CN114776474B - 动力系统、飞行器及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本申请实施例提供一种动力系统、飞行器及其控制方法，动力系统包括涡轮驱动单元、冲压驱动单元、燃油供给单元、燃油供给管路、工质循环管路和热能转换单元；工质循环管路经过涡轮驱动单元、冲压驱动单元和热能转换单元，所述燃油供给单元通过所述燃油供给管路分别与所述涡轮驱动单元和所述冲压驱动单元相连通，以向所述涡轮驱动单元和所述冲压驱动单元提供燃油。本申请提供的动力系统、飞行器及其控制方法能够对动力系统部分区域进行降温，提高动力系统驱动能力、使用寿命。

Description

动力系统、飞行器及其控制方法

技术领域

本申请涉及航天航空技术领域，特别涉及一种动力系统、飞行器及其控制方法。

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。高超声速飞行器的飞行速度较快，机体表面由于粘性以及气动作用，其表面温度将高达900-1800K，这部分所产生的热量不容小觑。伴随着飞机性能的提高，需要更多的更大功率的机载电子设备和高级任务系统的支持，这导致机载机电设备产生更多的热量。然而，机舱以及机载设备所要求的工作环境温度却不能过高。

高超声速飞行器是指在大气层中以五倍声速或更高速度飞行的飞行器，有很广泛的应用领域和极大的应用前景。动力系统是高超声速飞行器的核心，由于单一类型的发动机无法满足高超声速飞行器全速域要求，组合发动机技术应运而生，从性能、安全性和技术可行性角度考虑，目前的组合动力方案中涡轮-冲压组合动力(TBCC)被认为是最有前景的组合动力技术，近年来受到了广泛关注。

TBCC是由涡轮发动机和亚燃/超燃冲压发动机组合在一起的动力装置，飞行器在低速飞行下由涡轮发动机提供动力，在高速飞行下由冲压发动机提供动力。一般在飞行马赫数提升到3至4时，动力由涡轮基向冲压基进行转换，转换过程中可能出现涡轮进气温度过高导致推力快速下降的问题，为了解决TBCC存在的推力缺口问题，需要对涡轮进气进行冷却。此外在冲压发动机工作阶段，高速飞行使得进气总焓很高，冲压发动机燃烧室放热严重，容易导致冲压发动机工作异常。

因此，有必要提供一种新的动力系统、飞行器及其控制方法，以解决上述技术问题。

发明内容

本申请提供一种动力系统、飞行器及其控制方法，能够对动力系统部分区域进行降温，提高动力系统驱动能力、使用寿命。

第一方面，本申请提供一种动力系统，动力系统包括涡轮驱动单元、冲压驱动单元、燃油供给单元、燃油供给管路、工质循环管路和热能转换单元；燃油供给单元包括第一油箱和第二油箱；工质循环管路经过涡轮驱动单元、冲压驱动单元和热能转换单元，工质循环管路用于运输工质，以使工质吸收涡轮驱动单元和冲压驱动单元的热量，热能转换单元用于转换工质循环管路内工质的热能；燃油供给单元通过燃油供给管路分别与涡轮驱动单元和冲压驱动单元相连通，以向涡轮驱动单元和冲压驱动单元提供燃油，燃油供给管路经过热能转换单元，以冷却热能转换单元中经过热能转换的工质。

根据本申请第一方面的实施方式，，燃油供给管路包括第一输送管路和回油管路，燃油供给单元通过第一输送管路分别与涡轮驱动单元和冲压驱动单元连通；

其中，第一输送管路经过热能转换单元，以吸收热能转换单元内的工质的热量，回油管路连通第一输送管路和燃油供给单元，以将部分经过热能转换单元的燃油运输至燃油供给单元。

根据本申请第一方面的实施方式，燃油供给单元包括第一油箱和第二油箱，第一油箱通过第一输送管路分别与涡轮驱动单元和冲压驱动单元连通；其中，第一输送管路经过热能转换单元，以吸收热能转换单元内的工质的热量，回油管路连通第一输送管路和第二油箱，以将部分经过热能转换单元的燃油运输至第二油箱存储。

根据本申请第一方面的实施方式，工质循环管路包括低温管路和高温管路，涡轮驱动单元和冲压驱动单元两者分别与高温管路、热能转换单元和低温管路一并形成循环回路；热能转换单元包括透平机、压缩机和第一冷却管路，透平机的进口端与高温管路的出口端连通；压缩机的进口端与透平机的出口端通过第一冷却管路相连接，压缩机的出口端与低温管路的进口端连通。

根据本申请第一方面前述任一实施方式，热能转换单元还包括回热器，回热器包括低压侧和高压侧，第一冷却管路流经低压侧，低温管路流经高压侧，以使低温管路中的工质吸收第一冷却管路中的工质的热量。

根据本申请第一方面前述任一实施方式，热能转换单元还包括工质冷却器，第一输送管路和第一冷却管路经过工质冷却器，以使第一输送管路中的燃油吸收第一冷却管路内工质的热量。

根据本申请第一方面前述任一实施方式，动力系统还包括设于燃油供给管路上的第一阀门，第一输送管路包括第一输送支路、第二输送支路和第三输送支路，第一输送支路连通第一油箱和第一阀门，第二输送支路连通第一阀门和涡轮驱动单元，第三输送支路连通第一阀门和冲压驱动单元，第一阀门用于调节流入涡轮驱动单元和冲压驱动单元的燃油比例。

根据本申请第一方面前述任一实施方式，第一输送支路包括沿燃油流动方向相连接的第一输送段和第二输送段，第一输送段与第一油箱连通并经过工质冷却器，第二输送段连通第一阀门，回油管路连通第二输送段和第二油箱。

根据本申请第一方面前述任一实施方式，燃油供给管路还包括与第二油箱连通的第二输送管路，第二输送管路用于向涡轮驱动单元和冲压驱动单元运输第二油箱的燃油。

根据本申请第一方面前述任一实施方式，第一输送支路包括第三输送段，第三输送段连通第二输送段和第一阀门，第二输送管路与第三输送段串联并与第二输送段并联。

根据本申请第一方面前述任一实施方式，涡轮驱动单元包括预冷器、压气机、涡轮燃烧室和涡轮，预冷器具有供空气流通的空气通道，工质循环管路经过预冷器，以吸收预冷器内流经空气的热量；压气机与空气通道连通；涡轮燃烧室和涡轮，沿空气在涡轮驱动单元的流动方向，压气机、涡轮燃烧室和涡轮依次设置，第二输送支路连通涡轮燃烧室和第一阀门。

根据本申请第一方面前述任一实施方式，冲压驱动单元包括冲压燃烧室、设置于冲压燃烧室的侧壁中的工质冷却通道和燃油冷却通道，第三输送支路连通第一阀门和燃油冷却通道的进口端，燃油冷却通道的出口端与冲压燃烧室连通，工质冷却通道的进口端与低温管路连通，工质冷却通道的出口端与高温管路连通。

根据本申请第一方面前述任一实施方式，动力系统还包括设于低温管路上的第二阀门，第二阀门用于调节经过涡轮驱动单元和冲压驱动单元的工质比例。

根据本申请第一方面前述任一实施方式，涡轮驱动单元和冲压驱动单元的数量至少为两个，两个涡轮驱动单元和两个冲压驱动单元分别通过燃油供给管路与燃油供给单元连通；工质循环管路分别经过两个涡轮驱动单元和两个冲压驱动单元。

本申请第二方面提供了一种飞行器，包括如上述的动力系统和安装动力系统的外壳。

本申请第三方面的实施例提供了一种飞行器的控制方法，控制方法用于上述飞行器，控制方法包括：

在飞行器需要进行涡轮驱动切换为冲压驱动的情况下，控制燃油供给单元提供大于涡轮驱动单元和冲压驱动单元燃油消耗量的燃油；

控制工质循环管路输送工质流经涡轮驱动单元、冲压驱动单元和热能转换单元，并控制燃油供给管路的燃油经过热能转换单元；

控制燃油供给管路向涡轮驱动单元和冲压驱动单元供给符合涡轮驱动单元和冲压驱动单元燃油消耗量的燃油，并控制燃油供给管路将经过热能转换单元的多余燃油运输至燃油供给单元存储。

根据本申请第三方面的实施方式，控制方法包括：

在飞行器进行单一冲压驱动的情况下，控制燃油供给单元一并向冲压驱动单元提供燃油；

控制燃油供给管路的燃油经过热能转换单元，并控制工质循环管路输送工质流经冲压驱动单元和热能转换单元。

根据本申请第三方面前述任一实施方式，控制燃油供给管路向涡轮驱动单元和冲压驱动单元供给符合涡轮驱动单元和冲压驱动单元燃油消耗量的燃油，包括：

控制燃油供给管路向涡轮驱动单元和冲压驱动单元供给燃油，并根据飞行器的实时飞行速度调整燃油供给管路向涡轮驱动单元和冲压驱动单元供给的燃油比例。

根据本申请第三方面前述任一实施方式，控制工质循环管路输送工质流经涡轮驱动单元、冲压驱动单元和热能转换单元，包括：

控制工质循环管路输送工质流经涡轮驱动单元、冲压驱动单元和热能转换单元，根据飞行器的实时飞行速度调整工质循环管路流经涡轮驱动单元和冲压驱动单元的工质比例。

本申请提供的动力系统、飞行器及其控制方法中，通过流经涡轮驱动单元和冲压驱动单元的工质循环管路，使得工质循环管路中的工质可以吸收涡轮驱动单元和冲压驱动单元的热量，以降低涡轮驱动单元和冲压驱动单元的温度，有利于提高涡轮驱动单元和冲压驱动单元驱动能力、使用寿命；通过设置工质循环管路和热能转换单元，使得工质吸收的热量可以通过热能转换单元将热能转换为其他可供使用的能量，以满足其他机载设备的电力供给需求。

附图说明

通过阅读以下参照附图对非限制性实施例所作的详细描述，本申请的其它特征、目的和优点将会变得更明显，其中，相同或相似的附图标记表示相同或相似的特征。

图1是本申请第一方面实施例提供的一种动力系统示意图；

图2是本申请第一方面实施例提供的另一种动力系统示意图；

图3是本申请第一方面实施例提供的另一种动力系统示意图；

图4是本申请第一方面实施例提供的另一种动力系统示意图；

图5是本申请第一方面实施例提供的另一种动力系统示意图；

图6是本申请第一方面实施例提供的另一种动力系统示意图；

图7是本申请第一方面实施例提供的另一种动力系统示意图；

图8是本申请第三方面实施例提供的飞行器的控制方法的流程示意图；

图9是本申请第三方面实施例提供的飞行器的控制方法示的流程意图。

附图标记说明：

100、动力系统；1、涡轮驱动单元；11、预冷器；12、压气机；13、涡轮燃烧室；14、涡轮；2、冲压驱动单元；21、工质冷却通道；22、燃油冷却通道；3、燃油供给单元；31、第一油箱；32、第二油箱；4、燃油供给管路；41、第一输送管路；411、第一输送支路；411a、第一输送段；411b、第二输送段；411c、第三输送段；412、第二输送支路；413、第三输送支路；42、回油管路；421、第一截止阀；43、第二输送管路；431、第二截止阀；44、第一阀门；5、工质循环管路；51、高温管路；52、低温管路；521、第二阀门；6、热能转换单元；61、透平机；63、压缩机；64、第一冷却管路；65、回热器；66、工质冷却器；7、进气道；8、尾喷管；9、第一油泵；10、第二油泵。

具体实施方式

下面将详细描述本申请的各个方面的特征和示例性实施例。在下面的详细描述中，提出了许多具体细节，以便提供对本申请的全面理解。但是，对于本领域技术人员来说很明显的是，本申请可以在不需要这些具体细节中的一些细节的情况下实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本申请的示例来提供对本申请的更好的理解。在附图和下面的描述中，至少部分的公知结构和技术没有被示出，以便避免对本申请造成不必要的模糊；并且，为了清晰，可能夸大了部分结构的尺寸。此外，下文中所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。

在本申请的描述中，需要说明的是，除非另有说明，“多个”的含义是两个以上；术语“上”、“下”、“左”、“右”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系仅是为了便于描述本申请和简化描述，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申请的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

下述描述中出现的方位词均为图中示出的方向，并不是对本申请的实施例的具体结构进行限定。在本申请的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接相连，也可以间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可视具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

参阅图1，图1是本申请第一方面实施例提供的一种动力系统的示意图。

如图1所示，本申请第一方面的实施例提供了一种动力系统100，动力系统100包括涡轮驱动单元1、冲压驱动单元2、燃油供给单元3、燃油供给管路4、工质循环管路5和热能转换单元6；工质循环管路5经过涡轮驱动单元1、冲压驱动单元2和热能转换单元6，工质循环管路5用于运输工质，以使工质吸收涡轮驱动单元1和冲压驱动单元2的热量，热能转换单元6用于转换工质循环管路5内工质的热能，燃油供给单元3通过燃油供给管路4分别与涡轮驱动单元1和冲压驱动单元2相连通，以向涡轮驱动单元1和冲压驱动单元2提供燃油，燃油供给管路3经过热能转换单元6，以冷却热能转换单元6中经过热能转换的工质。

本申请提供的动力系统100可以用在高超声速飞行器中，即用于在大气层中以五倍声速或更高速度飞行的飞行器中，在低速飞行时，使用涡轮驱动单元1，在高速飞行时，使用冲压驱动单元2。动力系统100还包括供外部空气流入的进气道7和尾喷管8，进气道7和尾喷管8分别与涡轮驱动单元1、冲压驱动单元2的相对两端连通，以向涡轮驱动单元1和冲压驱动单元2提供燃油燃烧所需空气。请参阅图1中点画线，点画线示出空气的流动方向，空气可通过进气道7进入涡轮驱动单元1和冲压驱动单元2，空气在涡轮驱动单元1和冲压驱动单元2中与燃油接触，燃烧后产生的尾气通过尾喷管8排出。燃油供给单元3中储存有足量燃油，可以通过油泵向涡轮驱动单元1和冲压驱动单元2供给燃油。

热能转换单元6可以将工质的热量转换为电能、机械能等其他形式的能量，以利用该热量，提高能源利用率。热能转换单元6具体可以先将热能转换为机械能，然后通过机械能做功转换为电能，转换的电能可以直接用于飞行器中的其他机载设备使用，也可以存储于蓄电池中，以向其他机载设备提供稳定的电能。本领域技术人员可以理解的是，工质为具有吸收热能、放出热能的流体，可选地，工质为超临界状态下具有高密度、低粘度的流体，具体可以是超临界二氧化碳、超临界氦气等。

请参阅图1中虚线箭头和实线箭头，虚线箭头示出燃油的流动方向，实线箭头示出工质的流动方向。在一实施例中，动力系统100在低速飞行的工作状态下，仅由涡轮驱动单元1提供动力，燃油供给单元3通过燃油供给管路4不断的向涡轮驱动单元1供给燃油，工质循环管路5和热能转换单元6可以不工作。动力系统100飞行速度提高至第一预设值时，由涡轮驱动单元1提供动力逐渐转换为冲压驱动单元2提供动力，燃油供给单元3通过燃油供给管路4不断的向涡轮驱动单元1和冲压驱动单元2供给燃油，工质循环管路5和热能转换单元6开始工作，工质流经涡轮驱动单元1和冲压驱动单元2对其进行冷却，工质在吸收完涡轮驱动单元1和冲压驱动单元2的热量后，通过工质循环管路5流至热能转换单元6，工质通过热能转换单元6将热能转换为电能供其他机载设备使用，然后燃油供给管路4内的燃油对经热能转换单元6的工质进行冷却，冷却后的工质再通过工质循环管路5流回涡轮驱动单元1和冲压驱动单元2重新吸收热量。可以根据飞行速度的提高，燃油供给单元3通过燃油供给管路4逐渐提高向冲压驱动单元2供给的燃油量，逐渐的减少向涡轮驱动单元1供给的燃油量，同时工质循环管路5逐渐提高向冲压驱动单元2供给的工质，逐渐的减少向涡轮驱动单元1供给的工质。动力系统100飞行速度提高至第二预设值时，燃油供给单元3停止向涡轮驱动单元1供给燃油，燃油供给单元3通过燃油供给管路4将燃油全部供给到冲压驱动单元2，仅冲压驱动单元2提供动力；工质停止流回涡轮驱动单元1，全部流至冲压驱动单元2，以吸收冲压驱动单元2的热量，吸收热量后的工质通过工质循环管路5流至热能转换单元6，吸热后的工质在热能转换单元6中将热能转换为电能以供机载设备使用，然后冷却的工质通过工质循环管路5再流回冲压驱动单元2，工质通过工质循环管路5完成由冲压驱动单元2到热能转换单元6再流回冲压驱动单元2的一个循环过程。

本申请实施例提供的动力系统100中，通过设置流经涡轮驱动单元1和冲压驱动单元2的工质循环管路5，使得工质循环管路5中的工质可以吸收涡轮驱动单元1和冲压驱动单元2的热量，以降低涡轮驱动单元1和冲压驱动单元2的温度，有利于提高涡轮驱动单元1和冲压驱动单元2驱动能力、使用寿命；通过设置工质循环管路5和热能转换单元6，使得工质吸收的热量可以通过热能转换单元6将热能转换为电能，以满足其他机载设备的电力供给需求。

请结合参阅图2，图2是本申请第一方面实施例提供的另一种动力系统100示意图。

在一些可选地实施例中，燃油供给管路4包括第一输送管路41和回油管路42，燃油供给单元3通过第一输送管路41分别与涡轮驱动单元1和冲压驱动单元2连通；第一输送管路41经过热能转换单元6，以吸收热能转换单元6内的工质的热量，回油管路42连通第一输送管路41和燃油供给单元3，以将部分经过热能转换单元6的燃油运输至燃油供给单元3。

回油管路42能够将冷却用的多余的燃油储存至燃油供给单元3，以保证燃油充分利用，提升了燃油的利用率。

在一些可选地实施例中，燃油供给单元3包括第一油箱31和第二油箱32，第一油箱31通过第一输送管路41分别与涡轮驱动单元1和冲压驱动单元2连通；第一输送管路41经过热能转换单元6，以吸收热能转换单元6内的工质的热量，回油管路42连通第一输送管路41和第二油箱32，以将部分经过热能转换单元6的燃油运输至第二油箱32存储。

可选地，回油管路42上设置有第一截止阀421，以控制回油管路42的截止和导通。在动力系统100启动前，可以在第一油箱31中储存有足量的常温燃油，第二油箱32保持空置状态，第一输送管路41上设置有第一油泵9。动力系统100在低速飞行的工作状态下，第一油箱31通过第一输送管路41和第一油泵9不断的向涡轮驱动单元1供给燃油，仅由涡轮驱动单元1提供动力。动力系统100飞行速度提高至第一预设值时，工质循环管路5、热能转换单元6工作，可以通过第一油箱31提供的燃油对热能转换单元6中高温的工质进行冷却，然后将燃油输送至涡轮驱动单元1和/或冲压驱动单元2进行燃烧。当热能转换单元6热负荷较大时，冲压驱动单元2和涡轮驱动单元1的耗油量能够提供的热沉不足，冷却用的燃油流量将高于实际的耗油量，可以打开第一截止阀421，将超出部分的燃油通过回油管路42流至第二油箱32。动力系统100飞行速度提高至第二预设值时，可以通过第一截止阀421关闭回油管路42，第一油箱31通过第一输送管路41和第一油泵9将燃油全部供给到冲压驱动单元2，仅由冲压驱动单元2提供动力。

通过设置第一油箱31和第二油箱32，可以保证在打开回油管路42的期间，第一油箱31内燃油温度保持不变，特别是当涡轮驱动单元1中的热负荷快速升高时，燃油可以对工质进行有效冷却，以保证工质对涡轮驱动单元1的冷却效果。

在一些可选地实施例中，工质循环管路5包括低温管路52和高温管路51，涡轮驱动单元1和冲压驱动单元2两者分别与高温管路51、热能转换单元6和低温管路52一并形成循环回路；热能转换单元6包括透平机61、工质冷却器66、压缩机63和第一冷却管路64，透平机61的进口端与高温管路51的出口端连通；压缩机63的进口端与透平机61的出口端通过第一冷却管路64相连接，压缩机63的出口端与低温管路52的进口端连通，第一输送管路41和第一冷却管路64经过工质冷却器66，以使第一输送管路41中的燃油吸收第一冷却管路64内工质的热量。

高温管路51是工质在吸收完涡轮驱动单元1和冲压驱动单元2的热量后流通的管路，低温管路52是工质在热能转换单元6中将热能转换为电能以后流回涡轮驱动单元1和冲压驱动单元2的管路。由于高温管路51是吸收完热量以后的工质，所以高温管路51中流动的工质的温度要高于低温管路52中流动的工质的温度。本申请中低温管路52和高温管路51中的“低温”和“高温”不代表实际温度，仅两者中流过工质的温度相比较而言。

工质在透平机61内放热膨胀，工质中的热能转换为机械能，然后机械能做功将机械能转换为电能为机载设备供电。可选地，工质冷却器66可以为列管式冷却器和板式冷却器中的一种。吸热后的工质通过高温管路51流至透平机61，通过透平机61将热能转换为电能以后再通过第一冷却管路64流至工质冷却器66，燃油通过第一输送管路41流经工质冷却器66，通过燃油对工质进行冷却，经过工质冷却器66冷却后的工质通过第一冷却管路64流至压缩机63压缩至高压状态，压缩后的工质再通过低温管路52流回涡轮驱动单元1和/或冲压驱动单元2，再次吸收冲压驱动单元2和涡轮驱动单元1的热量。燃油作为热沉只需吸收在透平机61中将热能转换为电能后的工质的余热即可，减少冷却用燃油流量以及飞行器燃油携带量。

请结合参阅图3，图3是本申请第一方面实施例提供的另一种动力系统100示意图。

在一些可选地实施例中，热能转换单元6还包括回热器65，回热器65包括低压侧和高压侧，第一冷却管路64流经低压侧，低温管路52流经高压侧，以使低温管路52中的工质吸收第一冷却管路64中工质的热量。

低压侧和高压侧中的“低压”和“高压”不代表实际工质压力，仅两者相比较而言。可选地，低压侧的入口端与透平机61连通，低压侧的出口端与工质冷却器66连通，压缩机63的入口端与工质冷却器66连通，压缩机63的出口端与高压侧的入口端连接。工质在透平机61处将热能转换为电能以后，通过第一冷却管路64流至回热器65低压侧回收部分热量以后，工质再通过第一冷却管路64向第一输送管路41内的燃油放热，然后工质通过第一冷却管路64进入压缩机63压缩至高压状态，工质再通过低温管路52流经回热器65的高压侧以吸收低压状态的工质的热量，最后再通过低温管路52流回涡轮驱动单元1和/或冲压驱动单元2。

在这些可选地实施例中，回热器65能够在低压侧部分回收工质在透平机61中做功以后的热量，流经高压侧的工质能够吸收流经低压侧的工质热量，提高了动力系统100的发电效率。

结合参阅图4，图4是本申请第一方面实施例提供的另一种动力系统100示意图。

在一些可选地实施例中，动力系统100还包括设于燃油供给管路4上的第一阀门44，第一输送管路41包括第一输送支路411、第二输送支路412和第三输送支路413；第一输送支路411连通第一油箱31和第一阀门44，第二输送支路412连通第一阀门44和涡轮驱动单元1，第三输送支路413连通第一阀门44和冲压驱动单元2，第一阀门44用于调节流入涡轮驱动单元1和冲压驱动单元2的燃油比例。

第一阀门44开启第二输送支路412，第一油箱31的燃油依次通过第一输送支路411和第二输送支路412向涡轮驱动单元1供给燃油；第一阀门44开启第三输送支路413，第一油箱31的燃油依次通过第一输送支路411和第三输送支路413向冲压驱动单元2供给燃油。第一阀门44同时开启第二输送支路412和第三输送支路413，第一油箱31的燃油依次通过第一输送支路411和第二输送支路412向涡轮驱动单元1供给燃油，并且第一油箱31的燃油依次通过第一输送支路411和第三输送支路413向冲压驱动单元2供给燃油。

请结合参阅图5，图5是本申请第一方面实施例提供的另一种动力系统100示意图。

第一输送支路411包括沿燃油流动方向相连接的第一输送段411a和第二输送段411b，第一输送段411a与第一油箱31连通并经过工质冷却器66，第二输送段411b连通第一阀门44，回油管路42连通第二输送段411b和第二油箱32。

回油管路42连通第二输送段411b和第二油箱32，能够将经过工质冷却器66的燃油运输至第二油箱32存储。

在另一些实施例中，燃油供给管路4还包括与第二油箱32连通的第二输送管路43，第二输送管路43用于向涡轮驱动单元1和冲压驱动单元2运输第二油箱32的燃油。

第一输送支路411和第二输送管路43可以一并汇入同一管路后，再与第一阀门44连通。在该实施例中第一阀门44为三通阀。本领域技术人员也可以根据需要设置四通阀，以连通第一输送支路411、第二输送支路412、第三输送支路413和第二输送管路43。第一阀门44还可以根据需要，调节从第一油箱31和第二油箱32流入涡轮驱动单元1和冲压驱动单元2的燃油比例，以使燃油在动力系统100的不同阶段按比例向涡轮驱动单元1和冲压驱动单元2分配燃油，以满足不同驱动阶段的燃油需要。

可选地，第二输送管路43上设置有第二截止阀431，以控制第二输送管路43的截止和导通。第二输送管路43上设置有第二油泵10，第二油箱32通过第二输送管路43和第二油泵10不断的向涡轮驱动单元1或冲压驱动单元2供给燃油。

在另一些实施例中，第一输送支路411包括第三输送段411c，第三输送段411c连通第二输送段411b和第一阀门44，第二输送管路43与第三输送段411c串联并与第二输送段411b并联。

第一油箱31的燃油可以依次通过第一输送段411a、第二输送段411b、第三输送段411c向涡轮驱动单元1或冲压驱动单元2供给燃油，第二油箱32的燃油可以依次通过第二输送管路43和第三输送段411c向涡轮驱动单元1或冲压驱动单元2供给燃油。

通过设置第二输送管路43与第三输送段411c串联并与第二输送段411b并联，使得第二油箱32中的燃油可以与第一油箱31中的燃油混合后，再输入涡轮驱动单元1或冲压驱动单元2，方便通过第一阀门44控制燃油供给比例。

结合参阅图6，涡轮驱动单元1包括预冷器11、压气机12、涡轮燃烧室13和涡轮14，预冷器11具有供空气流通的空气通道，工质循环管路5经过预冷器11，以吸收预冷器11内流经空气的热量；压气机12与空气通道连通；涡轮燃烧室13和涡轮14，沿空气在涡轮驱动单元1的流动方向，压气机12、涡轮燃烧室13和涡轮14依次设置，第二输送支路412连通涡轮燃烧室13和第一阀门44。

在一实施例中，工质在预冷器11中吸收空气的热量，预冷空气，空气经过预冷器11预冷后流至压气机12压缩空气，再流入涡轮燃烧室13，同时燃油供给单元3通过第二输送支路412不断的向涡轮燃烧室13输送的燃油和空气发生燃烧，以使涡轮14提供动力。

在这些可选地实施例中，通过设置预冷器11能够预冷进入的空气，使得进入涡轮燃烧室13的空气不会太热，避免涡轮燃烧室13进气温度过高导致涡轮驱动单元1推力下降的技术问题。

在一些可选地实施例中，冲压驱动单元2包括冲压燃烧室、设置于冲压燃烧室的侧壁中的工质冷却通道21和燃油冷却通道22，第三输送支路413连通燃油供给单元3和燃油冷却通道22的进口端，燃油冷却通道22的出口端与冲压燃烧室连通，工质冷却通道21的进口端与低温管路52连通，工质冷却通道21的出口端与高温管路51连通。

可选地，工质冷却通道21和燃油冷却通道22的数量为至少一个。可选地，多个工质冷却通道21和多个燃油冷却通道22依次间隔设置。工质冷却通道21和燃油冷却通道22可以沿空气流动方向排布，也可以螺旋排布在冲压燃烧室的侧壁。

工质能够通过工质冷却通道21吸收冲压燃烧室的热量，吸收完热量以后的工质通过高温管路51流至热能转换单元6将吸收的热能转化为电能，然后工质再通过低温管路52重新流回工质冷却通道21完成对冲压燃烧室的循环冷却。燃油通过燃油供给管路4流至燃油冷却通道22对冲压燃烧室进行冷却，冷却以后的燃油流至冲压燃烧室中进行燃烧。

通过设置工质冷却通道21和燃油冷却通道22，持续的对冲压燃烧室进行冷却，保证了冲压燃烧室的侧壁能够承受燃烧后产生的热负荷，增加了整个动力系统100的安全性，提高动力系统100的使用寿命

在一些可选地实施例中，动力系统100还包括设于低温管路52上的第二阀门521，第二阀门521用于调节经过涡轮驱动单元1和冲压驱动单元2的工质比例。

在一实施例中，可以通过调节第二阀门521，逐渐减小经过涡轮驱动单元1和冲压驱动单元2的工质流量比例，以在动力系统100的不同工作阶段，保证能够对涡轮驱动单元1和冲压驱动单元2进行充分的冷却，提升了动力系统100的冷却效率。

结合参阅图7，图7是本申请第一方面实施例提供的另一种动力系统100示意图。

在一些可选地实施例中，涡轮驱动单元1和冲压驱动单元2的数量至少为两个，两个涡轮驱动单元1和两个冲压驱动单元2分别通过燃油供给管路4与燃油供给单元3连通；工质循环管路5分别经过两个涡轮驱动单元1和两个冲压驱动单元2。

在一实施例中，燃油供给单元3通过燃油供给管路4分别向两个对称设置的涡轮驱动单元1和两个对称设置的冲压驱动单元2供给燃油为飞行器提供动力，工质通过工质循环管路5分别经过两个对称设置的涡轮驱动单元1和两个对称设置的冲压驱动单元2以吸收热量冷却涡轮驱动单元1和冲压驱动单元2。在这些可选地实施例中，通过设置两个以上的涡轮驱动单元1和两个以上的冲压驱动单元2能够大幅度提升动力系统100的驱动效率，而其中两个以上的涡轮驱动单元1和两个以上的冲压驱动单元2共用同一个燃油供给单元3和热能转换单元6，节省了动力系统100的设备成本。

本申请第二方面的实施例提供了一种飞行器，包括上述的动力系统100和安装动力系统100的外壳。

通过上述飞行器中的动力系统的相关结构，可参见上述各实施例提供的动力系统。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

请参阅图8，本申请第三方面的实施例提供了一种飞行器的控制方法，控制方法用于上述动力系统100，控制方法包括：

S100，在飞行器需要进行涡轮驱动切换为冲压驱动的情况下，控制燃油供给单元提供大于或等于涡轮驱动单元和冲压驱动单元燃油消耗量的燃油；

S200，控制工质循环管路输送工质流经涡轮驱动单元、冲压驱动单元和热能转换单元，并控制燃油供给管路的燃油经过热能转换单元；

S300，控制燃油供给管路向涡轮驱动单元和冲压驱动单元供给符合涡轮驱动单元和冲压驱动单元燃油消耗量的燃油，并控制回油管路将经过热能转换单元的多余燃油运输至第二油箱存储。

在一实施例中，可以实时监测飞行器的实时飞行速度是否超过第一预设值；当飞行器的实时飞行速度超过第一预设值，则认为飞行器需要进行涡轮驱动切换为冲压驱动，涡轮驱动单元和冲压驱动单元同时工作。控制第一油箱提供大于涡轮驱动单元和冲压驱动单元燃油消耗量的燃油，使得燃油可流经热能转换单元对热能转换单元中工质进行冷却。同时，根据涡轮驱动单元和冲压驱动单元的实际燃油消耗量，将多余燃油运输至第二油箱存储。

本领域技术人员可以理解的是，本申请提供的控制方法用于前述的飞行器，飞行器中的动力系统，可参见上述各实施例提供的动力系统，以实现各个操作步骤。

本申请实施例提供的动力系统中，通过流经涡轮驱动单元和冲压驱动单元的工质循环管路，使得工质循环管路中的工质可以吸收涡轮驱动单元和冲压驱动单元的热量，以降低涡轮驱动单元和冲压驱动单元的温度，有利于提高涡轮驱动单元和冲压驱动单元驱动能力、使用寿命；通过设置工质循环管路和热能转换单元，使得工质吸收的热量可以通过热能转换单元将热能转换为电能，以满足其他机载设备的电力供给需求。

请参阅图9，进一步地，在又一实施例中，控制方法包括：

S400，在飞行器进行单一冲压驱动的情况下，控制燃油供给单元一并向冲压驱动单元提供燃油；

S500，控制燃油供给管路的燃油经过热能转换单元，并控制工质循环管路输送工质流经冲压驱动单元和热能转换单元。

在一实施例中，可以实时监测飞行器的实时飞行速度是否超过第二预设值；当飞行器的实时飞行速度超过第二预设值，则认为飞行器需要从进行涡轮驱动和冲压驱动同时驱动，切换为单一冲压驱动。第一预设值小于第二预设值。本领域技术人员可以根据实际切换涡轮驱动单元和冲压驱动单元的需要，设置第一预设值和第二预设值，当飞行器的实时飞行速度提升至第一预设值，则开始进行涡轮驱动单元和冲压驱动单元切换操作，当飞行器的实时飞行速度提升至第二预设值，完成切换操作。反之亦然。

进一步地，控制燃油供给管路向涡轮驱动单元和冲压驱动单元供给符合涡轮驱动单元和冲压驱动单元燃油消耗量的燃油的步骤，包括：

控制燃油供给管路向涡轮驱动单元和冲压驱动单元供给燃油，并根据飞行器的实时飞行速度调整燃油供给管路向涡轮驱动单元和冲压驱动单元供给的燃油比例。

进一步地，控制工质循环管路输送工质流经涡轮驱动单元、冲压驱动单元和热能转换单元的步骤，包括：

控制工质循环管路输送工质流经涡轮驱动单元、冲压驱动单元和热能转换单元，根据飞行器的实时飞行速度调整工质循环管路流经涡轮驱动单元和冲压驱动单元的工质比例。

在涡轮驱动和冲压驱动切换的过程中，可以通过调节燃油分配比例，以逐渐关停涡轮驱动单元和冲压驱动单元，最终由单一驱动单元进行驱动。同样地，也可以根据实时飞行速度调节分配至涡轮驱动单元和冲压驱动单元的工质比例，以提高工质对整体的冷却效果。

Claims (16)

1.一种动力系统，其特征在于，所述动力系统包括：

涡轮驱动单元、冲压驱动单元和燃油供给单元，

工质循环管路和热能转换单元，所述工质循环管路经过所述涡轮驱动单元、所述冲压驱动单元和所述热能转换单元，所述工质循环管路用于运输工质，以使工质吸收所述涡轮驱动单元和所述冲压驱动单元的热量，所述热能转换单元用于转换所述工质循环管路内工质的热能；

燃油供给管路，所述燃油供给单元通过所述燃油供给管路分别与所述涡轮驱动单元和所述冲压驱动单元相连通，以向所述涡轮驱动单元和所述冲压驱动单元提供燃油，所述燃油供给管路经过所述热能转换单元，以冷却所述热能转换单元中经过热能转换的工质，所述燃油供给管路包括第一输送管路、回油管路、第一油箱和第二油箱，所述燃油供给单元通过所述第一输送管路分别与所述涡轮驱动单元和所述冲压驱动单元连通；

其中，所述第一输送管路经过所述热能转换单元，以吸收所述热能转换单元内的工质的热量，所述回油管路连通所述第一输送管路和所述燃油供给单元，以将部分经过所述热能转换单元的燃油运输至所述燃油供给单元；所述第一油箱通过所述第一输送管路分别与所述涡轮驱动单元和所述冲压驱动单元连通；所述回油管路连通所述第一输送管路和所述第二油箱，以将部分经过所述热能转换单元的燃油运输至所述第二油箱存储。

2.根据权利要求1所述的动力系统，其特征在于，所述工质循环管路包括低温管路和高温管路，所述涡轮驱动单元和所述冲压驱动单元两者分别与所述高温管路、所述热能转换单元和所述低温管路一并形成循环回路；

所述热能转换单元包括透平机、工质冷却器、压缩机和第一冷却管路，所述透平机的进口端与所述高温管路的出口端连通；所述压缩机的进口端与所述透平机的出口端通过所述第一冷却管路相连接，所述压缩机的出口端与所述低温管路的进口端连通，所述第一输送管路和所述第一冷却管路经过所述工质冷却器，以使所述第一输送管路中的燃油吸收所述第一冷却管路内工质的热量。

3.根据权利要求2所述的动力系统，其特征在于，所述热能转换单元还包括回热器，所述回热器包括低压侧和高压侧，所述第一冷却管路流经所述低压侧，所述低温管路流经所述高压侧，以使所述低温管路中的工质吸收所述第一冷却管路中的工质的热量。

4.根据权利要求2所述的动力系统，其特征在于，所述动力系统还包括设于所述燃油供给管路上的第一阀门，所述第一输送管路包括第一输送支路、第二输送支路和第三输送支路；

所述第一输送支路连通所述第一油箱和所述第一阀门，所述第二输送支路连通所述第一阀门和所述涡轮驱动单元，所述第三输送支路连通所述第一阀门和所述冲压驱动单元，所述第一阀门用于调节流入所述涡轮驱动单元和所述冲压驱动单元的燃油比例。

5.根据权利要求4所述的动力系统，其特征在于，所述第一输送支路包括沿燃油流动方向相连接的第一输送段和第二输送段，所述第一输送段与所述第一油箱连通并经过所述工质冷却器，所述第二输送段连通所述第一阀门，所述回油管路连通所述第二输送段和所述第二油箱。

6.根据权利要求5所述的动力系统，其特征在于，所述燃油供给管路还包括与所述第二油箱连通的第二输送管路，所述第二输送管路用于向所述涡轮驱动单元和所述冲压驱动单元运输所述第二油箱的燃油。

7.根据权利要求6所述的动力系统，其特征在于，所述第一输送支路包括第三输送段，所述第三输送段连通所述第二输送段和所述第一阀门，所述第二输送管路与所述第三输送段串联并与所述第二输送段并联。

8.根据权利要求4所述的动力系统，其特征在于，所述涡轮驱动单元包括：

预冷器，具有供空气流通的空气通道，所述工质循环管路经过所述预冷器，以吸收所述预冷器内流经空气的热量；

压气机，与所述空气通道连通；以及

涡轮燃烧室和涡轮，沿空气在所述涡轮驱动单元的流动方向，所述压气机、所述涡轮燃烧室和所述涡轮依次设置，所述第二输送支路连通所述涡轮燃烧室和所述第一阀门。

9.根据权利要求4所述的动力系统，其特征在于，所述冲压驱动单元包括冲压燃烧室、设置于所述冲压燃烧室的侧壁中的工质冷却通道和燃油冷却通道，所述第三输送支路连通所述第一阀门和所述燃油冷却通道的进口端，所述燃油冷却通道的出口端与所述冲压燃烧室连通，所述工质冷却通道的进口端与所述低温管路连通，所述工质冷却通道的出口端与所述高温管路连通。

10.根据权利要求2所述的动力系统，其特征在于，所述动力系统还包括设于所述低温管路上的第二阀门，所述第二阀门用于调节经过所述涡轮驱动单元和所述冲压驱动单元的工质比例。

11.根据权利要求1至10中任一项所述的动力系统，其特征在于，所述涡轮驱动单元和所述冲压驱动单元的数量至少为两个，两个所述涡轮驱动单元和两个所述冲压驱动单元分别通过所述燃油供给管路与所述燃油供给单元连通；所述工质循环管路分别经过两个所述涡轮驱动单元和两个所述冲压驱动单元。

12.一种飞行器，其特征在于，包括如权利要求1至11任一项所述的动力系统和安装所述动力系统的外壳。

13.一种飞行器的控制方法，其特征在于，所述控制方法用于如权利要求12所述飞行器，所述控制方法包括：

在所述飞行器需要进行涡轮驱动切换为冲压驱动的情况下，控制所述燃油供给单元提供大于或等于所述涡轮驱动单元和所述冲压驱动单元燃油消耗量的燃油；

控制所述工质循环管路输送工质流经所述涡轮驱动单元、所述冲压驱动单元和所述热能转换单元，并控制所述燃油供给管路的燃油经过所述热能转换单元；

控制所述燃油供给管路向所述涡轮驱动单元和所述冲压驱动单元供给符合所述涡轮驱动单元和所述冲压驱动单元燃油消耗量的燃油，并控制所述燃油供给管路将经过所述热能转换单元的多余燃油运输至所述燃油供给管路存储。

14.根据权利要求13所述的飞行器的控制方法，其特征在于，所述控制方法包括：

在所述飞行器进行单一冲压驱动的情况下，控制所述燃油供给单元向所述冲压驱动单元提供燃油；

控制所述燃油供给管路的燃油经过所述热能转换单元，并控制所述工质循环管路输送工质流经所述冲压驱动单元和所述热能转换单元。

15.根据权利要求13所述的飞行器的控制方法，其特征在于，所述控制所述燃油供给管路向所述涡轮驱动单元和所述冲压驱动单元供给符合所述涡轮驱动单元和所述冲压驱动单元燃油消耗量的燃油，包括：

控制所述燃油供给管路向所述涡轮驱动单元和所述冲压驱动单元供给燃油，并根据飞行器的实时飞行速度调整所述燃油供给管路向所述涡轮驱动单元和所述冲压驱动单元供给的燃油比例。

16.根据权利要求13所述的飞行器的控制方法，其特征在于，所述控制所述工质循环管路输送工质流经所述涡轮驱动单元、所述冲压驱动单元和所述热能转换单元，包括：

控制所述工质循环管路输送工质流经所述涡轮驱动单元、所述冲压驱动单元和所述热能转换单元，根据飞行器的实时飞行速度调整所述工质循环管路流经所述涡轮驱动单元和所述冲压驱动单元的工质比例。