9在工作时需要提升工质泵4排出的工质温度，将回流的工质经工质二次换热回路19，降低工质回路内的工质温度同时，提高工质泵流出的工质温度。
具体地，工质二次换热回路19上顺序设置有与工质泵4流出的压缩工质进行换热的第三换热器6，和对燃料管路18进行换热的第四换热器5。工质二次换热回路19上设置第三换热器6，工质泵4内流出的压缩工质通入第三换热器6，同时回流的工质经第三换热器6回流至工质泵4的入口，通过回流和流出的工质的换热，同时起到对流出的工质加温，对回流的工质降温工作。
工质二次换热回路19上还设置有第四换热器5，第四换热器5对燃料管路18和回流的工质进行换热，利用回流工质内高温提高燃料管路内燃料温度，提高燃料燃烧性能。
现结合附图1和附图2，对本实施例提供的涡喷/涡扇发动机的工作状态进行详细说明。
当飞行马赫数低于飞行设定值时，动力系统处于涡喷/涡扇工作模式下，主要涉及的工作结构包括进排气通道1、核心压气机3、燃烧室17、燃气涡轮14、加力燃烧室10、尾喷管11。
此时第一活门15、第二活门13打开，第三活门8关闭，预冷闭式循环系统不工作，离合机构12脱开，介质涡轮9与前端转动轴脱开，介质涡轮9不工作，燃气涡轮14工作，燃烧室17点火，同时调节尾喷管11的相关截面面积，使推进系统处于涡喷/涡扇发动机模式。
在此工作模式中，空气通过进排气通道1进入推进系统后，首先经过核心压气机3压缩，高压气体在燃烧室17中与燃料掺混、点燃，高温高压燃气经过燃气涡轮14膨胀做功来驱动核心压气机3，最后在加速状态下经过加力燃烧室10点燃加热，在尾喷管11中膨胀加速以产生推力。
当飞行马赫数高于飞行设定值时，动力系统处于涡喷/涡扇+预冷闭式循环系统工作模式下，主要涉及的工作结构还包括第一换热器2、第二换热器16、介质涡轮9、膨胀涡轮7、第三换热器6、第四换热器5、工质泵4。
此时第一活门15、第二活门13关闭和第三活门8打开，离合机构12闭合，燃气涡轮14不工作，介质涡轮9工作，预冷闭式循环系统工作，燃烧室17点火，同时调节尾喷管11的相关截面面积，使推进系统处于涡喷＋预冷闭式循环系统工作模式。
在此工作模式中，预冷闭式循环系统的工质在第一换热器2中吸收来流空气热量升温，再通过第二换热器16与高温燃气换热升温，进而高温工质推动工质涡轮9做功以驱动核心压气机3，再流经膨胀涡轮7膨胀做功以驱动工质泵4，然后流经第三换热器6被工质泵4流出的低温工质冷却，再经过第四换热器5对燃料放热降温，之后在工质泵4中被压缩，最后流回第一换热器2形成封闭的循环，闭式循环系统周而复始不断工作。
同时，流入推进系统的空气经第一换热器2降温后，由核心压气机3压缩，流经燃烧室点燃为预冷闭式循环系统的工质加热，之后流入加力燃烧室10与燃料掺混、点燃，在尾喷管11中膨胀加速以产生推力。
进排气通道1的前端设置有通道前端内径渐缩，后端内径渐扩的变径排气通道，核心压力机3设置于变径排气通道的前端。进排气通道的进气结构对涡喷/涡扇发动机来流流量及流速有重要影响，通过进排气通道的前端变径排气通道结构设计，实现不同来流供应，优化涡喷/涡扇发动机的燃烧效率。
马赫数是流体力学中表征流体可压缩程度的一个重要的无量纲参数，记为Ma。定义为流场中某点的速度v同该点的当地声速c之比，即Ma=v/c。
与相同推力，相同空气流量的现有强预冷模式高超声速飞行器动力相比，现有涡喷/涡扇发动机与预冷闭式循环结合的方案中，闭式循环始终工作，即使在低马赫低进气温度时也工作，而为维持闭式循环工作，必须消耗低温冷源流体，在绝大多数情况下，为维持闭式循环工作所需的该冷却工质的量远远高于作为燃料所需的量，因而造成低温冷却介质的大量排放，造成燃料浪费。
而本实例在低马赫数时冷却用燃油消耗量及燃烧用燃油消耗量之比有着突出的优势。
在Ma=0工作时，原有强预冷模式高超声速飞行器动力采用甲烷作为燃料，冷却用燃油消耗量及燃烧用燃油消耗量之比为4.9。
在Ma=0.9工作时，原有强预冷模式高超声速飞行器动力采用氢气作为燃料，加力燃烧室不工作时冷却用燃油消耗量及燃烧用燃油消耗量之比为1.97；在工质涡轮和工质泵采用一级的设计中，冷却用燃油消耗量及燃烧用燃油消耗量之比为7，而本发明在这种工况下冷却用燃油消耗量及燃烧用燃油消耗量之比为0。
在Ma=2工作时，原有强预冷模式高超声速飞行器动力采用甲烷作为燃料，冷却用燃油消耗量及燃烧用燃油消耗量之比为9.09，而本发明在这种工况下冷却用燃油消耗量及燃烧用燃油消耗量之比为0。
由以上数据可以看出，在低马赫数下，介质涡轮不工作，可以使得低马赫数工作时冷却需要的低温燃料量为零，大大节省了工质冷却用燃油消耗量。在高马赫下，需要保证涡喷/涡扇发动机具有足够的输出动力，因此需要启动介质涡轮，并将预冷闭式循环系统开启满足介质涡轮的工作要求。
优选地，飞行状态设定值为2-3.5。即，根据涡喷/涡扇发动机不同的使用环境和动力需求，可将飞行状态设定值设定为2-3.5范围内并取一优选值，在低马赫数处于飞行状态设定值以下时，燃气涡轮工作带动核心压气机，介质涡轮关闭；反之，介质涡轮工作带动核心压气机。通过对不同涡喷/涡扇发动机飞行状态设定值的设定，可使涡喷/涡扇发动机在不同的应用环境中，获得优化的涡喷/涡扇模式与涡喷/涡扇+预冷闭式循环系统模式的切换，使得核心压气机在各种来流下处在最佳工作状态，提高了核心压气机在不同来流条件下的工作性能。
一种高超声速飞行器，其推进系统内设置有涡喷/涡扇发动机，所述涡喷/涡扇发动机为如上任意一项所述的高超声速飞行器推进系统。
基于上述实施例中提供的高超声速飞行器推进系统，本发明还提供了一种高超声速飞行器，其推进系统内设置有涡喷/涡扇发动机，该高超声速飞行器上设有的涡喷/涡扇发动机为上述实施例中提供的高超声速飞行器推进系统。
由于该高超声速飞行器采用了上述实施例的高超声速飞行器推进系统，所以该高超声速飞行器由高超声速飞行器推进系统带来的有益效果请参考上述实施例。
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新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (10)

1.一种高超声速飞行器推进系统，其特征在于，包括涡喷/涡扇发动机机体和设置于所述机体进排气通道内的涡轮排气装置；
所述涡轮排气装置包括轴向沿所述进排气通道布置的转动轴，所述转动轴包括顺序架撑核心压气机和燃气涡轮的前端转动轴，和架撑介质涡轮的后端转动轴，所述前端转动轴和所述后端转动轴之间设置有控制二者连接或断开的离合机构；
还包括当高于飞行状态设定值时，连接所述离合机构，并控制燃气涡轮流道关闭，
和当低于所述飞行状态设定值时，断开所述离合机构，并控制所述燃气涡轮流道开启的控制装置；
还包括与所述介质涡轮连通，并在所述离合机构连接时，驱动所述介质涡轮做功的预冷闭式循环系统。
2.根据权利要求1所述的高超声速飞行器推进系统，其特征在于，所述燃气涡轮的前端和后端设置有同步动作，控制所述燃气涡轮的燃气涡轮流道开启或关闭的第一活门和第二活门。
3.根据权利要求1所述的高超声速飞行器推进系统，其特征在于，所述预冷闭式循环系统上设置有伸出至所述核心压气机的前端，对其内的工质进行加热的第一换热器。
4.根据权利要求3所述的高超声速飞行器推进系统，其特征在于，所述预冷闭式循环系统上还设置有与所述第一换热器连通，伸出至所述核心压气机的后端，对其内的工质进行二次加热的第二换热器。
5.根据权利要求4所述的高超声速飞行器推进系统，其特征在于，所述进排气通道包括位于所述核心压气机后端的燃烧室和位于所述介质涡轮后端的加力燃烧室，所述第二换热器设置于所述燃烧室内。
6.根据权利要求4所述的高超声速飞行器推进系统，其特征在于，所述预冷闭式循环系统上还设置有位于所述介质涡轮的工质回路上，控制所述工质回路断开的第三活门。
7.根据权利要求6所述的高超声速飞行器推进系统，其特征在于，所述工质回路上还顺序设置有由所述工质驱动的膨胀涡轮，和由所述膨胀涡轮驱动对所述工质进行压缩的工质泵，所述膨胀涡轮和所述工质泵之间设置有连通所述工质回路和所述工质泵的流入端的工质二次换热回路。
8.根据权利要求7所述的高超声速飞行器推进系统，其特征在于，所述工质二次换热回路上顺序设置有与所述工质泵流出的压缩工质进行换热的第三换热器，和对燃料管路进行换热的第四换热器。
9.根据权利要求1所述的高超声速飞行器推进系统，其特征在于，所述飞行状态设定值为马赫数处于2-3.5。
10.一种高超声速飞行器，其推进系统内设置有涡喷/涡扇发动机，其特征在于，所述推进系统采用如权利要求1-9中任意一项所述的高超声速飞行器推进系统。
CN201811492403.7A 2018-07-09 2018-12-07 一种高超声速飞行器及其推进系统 Active CN109630268B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810744376.1A CN108869036A (zh) 2018-07-09 2018-07-09 高速飞行器及涡喷发动机
CN2018107443761 2018-07-09

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109630268A CN109630268A (zh) 2019-04-16
CN109630268B true CN109630268B (zh) 2020-12-22

Family

ID=64300044

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810744376.1A Pending CN108869036A (zh) 2018-07-09 2018-07-09 高速飞行器及涡喷发动机
CN201811492403.7A Active CN109630268B (zh) 2018-07-09 2018-12-07 一种高超声速飞行器及其推进系统

Family Applications Before (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810744376.1A Pending CN108869036A (zh) 2018-07-09 2018-07-09 高速飞行器及涡喷发动机

Country Status (1)

Country Link
CN (2) CN108869036A (zh)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20200386189A1 (en) * 2019-04-30 2020-12-10 General Electric Company High Speed Aircraft Flight Technologies
CN112901341B (zh) * 2019-12-04 2022-03-11 中国航发商用航空发动机有限责任公司 涡轮发动机
CN111114759A (zh) * 2019-12-23 2020-05-08 湖北航天技术研究院总体设计所 一种飞行器气动热防护系统
CN114753925A (zh) * 2022-05-12 2022-07-15 沈阳漠南动力科技有限公司 电能源涡轮发动机
CN116291868B (zh) * 2023-03-17 2024-08-20 南京航空航天大学 一种基于逆布雷顿可变循环的冲压冷电联产装置
CN116517688B (zh) * 2023-03-21 2024-09-06 南京航空航天大学 一种涡轮轴涡轮喷气变循环发动机方案

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5452573A (en) * 1994-01-31 1995-09-26 United Technologies Corporation High pressure air source for aircraft and engine requirements
CN104110309A (zh) * 2014-07-02 2014-10-22 北京航空航天大学 一种航空发动机的间冷或间冷回热循环布局
CN104110326A (zh) * 2014-07-02 2014-10-22 北京航空航天大学 一种新概念高速飞行器推进系统布局方法
EP2894315A1 (de) * 2014-01-14 2015-07-15 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbine
CN105275662A (zh) * 2015-11-05 2016-01-27 北京航空航天大学 一种适用于航空航天发动机的闭式循环系统
CN107630767A (zh) * 2017-08-07 2018-01-26 南京航空航天大学 基于预冷型组合动力高超声速飞行器气动布局及工作方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5452573A (en) * 1994-01-31 1995-09-26 United Technologies Corporation High pressure air source for aircraft and engine requirements
EP2894315A1 (de) * 2014-01-14 2015-07-15 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbine
CN104110309A (zh) * 2014-07-02 2014-10-22 北京航空航天大学 一种航空发动机的间冷或间冷回热循环布局
CN104110326A (zh) * 2014-07-02 2014-10-22 北京航空航天大学 一种新概念高速飞行器推进系统布局方法
CN105275662A (zh) * 2015-11-05 2016-01-27 北京航空航天大学 一种适用于航空航天发动机的闭式循环系统
CN107630767A (zh) * 2017-08-07 2018-01-26 南京航空航天大学 基于预冷型组合动力高超声速飞行器气动布局及工作方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN108869036A (zh) 2018-11-23
CN109630268A (zh) 2019-04-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109630268B (zh) 一种高超声速飞行器及其推进系统
EP3623604B1 (en) Hybrid expander cycle with pre-compression cooling and turbo-generator
CN107939528B (zh) 基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统
CN104110326B (zh) 一种新概念高速飞行器推进系统布局方法
CN107989699B (zh) 基于双燃料复合冷却的冲压-强预冷组合飞行器推进系统
CN113006947B (zh) 一种双燃料系统的预冷发动机
CN112377325B (zh) 一种高超声速强预冷涡轮基冲压组合发动机
CN106014637A (zh) 空气预冷压缩航空发动机及高超声速飞机
Yang et al. Maximum thrust for the rocket-ejector mode of the hydrogen fueled rocket-based combined cycle engine
CN203906118U (zh) 涡轮基组合循环发动机用气体冷却系统
CN105257428A (zh) 一种分布式压缩、旋流冲压发动机
CN111636977A (zh) 一种高速飞行器预冷变循环组合推进系统及运行模式
CN114810350B (zh) 一种带级间燃烧室的甲烷预冷涡轮基组合循环发动机系统
CA3042943A1 (en) Precooled air breathing engine
CN110541773A (zh) 宽速域冲压发动机燃烧室及其工作方法
CN110067673B (zh) 一种并联式预冷冲压组合推进系统和推进方法
CN111237085B (zh) 一种涡轮发动机一二次流组合变循环方法
CN113882968A (zh) 一种宽速域多工质功效匹配组合动力系统
CN113915003B (zh) 基于nh3的极宽速域多模态组合动力循环系统及方法
CN115263598A (zh) 一种双变涵道、宽速域、高通流变循环发动机构型
Cai et al. Performance assessment for a novel supersonic turbine engine with variable geometry and fuel precooled: From feasibility, exergy, thermoeconomic perspectives
CN113236426B (zh) 基于跨临界的co2多模态组合动力循环系统及方法
CN203906119U (zh) 宽飞行包线飞行器涡轮基组合循环发动机
JPS60501616A (ja) 熱エネルギ−サイクル及びエアジェット推進機関の強化方法
CN114607509A (zh) 一种外转子发动机

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant