CN113882968A - 一种宽速域多工质功效匹配组合动力系统 - Google Patents

Abstract

一种宽速域多工质功效匹配组合动力系统，属于动力装置技术领域，包括筒身管道、动力装置，动力装置内置于筒身管道内部，筒身管道的一端管道连接有进气管道，另一端连接有喷管；动力装置包括依照气体输送方向依次设置的涡轮动力发动机、粉末火箭发动机和超燃冲压发动机，且进气管道内置有预冷管道，预冷管道尾端伸入筒身管道的内部将涡轮动力发动机容纳于预冷管道的内部，且预冷管道位于进气管道的部分管体内部内置有引流件，本发明充分利用各发动机的特点，以最小的质量代价、空间代价，实现动力系统全流道一体化紧凑设计，实现动力系统宽范围稳定可靠工作，同时，结合各发动机的燃料不同，实现其多工质的特点。

Description

一种宽速域多工质功效匹配组合动力系统

技术领域

本发明属于动力装置技术领域，特别涉及一种宽速域多工质功效匹配组合动力系统。

背景技术

冲压发动机是导弹等高超声速飞行器的首选推进系统，冲压发动机目前主要分为液体燃料冲压发动机、固体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机。液体燃料冲压发动机技术成熟，燃料流量调节较为容易，比冲高，发动机燃烧效率高。固体燃料冲压发动机具有比冲高，高速飞行状态下性能良好，体积小，费用低和结构简单等优点。固体火箭冲压发动机可靠性好，维护使用方便，作战响应时间短，因此更适合机载发射。相应的，这些发动机也有一些缺点。液体燃料冲压发动机存在推进剂安全性较低，体积比冲低，准备时间长，系统结构复杂等缺点。固体燃料冲压发动机无法实现燃料流量，主动调节，并且由于燃烧在燃料表面进行，导致出现结块等现象，从而造成燃烧组织困难，燃烧效率低等问题。固体火箭冲压发动机的燃料多为复合推进剂药柱，含有氧化剂，使得比冲降低；且燃料易老化，贮存条件严苛，药柱会产生裂纹甚至破裂，调剂困难，因此安全性很差。

组合循环动力系统设计是当前推进技术发展的前沿和难点。当前组合动力设计大多基于结构和功能直接组合捆绑的思想，在各类发动机单独工作的基础上，仅从结构上进行机械组合，而缺乏各类发动机工作循环参数之间的深度融合以及燃料、工质的充分利用，难以达到理想的工作效率。这种设计思路工程实现比较困难，可动热部件结构设计、各类发动机单元（模态）和工作系统的组合以及飞行器机体与发动机的布局设计等方面都面临着巨大挑战。

发明内容

本发明的目的在于提供一种宽速域多工质功效匹配组合动力系统，以解决上述背景技术中提出的问题。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种宽速域多工质功效匹配组合动力系统，包括筒身管道、动力装置，所述动力装置内置于所述筒身管道内部，所述筒身管道的一端管道连接有进气管道，另一端连接有喷管；所述动力装置包括依照气体输送方向依次设置的涡轮动力发动机、粉末火箭发动机和超燃冲压发动机，且所述进气管道内置有预冷管道，所述预冷管道尾端伸入所述筒身管道的内部将涡轮动力发动机容纳于所述预冷管道的内部，且所述预冷管道位于所述进气管道的部分管体内部内置有引流件，所述引流件的出风端固设有第一换热器，所述第一换热器管道连接有压气机，其中，所述引流件和所述预冷管道之间的间隙构成内涵通道，所述进气管道和所述筒身管道的间隙构成外涵通道，所述预冷管道的前端设有可调节挡板，当可调节挡板的前端抵接于所述进气管道的内壁时，所述外涵通道封闭，当可调节挡板的前端抵接于所述引流件的外表面时，所述内涵通道封闭。

与现有技术相比，本技术方案具有如下效果：

（1）、相较于传统的动力系统，通过对空气进行预冷，且无需对空气进行液化，消除了夹点的问题，减小了冷却过程中消耗的问题，在实际的应用场景中，采用的预冷方案中存在大量的问题，如：加工要求高、操作维护复杂、系统附件多、成本高昂，难以重复使用等，而本发明中的结构简单，有效保障预冷效果的同时，解决上述的问题。

（2）、通过涡轮发动机、粉末火箭发动机及冲压发动机的组合，同时，空气的流入分为了内、外两个涵道，内涵道低速通道，为涡轮发动机提供氧化剂，外涵道高速通道，为冲压发动机提供氧化剂，结合可调节挡板，控制内外涵道空气流量的分配，实现该动力系统的高效性、稳定性等。

（3）、充分利用各发动机的特点，以最小的质量代价、空间代价，实现该动力系统全流道一体化紧凑设计，实现动力系统宽范围稳定可靠工作，并获得尽可能高的推进性能；同时，由于各发动机的燃料不同，实现其多工质的特点。

作为优选，还包括循环系统，所述循环系统包括预冷剂储箱，所述预冷剂储箱的出口管道连接有减压器所述减压器管道连接有压缩机，所述压缩机管道连接至第一换热器，且所述压缩机的出口还管道连接有第一通路和第二通路，所述第一通路管道连接有第二换热器，所述第二换热器管道连接有煤油储箱，所述煤油储箱管道连接至所述涡轮动力发动机，所述第二通路管道连接至粉末火箭发动机。

作为优选，所述涡轮动力发动机包括涡轮燃烧室，所述涡轮燃烧室的内壁上设有若干个通孔，且所述涡轮燃烧室管道连接有输油管路，所述输油管路管道连接于所述煤油储箱，其中，所述涡轮燃烧室的尾端设有涡轮喷管，所述涡轮喷管内置有涡轮。

作为优选，所述输油管路和所述涡轮燃烧室的连接处管道连接有喷雾头，且所述输油管路包括母管以及若干根子管，若干根子管均匀分布在涡轮燃烧室的周侧外表面，且若干根子管的输出端与所述涡轮燃烧室的内部空间相连通，且管道连接与喷雾头，若干根子管均连接于所述母管上。

作为优选，所述粉末火箭发动机内置于所述涡轮喷管内，且所述粉末火箭发动机包括镁粉储箱，所述镁粉储箱内置有出粉装置，且所述镁粉储箱管道连接有阀门，所述阀门管道连接有粉末火箭发动机的工作本体，所述粉末火箭发动机的工作本体的尾端设有火焰稳定器。

作为优选，所述出粉装置包括电动机，所述电动机动力连接有一伸缩组件，所述伸缩组件的伸缩端固设有推板，且所述推板滑动容置于所述镁粉储箱的内部。

作为优选，所述超燃冲压发动机包括冲压燃烧室，所述冲压燃烧室的前端管道连接于所述涡轮喷管的尾端，且所述冲压燃烧室的尾端管道连接有喷管。

作为优选，所述预冷剂为超临界

。

附图说明

图1是本发明整体架构示意图；

图2是本发明中涡轮发动机的架构示意图；

图3是本发明中冲压发动机的架构示意图；

图4是本发明中动力系统部分结构示意图。

具体实施方式

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，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部实施例。

实施例：

如图1-4所示的一种宽速域多工质功效匹配组合动力系统，该系统配置有循环系统6，且该系统主要包括筒身管道1、动力装置，所述动力装置内置于所述筒身管道1内部，所述筒身管道1的前端管道连接有进气管道2，其尾端连接有喷管3；所述动力装置包括依照气体输送方向依次设置的涡轮动力发动机S1、粉末火箭发动机S3和超燃冲压发动机S2，其作用是，充分利用各发动机的特点，以最小的质量代价、空间代价，实现发动机全流道一体化紧凑设计，实现发动机宽范围稳定可靠工作，并获得尽可能高的推进性能，且所述进气管道2内置有预冷管道3，所述预冷管道3的尾端伸入所述筒身管道1的内部将涡轮动力发动机S1容纳于所述预冷管道3的内部，且所述预冷管道3位于所述进气管道2的管体内部内置有引流件5，所述引流件5的出风端固设有第一换热器103，所述第一换热器103管道连接有压气机7，其中，所述预冷管道3的前端设有可调节挡板4，所述预冷管道3和所述引流件5之间的间隙构成内涵通道，所述进气管道2和所述筒身管道1的间隙构成外涵通道，在本实施例中，以可调节挡板4设于预冷管道3的前端，即当可调节挡板4的前端抵接于所述进气管道2的内壁时，所述外涵通道封闭，当可调节挡板4的前端抵接于所述引流件5的外表面时，所述内涵通道封闭。

在本实施例中，所述循环系统6包括预冷剂储箱100，该预冷剂储箱100内存放的预冷剂为超临界

，相对于传统的氦存在制作难度高，国内无法生产，且氦气作为国家战略资源，获得途径狭窄，成本高昂，难以支撑平时研究等问题，采用超临界

能有效解决该问题，所述预冷剂储箱100的出口管道连接有减压器101所述减压器101管道连接有压缩机102，所述压缩机102管道连接于第一换热器103，且所述压缩机102还管道连接第一通路和第二通路，所述第一通路管道连接有第二换热器104，所述第二换热器104管道连接有煤油储箱104，所述煤油储箱104的输出端管道连接有二通阀，所述二通阀其中一个出口通过第二换热器104连接至供油通路B，另一个出口连接至供油通路A，所述供油通路B管道连接至所述涡轮动力发动机S1，所述供油通路A管道连接至超燃冲压发动机S2；具体来说，超临界

经过压缩机102后分三路进行分流，第一路为压缩机102自身的膨胀做功提供助力，实现增压的效果，第二路以高温状态攻入粉末燃料火箭发动机S3中，作为氧化剂使用，第三路进入第二换热器104利用压力势能挤压液体燃料。

结合图2可知，所述涡轮动力发动机S3包括涡轮燃烧室8，所述涡轮燃烧室8的内壁上设有若干个通孔，且所述涡轮燃烧室8管道连接有输油管路91，所述输油管路管道91连接于所述煤油储箱104，即所述输油管路91管道连接至供油通路B，其中，所述涡轮燃烧室8的尾端设有涡轮喷管9，所述涡轮喷管9内置有涡轮8，具体的工作过程是，此时，当可调节挡板4处于中间状态，机内涵管道和外涵管道均有空气进入的状态，此时，空气由进气管道2被捕获，经过引流件5流经第一换热器103进行预冷，随后，经过压气机7压缩，通过若干个通孔灌注于涡轮燃烧室8的内部，同时，供油通路B经由输油管路91往涡轮燃烧室8内部提供燃料（煤油），此时，压缩后的预冷空气和燃料进行混合燃烧，该燃烧气体通过涡轮81生成富氧的可燃气体。

值得注意的是，为了保障燃料更均匀的喷入涡轮燃烧室8，采用如下方式，所述输油管路91和所述涡轮燃烧室8的连接处管道连接有喷雾头，且所述输油管路91包括母管以及若干根子管，若干根子管均匀分布在涡轮燃烧室8的周侧外表面，且若干根子管的输出端与所述涡轮燃烧室8的内部空间相连通，且管道连接与喷雾头，若干根子管均连接于所述母管上。

在本实施例中，所述粉末火箭发动机内置于所述涡轮喷管9内，且所述粉末火箭发动机包括镁粉储箱10，所述镁粉储箱10内置有出粉装置，且所述镁粉储箱10管道连接有阀门11，所述阀门11管道连接有粉末火箭发动机的工作本体12，所述粉末火箭发动机的工作本体12的尾端设有火焰稳定器13，通过采用镁粉作为燃料，超临界

作为氧化剂，能够更稳定以及有效的提供更高效的能量。

值得注意一下的是，为了确保镁粉储箱10中的镁粉能够送入粉末火箭发动机的工作本体12中，所述出粉装置包括电动机，所述电动机动力连接有一伸缩组件，所述伸缩组件的伸缩端固设有推板，且所述推板滑动容置于所述镁粉储箱10的内部。

另外，所述超燃冲压发动机包括冲压燃烧室20，所述冲压燃烧室20的前端管道连接于所述涡轮喷管9的尾端，且所述冲压燃烧室20的尾端管道连接于喷管3，其中，所述冲压燃烧室20的壁面管道连接供油通路A，从而对超然冲压发动机的壁面进行热防护工作，其次，经壁面的燃料可直接喷入冲压燃烧室20内，从而进行补燃，提高该动力系统的比推力。

其中，可调节挡板41的工作状态的选择，结合具体的应用场景进行描述，内容如下：

当该动力系统工作在0≤Ma＜3时，处于涡轮模态，此时，进气管道2入口处的可调节挡板41将外涵通道关闭，来流空气全部进入内涵通道，高温来流空气首先从进气管道2进入压气机7，在压气机7之前利用超临界介质对高温空气进行预冷，然后进入涡轮发动机S1的涡轮燃烧室8进行燃烧，燃烧产生的高温高压燃气对涡轮做功，驱动压气机7，燃气最后进入涡轮喷管9喷出产生推力，在这个马赫数范围内，起飞或者跨声速推力不足时可启动粉末火箭发动机S2，工作于涡轮-火箭组合模态，通过超临界介质对高温来流空气的预冷，使压气机7叶片能够承受更高的来流马赫数，提高涡轮发动机S1的工作马赫数。

4≥Ma＞3时，控制可调节挡板41，开启外涵通道，分配一部分空气进入冲压燃烧室20，在开启冲压发动机S2的同时，粉末火箭发动机S3也开始工作，此时的粉末火箭发动机S3用于超声速燃烧引射点火。在冲压燃烧室20内燃烧稳定以后关闭粉末火箭发动机S3。此时的高温来流空气分两路从内外涵通道进入冲压燃烧室20，根据内外涵通道需要的流量，通过可调节挡板41使其处于合适的位置，进行流量的分配。因此在冲压发动机S2启动时处于涡轮-火箭-冲压组合模态，在冲压发动机S2稳定工作以后，即Ma=3~4时，发动机工作在涡轮-冲压组合模态。

在10≥Ma＞4左右时，即使有超临界介质对高温来流空气进行预冷，但是因为超临界介质并不能像液氢、液氦一样进行深度预冷，压气机7叶片已经无法承受更高的来流马赫数了，因此需要关闭涡轮发动机S1。此时，通过控制可调节挡板41，使其完全封闭内涵通道，使高温来流空气完全进入外涵通道，直至进入冲压燃烧室20与对壁面进行再生冷却后的煤油混合燃烧，之后从喷管3喷出产生推力。因此，在Ma=4~10时，该动力系统工作在冲压模态。在此范围内，根据高马赫数低动压飞行和机动突防需求，可适时开启粉末火箭发动机S2增加推力，工作于火箭-冲压模态。

当Ma>10时，若组合动力系统仍然工作于冲压模态，此时用于壁面冷却的煤油将大于燃烧所需的煤油，携带多余的煤油专门用于壁面冷却将会大大降低动力系统的各项性能。因此在Ma>10时，通过切断供给冲压发动机S2的冲压燃烧室20煤油的线路来关闭冲压发动机S2，同时开启粉末火箭发动机S3，组合动力系统由冲压模态转化为火箭模态，实质上为一台高比冲固体粉末火箭发动机。此时外涵通道仍然处于开启状态，高温来流空气由进气管道2进入冲压发动机S2的冲压燃烧室20，但是不进行燃烧和粉末火箭的高温燃气一同喷出，提供推力。

本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“横向”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“若干个”的含义是两个或两个以上。另外，术语“包括”及其任何变形，意图在于覆盖不排他的包含。

本发明按照实施例进行了说明，在不脱离本原理的前提下，本装置还可以作出若干变形和改进。应当指出，凡采用等同替换或等效变换等方式所获得的技术方案，均落在本发明的保护范围内。

Claims (8)

1.一种宽速域多工质功效匹配组合动力系统，包括筒身管道（1）、动力装置，所述动力装置内置于所述筒身管道（1）内部，所述筒身管道（1）的一端管道连接有进气管道（2），另一端连接有喷管（3）；其特征在于：所述动力装置包括依照气体输送方向依次设置的涡轮动力发动机（S1）、粉末火箭发动机（S3）和超燃冲压发动机（S2），且所述进气管道（2）内置有预冷管道（4），所述预冷管道（4）尾端伸入所述筒身管道（1）的内部将涡轮动力发动机（S1）容纳于所述预冷管道（4）的内部，且所述预冷管道（4）位于所述进气管道（2）的部分管体内部内置有引流件（5），所述引流件（5）的出风端固设有第一换热器（103），所述第一换热器（103）管道连接有压气机（7），其中，所述引流件（5）和所述预冷管道（4）之间的间隙构成内涵通道，所述进气管道（2）和所述筒身管道（1）的间隙构成外涵通道，所述预冷管道（4）的前端设有可调节挡板（41），当可调节挡板（41）的前端抵接于所述进气管道（2）的内壁时，所述外涵通道封闭，当可调节挡板（41）的前端抵接于所述引流件（5）的外表面时，所述内涵通道封闭。

2.如权利要求1所述的一种宽速域多工质功效匹配组合动力系统，其特征在于：还包括循环系统（6），所述循环系统包括预冷剂储箱（100），所述预冷剂储箱（100）的出口管道连接有减压器（101）所述减压器（101）管道连接有压缩机（102），所述压缩机（102）管道连接至第一换热器（103），且所述压缩机（102）的出口还管道连接有第一通路和第二通路，所述第一通路管道连接有第二换热器（104），所述第二换热器（104）管道连接有煤油储箱（105），所述煤油储箱（105）管道连接至所述涡轮动力发动机，所述第二通路管道连接至粉末火箭发动机。

3.如权利要求2所述的一种宽速域多工质功效匹配组合动力系统，其特征在于：所述涡轮动力发动机包括涡轮燃烧室（8），所述涡轮燃烧室（8）的内壁上设有若干个通孔，且所述涡轮燃烧室（8）管道连接有输油管路（91），所述输油管路（91）管道连接于所述煤油储箱（105），其中，所述涡轮燃烧室（8）的尾端设有涡轮喷管（9），所述涡轮喷管（9）内置有涡轮（81）。

4.如权利要求3所述的一种宽速域多工质功效匹配组合动力系统，其特征在于：所述输油管路（91）和所述涡轮燃烧室（8）的连接处管道连接有喷雾头，且所述输油管路（91）包括母管以及若干根子管，若干根子管均匀分布在涡轮燃烧室（8）的周侧外表面，且若干根子管的输出端与所述涡轮燃烧室（8）的内部空间相连通，且管道连接与喷雾头，若干根子管均连接于所述母管上。

5.如权利要求4所述的一种宽速域多工质功效匹配组合动力系统，其特征在于：所述粉末火箭发动机内置于所述涡轮喷管（9）内，且所述粉末火箭发动机包括镁粉储箱（10），所述镁粉储箱（10）内置有出粉装置，且所述镁粉储箱（10）管道连接有阀门（11），所述阀门（11）管道连接有粉末火箭发动机的工作本体（12），所述粉末火箭发动机的工作本体（12）的尾端设有火焰稳定器（13）。

6.如权利要求5所述的一种宽速域多工质功效匹配组合动力系统，其特征在于：所述出粉装置包括电动机，所述电动机动力连接有一伸缩组件，所述伸缩组件的伸缩端固设有推板，且所述推板滑动容置于所述镁粉储箱（10）的内部。

7.如权利要求3所述的一种宽速域多工质功效匹配组合动力系统，其特征在于：所述超燃冲压发动机包括冲压燃烧室（20），所述冲压燃烧室（20）的前端管道连接于所述涡轮喷管（9）的尾端，且所述冲压燃烧室（20）的尾端管道连接于喷管（3）。

8.如权利要求1-7中任一项所述的一种宽速域多工质功效匹配组合动力系统，其特征在于：所述预冷剂为超临界

。

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