CN110067673B - 一种并联式预冷冲压组合推进系统和推进方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种并联式预冷冲压组合推进系统，包括并联的两路推进装置，一路推进装置为强预冷推进装置，包括第一进气道、发动机预冷装置和第一尾喷管，另一路推进装置为冲压推进装置，包括第二进气道、第二燃料调节阀、第二燃烧室和第二尾喷管，发动机预冷装置燃料流路出口通过连通管道与第二燃烧室燃料入口连通，第二燃料调节阀设置在连通管道上，第二燃烧室的出口与第二尾喷管的入口连通，飞行马赫数达到第一预设范围值时第二燃料调节阀关闭，冲压推进装置仅流通空气不产生推力，达到第二预设范围值第二燃料调节阀开启，冲压推进装置工作产生推力。避免高马赫数下燃料的浪费。本发明还公开一种并联式预冷冲压组合推进方法。

Description

一种并联式预冷冲压组合推进系统和推进方法

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器技术领域，尤其涉及一种并联式预冷冲压组合推进系统和推进方法。

背景技术

军民用领域对高速飞行均有很迫切的需求，高速飞行器是未来航空领域的一个重要发展方向。目前，困扰高速飞行的一个主要问题就是飞行器的推进系统。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，压气机无法直接对来流空气进行有效压缩，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，使得推进系统的比冲降低，同时造成了燃料的极大浪费。

因此，如何提供一种并联式预冷冲压组合推进系统，以避免高马赫数下强预冷推进系统燃料的浪费，同时能提高推进系统比冲，提高高超声速飞行器推进系统的性能，提升其经济性，是目前本领域技术人员亟待解决的技术问题。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的在于提供一种并联式预冷冲压组合推进系统，避免高马赫数下强预冷推进系统燃料的浪费，同时能提高推进系统比冲，提高高超声速飞行器推进系统的性能，提升其经济性。本发明的另一目的在于提供一种并联式预冷冲压组合推进方法。

为了达到上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种并联式预冷冲压组合推进系统，包括并联的两路推进装置，其中一路推进装置为强预冷推进装置，包括第一进气道、发动机预冷装置和第一尾喷管，所述第一进气道与所述发动机预冷装置的空气流路入口连通，所述发动机预冷装置的燃气出口与所述第一尾喷管连通，

另外一路推进装置为冲压推进装置，包括第二进气道、第二燃料调节阀、第二燃烧室和第二尾喷管，所述第二进气道与所述第二燃烧室的空气入口连通，所述发动机预冷装置的燃料流路出口通过连通管道与所述第二燃烧室的燃料入口连通，所述第二燃料调节阀设置在所述连通管道上，所述第二燃烧室的出口与所述第二尾喷管的入口连通，

当高速飞行器的飞行马赫数达到第一预设范围值时，所述第二燃料调节阀关闭，当所述高速飞行器的飞行马赫数达到第二预设范围值时，所述第二燃料调节阀开启，所述第二预设范围值大于所述第一预设范围值。

优选的，上述发动机预冷装置的冷却剂与所述发动机的燃料为同种工质，所述冷却剂先做为冷却剂使用后作为燃料使用。

优选的，上述冷却剂为航空航天低温燃料。

优选的，上述冷却剂为氢燃料或者甲烷燃料。

优选的，上述第一预设范围值大于0且小于或等于3.5，所述第二预设范围值大于3.5且小于或等于6。

本发明还提供一种并联式预冷冲压组合推进方法，设置并联的两路推进装置，其中一路推进装置为强预冷推进装置，包括第一进气道、发动机预冷装置和第一尾喷管，所述第一进气道与所述发动机预冷装置的空气流路入口连通，所述发动机预冷装置的燃气出口与所述第一尾喷管连通，

另外一路推进装置为冲压推进装置，包括第二进气道、第二燃料调节阀、第二燃烧室和第二尾喷管，所述第二进气道与所述第二燃烧室的空气入口连通，所述发动机预冷装置的燃料流路出口通过连通管道与所述第二燃烧室的燃料入口连通，所述第二燃料调节阀设置在所述连通管道上，所述第二燃烧室的出口与所述第二尾喷管的入口连通，

当高速飞行器的飞行马赫数达到第一预设范围值时，所述第二燃料调节阀关闭，所述冲压推进装置仅流通空气而不产生推力，

当所述高速飞行器的飞行马赫数达到第二预设范围值时，所述第二燃料调节阀开启，所述冲压推进装置工作产生推力，

所述第二预设范围值大于所述第一预设范围值。

优选的，上述发动机预冷装置中，冷却剂与发动机的燃料为同种工质，该工质先作为冷却剂使用后作为燃料使用。

优选的，上述第一预设范围值大于0且小于或等于3.5，所述第二预设范围值大于3.5且小于或等于6。

优选的，上述冷却剂为航空航天低温燃料。

优选的，上述冷却剂为氢燃料或者甲烷燃料。

本发明提供的并联式预冷冲压组合推进系统，包括并联的两路推进装置，其中一路推进装置为强预冷推进装置，包括第一进气道、发动机预冷装置和第一尾喷管，所述第一进气道与所述发动机预冷装置的空气流路入口连通，所述发动机预冷装置的燃气出口与所述第一尾喷管连通，

另外一路推进装置为冲压推进装置，包括第二进气道、第二燃料调节阀、第二燃烧室和第二尾喷管，所述第二进气道与所述第二燃烧室的空气入口连通，所述发动机预冷装置的燃料流路出口通过连通管道与所述第二燃烧室的燃料入口连通，所述第二燃料调节阀设置在所述连通管道上，所述第二燃烧室的出口与所述第二尾喷管的入口连通，

当高速飞行器的飞行马赫数达到第一预设范围值时，所述第二燃料调节阀关闭，当所述高速飞行器的飞行马赫数达到第二预设范围值时，所述第二燃料调节阀开启，所述第二预设范围值大于所述第一预设范围值。

那么当高速飞行器的飞行马赫数达到第一预设范围值时，所述第二燃料调节阀关闭，所述冲压推进装置仅流通空气而不产生推力，当所述高速飞行器的飞行马赫数达到第二预设范围值时，所述第二燃料调节阀开启，所述冲压推进装置工作产生推力。

本发明提供的并联式预冷冲压组合推进系统，在现有的强预冷推进系统中引入一套冲压推进系统，充分利用了强预冷推进系统中过量的燃料，解决了在高马赫数下燃料浪费的问题，同时利用该冲压系统产生推力，有效提高了高超声速飞行器推进系统的动力。

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为本发明实施例提供的并联式预冷冲压组合推进系统的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的并联式预冷冲压组合推进系统的第一种具体实施方式结构示意图；

图3为本发明实施例提供的并联式预冷冲压组合推进系统的第二种具体实施方式结构示意图。

上图1-3中：

预冷发动机核心循环系统100、第一进气道101、强预冷器102、强预冷器调节阀103、空气压气机104、预燃室105、高温换热器106、第一燃烧室107、第一尾喷管108、循环泵201、核心涡轮202、循环涡轮203、冷却器204、燃料泵301、总燃料调节阀302、第一燃料调节阀303、第二进气道401、第二燃料调节阀402、第二燃烧室403、第二尾喷管404。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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。

请参考图1-图3，图1为本发明实施例提供的并联式预冷冲压组合推进系统的结构示意图；图2为本发明实施例提供的并联式预冷冲压组合推进系统的第一种具体实施方式结构示意图；图3为本发明实施例提供的并联式预冷冲压组合推进系统的第二种具体实施方式结构示意图。

本发明实施例提供的并联式预冷冲压组合推进系统，包括并联的两路推进装置，其中一路推进装置为强预冷推进装置，包括第一进气道101、发动机预冷装置和第一尾喷管108，第一进气道101与发动机预冷装置的空气流路入口连通，发动机预冷装置的燃气出口与第一尾喷管108连通，

另外一路推进装置为冲压推进装置，包括第二进气道401、第二燃料调节阀402、第二燃烧室403和第二尾喷管404，第二进气道401与第二燃烧室403的空气入口连通，发动机预冷装置的燃料流路出口通过连通管道与第二燃烧室403的燃料入口连通，第二燃料调节阀402设置在连通管道上，第二燃烧室403的出口与第二尾喷管404的入口连通，

当高速飞行器的飞行马赫数达到第一预设范围值时，第二燃料调节阀402关闭，当高速飞行器的飞行马赫数达到第二预设范围值时，第二燃料调节阀402开启，第二预设范围值大于第一预设范围值。

那么当高速飞行器的飞行马赫数达到第一预设范围值时，第二燃料调节阀402关闭，冲压推进装置仅流通空气而不产生推力，当高速飞行器的飞行马赫数达到第二预设范围值时，第二燃料调节阀402开启，冲压推进装置工作产生推力。

本发明实施例提供的并联式预冷冲压组合推进系统，在现有的强预冷推进系统中引入一套冲压推进系统，充分利用了强预冷推进系统中过量的燃料，解决了在高马赫数下燃料浪费的问题，同时利用该冲压系统产生推力，有效提高了高超声速飞行器推进系统的动力。

本发明实施例还提供一种并联式预冷冲压组合推进方法，设置并联的两路推进装置，其中一路推进装置为强预冷推进装置，包括第一进气道101、发动机预冷装置和第一尾喷管108，第一进气道101与发动机预冷装置的空气流路入口连通，发动机预冷装置的燃气出口与第一尾喷管108连通，

另外一路推进装置为冲压推进装置，包括第二进气道401、第二燃料调节阀402、第二燃烧室403和第二尾喷管404，第二进气道401与第二燃烧室403的空气入口连通，发动机预冷装置的燃料流路出口通过连通管道与第二燃烧室403的燃料入口连通，第二燃料调节阀402设置在连通管道上，第二燃烧室403的出口与第二尾喷管404的入口连通，

当高速飞行器的飞行马赫数达到第一预设范围值时，第二燃料调节阀402关闭，冲压推进装置仅流通空气而不产生推力，

当高速飞行器的飞行马赫数达到第二预设范围值时，第二燃料调节阀402开启，冲压推进装置工作产生推力，

第二预设范围值大于第一预设范围值。

其中，发动机预冷装置的冷却剂与发动机的燃料为同种工质，冷却剂先做为冷却剂使用后作为燃料使用。冷却剂为航空航天低温燃料。冷却剂为氢燃料或者甲烷燃料。

其中，第一预设范围值大于0且小于或等于3.5，即0＜第一预设范围值≤3.5，第二预设范围值大于3.5且小于或等于6，即3.5＜第二预设范围值≤6。

本发明实施例提供的并联式预冷冲压组合推进系统，是一种新概念并联式预冷冲压组合推进系统,包括两路并联的推进系统，第一路推进系统为强预冷推进系统，第二路推进系统为冲压推进系统。

通过调节相关阀门，使推进系统在低马赫数飞行时，处于单路预冷推进模式，在高马赫数飞行时，处于预冷冲压组合推进模式，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比冲减小和燃料浪费的问题。本发明实施例提供的并联式预冷冲压组合推进系统显著提高了高马赫数下推进系统的推力，保证了高速飞行器推进系统在飞行马赫数为0～6范围内均能有效可靠地运行。

本发明实施例提供的并联式预冷冲压组合推进系统，该推进系统有两种工作模式，第一工作模式为单路预冷推进模式，第二工作模式为预冷冲压组合模式，其中，发动机预冷装置可以称为预冷发动机核心循环系统，具体实现为：

当飞行器的飞行马赫数达到第一预设范围值时进入第一工作模式，此时第二燃料调节阀402关闭，冲压推进系统仅流通空气而不产生推力；强预冷推进系统工作，空气流经第一进气道101，在预冷发动机核心循环系统100中完成冷却压缩燃烧以及放热等一系列热力过程，最终由第一尾喷管108喷出产生推力；

当飞行器的飞行马赫数达到第二预设范围值时进入第二工作模式，此时第二燃料调节阀402打开，冲压推进系统开始工作，空气流经第二进气道401进入第二燃烧室403，强预冷推进系统中过量的燃料通过第二燃料调节阀402进入第二燃烧室403，在第二燃烧室403中燃料与空气混合燃烧，最终由第二尾喷管404喷出产生推力；强预冷推进系统工作，空气流经第一进气道101，在预冷发动机核心循环系统100中完成冷却压缩燃烧以及放热等一系列热力过程，最终由第一尾喷管108喷出产生推力。

预冷发动机核心循环系统100是指冷却剂与燃料为同种工质、该工质先作为冷却剂使用后作为燃料使用的预冷循环系统。

从上述的技术方案可以看出，本发明实施例提供的并联式预冷冲压组合推进系统，是一种新概念并联式预冷冲压组合推进系统，当飞行马赫数达到第二预设范围值时，将第二燃料调节阀402打开，强预冷推进系统中过量的燃料通过第二燃料调节阀402进入第二燃烧室403，空气流经第二进气道401进入第二燃烧室403，在第二燃烧室403中燃料与空气混合燃烧，最终由第二尾喷管404喷出产生推力。本发明通过引入一个冲压推进系统，在强预冷推进系统之外又引入一路空气，在高马赫数的情况下与强预冷推进系统中过量的燃料混合燃烧产生推力，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及比冲过低的问题。

在具体实施时，预冷发动机核心循环系统100为现有装置，本发明实施例提供的并联式预冷冲压组合推进系统与其配合使用时，具有两种具体实施方式：

在第一种具体实施方式中：

本发明实施例提供的并联式预冷冲压组合推进系统，是一种并联式预冷冲压组合开式循环推进系统，包括两路并联的推进系统，第一路推进系统为强预冷推进系统，即强预冷推进装置，第二路推进系统为冲压推进系统，即冲压推进装置，其中强预冷推进系统又包括空气流路和燃料及冷却剂流路。

强预冷推进系统空气流路中，第一进气道101为空气入口，强预冷器102的空气入口与第一进气道101出口相导通，强预冷器102的空气出口与空气压气机104入口相导通，空气压气机104出口与第一燃烧室107空气入口相导通，第一燃烧室107出口与高温换热器106燃气入口相导通，高温换热器106燃气出口与第一尾喷管108入口相导通。

强预冷推进系统燃料及冷却剂流路中，燃料及冷却剂由燃料泵301压出，燃料泵301出口与总燃料调节阀302入口相导通，总燃料调节阀302出口与循环泵201入口相导通，循环泵201出口与强预冷器102冷却剂入口相导通，强预冷器102冷却剂出口与高温换热器106冷却剂入口相导通，同时强预冷器102冷却剂端并联上强预冷器调节阀103，高温换热器106冷却剂出口与循环涡轮203入口相导通，循环涡轮203出口与核心涡轮202入口相导通，核心涡轮202出口与第一燃烧室107燃料入口相导通，同时核心涡轮202出口另分一路与第二燃料调节阀402入口相导通，第二燃料调节阀402出口与第二燃烧室403燃料入口相导通，第一燃烧室107出口与第一尾喷管108入口相导通。

冲压推进系统中，第二进气道401为空气入口，第二进气道401出口与第二燃烧室403空气入口相导通，第二燃烧室403出口与第二尾喷管404入口相导通。

第一工作模式包括第一工作模式a和第一工作模式b，在飞行速度较低，飞行马赫数第一预设范围值的前部分时，进入第一工作模式a，总燃料调节阀302与强预冷器调节阀103打开，第二燃料调节阀402关闭，此时冲压推进系统中仅流通空气而不燃烧产生推力，强预冷推进系统中强预冷器不工作，其他部件工作。空气由第一进气道101进入，流经强预冷器102后在空气压气机104压缩，最终流入第一燃烧室107；燃料及冷却剂由燃料泵301压出，流经总燃料调节阀302，在循环泵201中增压，流经强预冷器调节阀103进入高温换热器106，在高温换热器106中被高温燃气加热，然后驱动循环涡轮203带动循环泵201，接着驱动核心涡轮202带动空气压气机104，最终流入第一燃烧室107；第一燃烧室107中燃料与空气掺混燃烧，然后由第一尾喷管108排出产生推力。

在飞行器的飞行速度逐渐增加，飞行马赫数达到第一预设范围值的后部分时，进入第一工作模式b，强预冷器调节阀103关闭，强预冷推进系统中强预冷器102开始工作，空气由第一进气道101进入，在强预冷器102中冷却后再在空气压气机104压缩，燃料则需在强预冷器102中被加热后再进入高温换热器106，其余循环步骤皆与第一工作模式a一致。

在飞行器的飞行速度较高，飞行马赫数达到第二预设范围值时，进入第二工作模式，第二燃料调节阀402打开，此时由于第一进气道101中空气的滞止温度较高，强预冷器102需要通过更多的燃料对空气进行冷却，而第一燃烧室107中所需的燃料是不变的，因此多余的燃料通过第二燃料调节阀402进入冲压推进系统的第二燃烧室403中，与由第二进气道401进入的空气掺混燃烧，再第二尾喷管404喷出产生推力；而强预冷推进系统的工作循环与第一工作模式b一致。

本实施例中，第一预设范围值的前部分为大于0，且小于或等于1.5；第一预设范围值的后部分为大于1.5且小于或等于3.5；第二预设范围值为大于3.5且小于或等于6。

在该方案下，当飞行器燃料使用氢，并以Ma＝5在H＝25km飞行时，系统处于第二工作模式，氢循环流量为0.42kg/s，此时对于第一路空气，进口流量为8kg/s，通过第一进气道101之后总温总压分别为1329K和296.73kPa。空气经由强预冷器102之后进入压比为1.6的空气压气机104被压缩，随后与燃料氢在第一燃烧室107内掺混点燃，之后在高温换热器106内进行换热，之后在第一尾喷管108中加速膨胀，产生推力3kN；对于第二路空气，进口流量为2kg/s，由第二进气道401进入，在第二燃烧室403中与燃料掺混燃烧，再第二尾喷管404喷出，产生推力1kN。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。因此该状态下，可产生总推力4kN，比单路预冷循环产生推力大1kN。

在第二种具体实施方式中：

本发明实施例提供的并联式预冷冲压组合推进系统，是一种并联式预冷冲压组合开式循环推进系统，包括两路并联的推进系统，第一路推进系统为强预冷推进系统，第二路推进系统为冲压推进系统，其中强预冷推进系统又包括空气流路、燃料及冷却剂流路以及超临界工质闭式循环流路。超临界工质是指工质的压力高于其临界压力，并且温度高于其临界温度。

强预冷推进系统空气流路中，第一进气道101为空气入口，强预冷器102的空气入口与第一进气道101出口相导通，强预冷器102的空气出口与空气压气机104入口相导通，空气压气机104出口与预燃室105空气入口相导通，预燃室105出口与高温换热器106燃气入口相导通，高温换热器106燃气出口与第一燃烧室107燃气入口相导通，第一燃烧室107出口与第一尾喷管108入口相导通。

强预冷推进系统燃料及冷却剂流路中，燃料及冷却剂由燃料泵301压出，燃料泵301出口与总燃料调节阀302入口相导通，总燃料调节阀302出口与冷却器204冷却剂入口相导通，冷却器204冷却剂出口处分三路，一路与第一燃料调节阀303相导通，第一燃料调节阀303再与预燃室105燃料入口相导通，一路与第二燃料调节阀402相导通，第二燃料调节阀402再与第二燃烧室403燃料入口相导通，最后一路直接与第一燃烧室107燃料入口相导通。

强预冷推进系统超临界工质闭式循环流路中，循环泵201出口与强预冷器102冷却剂入口相导通，强预冷器102冷却剂出口与高温换热器106冷却剂入口相导通，同时强预冷器102冷却剂端并联上强预冷器调节阀103，高温换热器106冷却剂出口与核心涡轮202入口相导通，核心涡轮202出口与循环涡轮203入口相导通，循环涡轮203出口与冷却器204超临界工质入口相导通，冷却器204超临界工质出口与循环泵201入口相导通。

冲压推进系统中，第二进气道401为空气入口，第二进气道401出口与第二燃烧室403空气入口相导通，第二燃烧室403出口与第二尾喷管404入口相导通。

第一工作模式包括第一工作模式a和第一工作模式b，在飞行速度较低，飞行马赫数处于第一预设范围值的前部分时，进入第一工作模式a，总燃料调节阀302、强预冷器调节阀103和第一燃料调节阀303打开，第二燃料调节阀402关闭，此时冲压推进系统中仅流通空气而不燃烧产生推力，强预冷推进系统中强预冷器不工作，其他部件工作。空气由第一进气道101进入，流经强预冷器102后在空气压气机104压缩，在预燃室105中与燃料掺混燃烧，然后在高温换热器106中对超临界工质进行加热，最终流入第一燃烧室107，燃气燃料及冷却剂由燃料泵301压出，流经总燃料调节阀302，在冷却器204中被超临界工质加热，然后分两路，一路经由第一燃料调节阀303进入预燃室105，另一路直接进入第一燃烧室107，在第一燃烧室107中与燃气再次掺混燃烧，然后由第一尾喷管108排出产生推力；此时超临界工质闭式循环在其中仅起到带动空气压气机104的作用，超临界工质由循环泵201压出，流经强预冷器调节阀103，在高温换热器106中被燃气加热，然后驱动核心涡轮202带动空气压气机104，再驱动循环涡轮203带动循环泵201，然后在冷却器204被燃料冷却，最终流回循环泵201。

在飞行器的飞行速度逐渐增加，飞行马赫数达到第一预设范围值的后部分时，进入第一工作模式b，强预冷器调节阀103关闭，强预冷推进系统中强预冷器102开始工作，空气由第一进气道101进入，在强预冷器102中冷却后再在空气压气机104压缩，此时超临界工质闭式循环在其中还起到热量传递的作用，超临界工质由循环泵201压入强预冷器102冷却剂入口，在强预冷器102中对高温滞止空气降温，再进入高温换热器106中被燃气加热，其余循环步骤皆与第一工作模式a一致。

在飞行器的飞行速度较高，飞行马赫数达到第二预设范围值时，进入第二工作模式，第二燃料调节阀402打开，此时由于第一进气道101中空气的滞止温度较高，强预冷器102需要通过更多的燃料对空气进行冷却，而第一燃烧室107中所需的燃料是不变的，同时强预冷器102中换热量的增加使得高温换热器106中需要的换热量减少，预燃室105中所需的燃料减少，因此多余的燃料通过第二燃料调节阀402进入冲压推进系统的第二燃烧室403中，与由第二进气道401进入的空气掺混燃烧，再第二尾喷管404喷出产生推力；而强预冷推进系统的工作循环与第一工作模式b一致。

本实施例中，第一预设范围值的前部分为大于0，且小于或等于1.5；第一预设范围值的后部分为大于1.5且小于或等于3.5；第二预设范围值为大于3.5且小于或等于6。

在该方案下，当飞行器燃料使用氢，并以Ma＝5在H＝25km飞行时，系统处于第二工作模式，氢循环流量为0.36kg/s，此时对于第一路空气，进口流量为7.6kg/s，通过第一进气道101之后总温总压分别为1329K和296.73kPa。空气经由强预冷器102之后进入压比为1.8的空气压气机104被压缩，随后与燃料氢在预燃室105燃烧，经过高温换热器106后进入主燃烧室，即第一燃烧室107内掺混点燃，之后由第一尾喷管108中加速膨胀，产生推力2.8kN；对于第二路空气，进口流量为1.95kg/s，由第二进气道401进入，在第二燃烧室403中与燃料掺混燃烧，再第二尾喷管404喷出，产生推力1kN。图3中各组件进出口总温和总压均可以通过能量守恒求得。因此该状态下，可产生总推力3.8kN，比单路预冷循环产生推力大1kN。

本发明实施例提供的并联式预冷冲压组合推进系统具有以下优点：

1、在保证飞行器推进系统在马赫数0～6范围内持续工作的同时提高了高马赫数下推进系统的推力，保证了高速飞行器在飞行马赫数为0～6范围内均能有效可靠地运行。

2、通过引入一个冲压推进系统，利用高马赫数的情况下与强预冷推进系统中过量的燃料产生推力，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问题。

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 (8)

1.一种并联式预冷冲压组合推进系统，其特征在于，包括并联的两路推进装置，其中一路推进装置为强预冷推进装置，包括第一进气道、发动机预冷装置和第一尾喷管，所述第一进气道与所述发动机预冷装置的空气流路入口连通，所述发动机预冷装置的燃气出口与所述第一尾喷管连通，

另外一路推进装置为冲压推进装置，包括第二进气道、第二燃料调节阀、第二燃烧室和第二尾喷管，所述第二进气道与所述第二燃烧室的空气入口连通，所述发动机预冷装置的燃料流路出口通过连通管道与所述第二燃烧室的燃料入口连通，所述第二燃料调节阀设置在所述连通管道上，所述第二燃烧室的出口与所述第二尾喷管的入口连通，

当高速飞行器的飞行马赫数达到第一预设范围值时，所述第二燃料调节阀关闭，当所述高速飞行器的飞行马赫数达到第二预设范围值时，所述第二燃料调节阀开启，所述第二预设范围值大于所述第一预设范围值，

所述第一预设范围值大于0且小于或等于3.5，所述第二预设范围值大于3.5且小于或等于6。

2.如权利要求1所述的并联式预冷冲压组合推进系统，其特征在于，所述发动机预冷装置的冷却剂与所述发动机的燃料为同种工质，所述冷却剂先做为冷却剂使用后作为燃料使用。

3.如权利要求2所述的并联式预冷冲压组合推进系统，其特征在于，所述冷却剂为航空航天低温燃料。

4.如权利要求3所述的并联式预冷冲压组合推进系统，其特征在于，所述冷却剂为氢燃料或者甲烷燃料。

5.一种并联式预冷冲压组合推进方法，其特征在于，设置并联的两路推进装置，其中一路推进装置为强预冷推进装置，包括第一进气道、发动机预冷装置和第一尾喷管，所述第一进气道与所述发动机预冷装置的空气流路入口连通，所述发动机预冷装置的燃气出口与所述第一尾喷管连通，

另外一路推进装置为冲压推进装置，包括第二进气道、第二燃料调节阀、第二燃烧室和第二尾喷管，所述第二进气道与所述第二燃烧室的空气入口连通，所述发动机预冷装置的燃料流路出口通过连通管道与所述第二燃烧室的燃料入口连通，所述第二燃料调节阀设置在所述连通管道上，所述第二燃烧室的出口与所述第二尾喷管的入口连通，

当高速飞行器的飞行马赫数达到第一预设范围值时，所述第二燃料调节阀关闭，所述冲压推进装置仅流通空气而不产生推力，

当所述高速飞行器的飞行马赫数达到第二预设范围值时，所述第二燃料调节阀开启，所述冲压推进装置工作产生推力，

所述第二预设范围值大于所述第一预设范围值，

所述第一预设范围值大于0且小于或等于3.5，所述第二预设范围值大于3.5且小于或等于6。

6.如权利要求5所述的并联式预冷冲压组合推进方法，其特征在于，所述发动机预冷装置中，冷却剂与发动机的燃料为同种工质，该工质先作为冷却剂使用后作为燃料使用。

7.如权利要求6所述的并联式预冷冲压组合推进方法，其特征在于，所述冷却剂为航空航天低温燃料。

8.如权利要求6所述的并联式预冷冲压组合推进方法，其特征在于，所述冷却剂为氢燃料或者甲烷燃料。

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