CN114856855A - 基于级间燃烧室驱动低压涡轮转子的宽速域变循环发动机 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种基于级间燃烧室驱动低压涡轮转子的宽速域变循环发动机，首先开启级间燃烧室，进入涡扇级间补燃循环模式，大幅增加发动机推力，与此同时，第一模态选择阀门全部打开，第二模态选择阀门关闭，以便有更多的含氧量高的空气流量进入内涵加力燃烧室中，开启内涵道加力模式，实现Ma0～2.5+飞行。当Ma达到2.5～6时，关闭涡轮发动机核心机，同时第一模态选择阀门全部打开，级间燃烧室入口处的涵道第二模态选择阀门逐渐打开，经由风扇增压后的一部分空气通过第二模态选择阀门进入级间燃烧室I，驱动低压涡轮带动风扇A旋转增压，经发动机风扇A增压后的空气流进入外涵道后，双模态冲压发动机启动，进入冲压模式，实现Ma2.5～6飞行。

Description

基于级间燃烧室驱动低压涡轮转子的宽速域变循环发动机

技术领域

本发明属于飞行器动力设计领域，尤其涉及一种宽飞行包线使用范围的超声速飞行器动力系统，尤其涉及一种基于级间燃烧室驱动低压涡轮转子的宽速域变循环发动机。

背景技术

现有传统布雷顿循环/变循环涡轮发动机，由于飞行包线限制，不具备高马赫数(Ma＞2.5)飞行能力；强预冷发动机的飞行速域能达到Ma0～6的需求，但是“背死重”问题突出，推重比低，技术难度大，进展缓慢；亚燃/超燃冲压发动机不能满足高超声速飞行器地面水平起降要求；火箭发动机比冲低，不能超音巡航、重复使用困难；涡轮基组合循环发动机能实现Ma0～5飞行速域，但“推力鸿沟”问题难以解决，同时需要背负加力燃烧室和冲压燃烧室，推重比大幅降低；因此，必须发展新型循环动力。

国外从21世纪初就开始了对发动机级间补燃循环的探索研究，只是针对级间燃烧室相关部件开展。2002年Siow和Yang首次提出“涡轮级间燃烧室”概念，在双轴子航空发动机的高、低压涡轮级间过渡段内增加的一个小型燃烧室，以提高单位推力；2005年NASA的RC Hendricks等人对以天然气为燃料的主燃烧室、高压涡轮和普通形式的级间燃烧室的内部燃烧流场进行了整体数值研究；美国空军研究实验室(AFRL)提出了超紧凑燃烧涡轮叶片顶部燃烧凹环技术以实现小尺寸、轻重量和涡轮内补燃增推等技术为目标。国内针对涡轮级间燃烧技术的研究工作现已逐步的展开，一些国内高校和航空研究所在此领域内都有相关的研究。但是目前国内外对于级间补燃技术尚处于学术研究阶段，限于对级间燃烧室相关部件的概念研究、数值计算、部件试验验证等，对其在传统涡轮发动机整机以及新概念宽速域变循环发动机尚未开展，其相应的发动机布局形式未出现和公布。

发明内容

(一)本发明解决的技术问题：

本发明提出了一种基于级间燃烧室驱动低压涡轮转子的宽速域变循环发动机，通过在高、低压涡轮之间设置级间补燃燃烧室，提高低压级涡轮燃气进口总温，发动机低压涡轮转子转速上升，在涡轮单位功不变的情况下减小涡轮落压比，提高内涵总压、总温，提高发动机推力，与此同时，通过调节涵道模态选择阀门的工作状态，开启内涵加力燃烧室，在以上补燃循环的基础上，继续大幅提高发动机尾喷管出口温度和速度，扩大发动机飞行马赫数至2.5以上，解决与亚燃冲压发动机接力推进的“推力鸿沟”问题，这时双模态冲压发动机启动，现进入亚燃冲压模式，实现飞行马赫数在2.5～4之间的飞行，接下来再进入超燃冲压模式，实现飞行马赫数在4～6之间的飞行。

(二)具体的，为实现其技术目的，本发明所提供的解决技术方案为：

一种基于级间燃烧室驱动低压涡轮转子的宽速域变循环发动机，包括同心设置并沿轴线方向延伸的外涵道、内涵道以及分别设置在所述外涵道中的双模态冲压发动机和设置在所述内涵道中的涡轮发动机核心机，所述外涵道及内涵道的前端形成为所述变循环发动机的进气道，且在所述进气道中设有发动机风扇，所述涡轮发动机核心机包括沿轴线依次布置的核心机驱动风扇可调导叶、核心机驱动风扇、高压压气机、主燃烧室、高压涡轮、级间补燃燃烧室、低压涡轮以及设置在所述低压涡轮气流出口处的后可变面积涵道引射器，所述高压涡轮通过高压涡轮轴驱动连接所述高压压气机、核心机驱动风扇，所述低压涡轮通过低压涡轮轴驱动连接所述发动机风扇，所述内涵道中还设置一沿轴线方向延伸并基本上位于所述涡轮发动机核心机外围的中间涵道，所述中间涵道的进气流道设置在所述核心机驱动风扇与高压压气机E之间的机匣上，所述中间涵道的气流出口在轴向上基本与所述后可变面积涵道引射器的气流出口平齐，所述内涵道中还设置有混合器、内涵加力燃烧室，所述混合器设置在所述后可变面积涵道引射器的气流出口处，所述内涵加力燃烧室设置在所述混合器的下游，所述内涵道的出口处设置一内涵尾喷管，所述外涵道的出口处设置一外涵尾喷管，且所述内涵尾喷管在轴向上伸出所述外涵尾喷管之外，其特征在于，

所述中间涵道的进气流道中设置一第一模态选择阀门，所述高压涡轮与低压涡轮之间的机匣上设置一连通所述中间涵道与级间补燃燃烧室的气流通道，且在所述气流通道中设置一第二模态选择阀门，

当所述变循环发动机的飞行马赫数小于0.95时，所述双模态冲压发动机关闭，所述涡轮发动机核心机开启，且所述第一模态选择阀门、第二模态选择阀门、级间补燃燃烧室、内涵加力燃烧室均处于关闭状态；

当所述变循环发动机需要突破音障超声速飞行时，保持所述涡轮发动机核心机处于开启状态，保持所述双模态冲压发动机处于关闭状态，并保持所述第一模态选择阀门、第二模态选择阀门、内涵加力燃烧室处于关闭状态，开启所述级间补燃燃烧室，所述级间补燃燃烧室的进气由所述内涵道中的气流提供，以提高所述低压涡轮的出口气流温度，增加所述低压涡轮的功率，提高低压涡轮转子转速，使所述发动机风扇增压更多的空气流进入所述外涵道、内涵道中，并使得所述内涵尾喷管、外涵尾喷管的排气温度和速度提高，从而提高所述变循环发动机的净推力，使得所述变循环发动机的飞行马赫数进入0.95～1.5这一飞行包线区间；

当所述变循环发动机需要实现飞行马赫数进入1.5～2.5这一飞行包线区间飞行时，保持所述涡轮发动机核心机、级间补燃燃烧室处于开启状态，保持所述双模态冲压发动机处于关闭状态，并保持所述第二模态选择阀门处于关闭状态，开启所述第一模态选择阀门、内涵加力燃烧室，使得所述发动机风扇、核心机驱动风扇的背压降低，继而使得有更多含氧量高的气流通过所述中间涵道进入所述混合器，并进入所述混合器下游的内涵加力燃烧室中，在所述内涵加力燃烧室和级间补燃燃烧室的共同作用下，进一步提高所述变循环发动机的净推力，使得所述变循环发动机的飞行马赫数进入1.5～2.5这一飞行包线区间；

当所述变循环发动机需要实现飞行马赫数进入2.5～4这一飞行包线区间飞行时，关闭所述涡轮发动机核心机、内涵加力燃烧室，开启所述双模态冲压发动机，并保持所述级间补燃燃烧室I、第一模态选择阀门处于开启状态，逐渐打开所述第二模态选择阀门至非全开状态，经由所述发动机风扇增压后的一部分气流依次通过所述第一模态选择阀门、中间涵道、第二模态选择阀门进入所述级间燃烧室与燃油混合燃烧，驱动所述低压涡轮带动发动机风扇旋转增压，经所述发动机风扇增压后的另一部分气流进入所述外涵道并通入所述双模态冲压发动机中，所述变循环发动机进入亚燃冲压模式，实现马赫数进入2.5～4这一飞行包线区间的飞行；

当所述变循环发动机需要实现飞行马赫数进入4～6这一飞行包线区间飞行时，需进一步将所述第二模态选择阀门打开至全开状态，使所述变循环发动机进入超燃冲压模式，实现马赫数进入4～6这一飞行包线区间的飞行。

本发明的基于级间燃烧室驱动低压涡轮转子的宽速域变循环发动机，包括亚音飞行模式(Ma 0～0.95)、涡扇级间补燃循环模式(Ma 0.95～1.5)、内涵道加力模式(Ma 1.5～2.5+)、亚燃冲压模式(Ma 2.5～4)、超燃冲压模式(Ma 4～6)。

优选地，所述发动机风扇为双级风扇。

优选地，所述核心机驱动风扇可调导叶在发动机工作模式转换的过程中，可以根据需求调节其角度，改变所述核心机驱动风扇的进口换算流量、压比、效率，保证所述核心机驱动风扇在发动机模式转换过程中能稳定工作，并实现更大幅度的变循环。

优选地，所述混合器能在发动机开启内涵道加力模式时，在总压损失最小的工作条件下，完全混合所述内涵道与中间涵道的气流，使其顺利进入所述内涵加力燃烧室中燃烧。

优选地，所述内涵尾喷管、外涵尾喷管均为拉伐尔喷管，能在发动机高速飞行时，通过调节尾喷管出口面积和尾喷管喉道面积比，提高发动机尾喷管的排气速度，提高发动机的推力。

带有本发明的基于级间燃烧室驱动低压涡轮转子的宽速域变循环发动机的水平起降高超声速飞行器能够在(跨)稠密大气层、临近空间和外层空间机动飞行，可作为临近空间飞行平台和空天往返飞行平台。

(三)本发明与现有技术相比所具有的优点：

1)本发明的基于级间燃烧室驱动低压涡轮转子的宽速域变循环发动机布局相比于带Flade风扇的三涵道自适应循环发动机布局，省略了Flade风扇，不会出现因为密封产生的漏气问题，同时相比于双外涵变循环发动机，其优点在于通过调节涵道模态选择阀门，能够实现独立地改变进入发动机风扇和核心机的空气流量以及压比，实现更大幅度的变循环，更大幅度的改变发动机的推力。

2)本发明的基于级间燃烧室驱动低压涡轮转子的宽速域变循环发动机布局中，采用了级间补燃燃烧室，使得发动机能进行Ma0.95～1.5飞行，可以在提高推力的同时，有效降低耗油率，提高经济性。当发动机需要实现Ma1.5～2.5+飞行时，开启内涵道加力模式，可在开启级间补燃燃烧室的基础上，继续大幅提高发动机推力，使得发动机能突破Ma1.5～2.5+的飞行包线。

3)本发明的基于级间燃烧室驱动低压涡轮转子的宽速域变循环发动机布局中，双模态冲压燃烧室被放置与外涵道中，当发动机需Ma4～6飞行时，先进入亚燃冲压模式，实现Ma2.5～4飞行，接下来再进入超燃冲压模式，实现Ma4～6飞行。

4)本发明的基于级间燃烧室驱动低压涡轮转子的宽速域变循环发动机布局中，通过调节第一、二模态选择阀门的工作状态，使其处于全开、全关、半开状态等，调节发动机的工作状态，以保持飞行平台性能最优。

5)本发明的基于级间燃烧室驱动低压涡轮转子的宽速域变循环发动机布局中，内外涵尾喷管均采用拉伐尔喷管，能在发动机高速飞行时，可通过调节尾喷管出口面积和尾喷管喉道面积比，提高发动机尾喷管的排气速度，提高发动机的推力。

6)本发明针对未来Ma0～6水平起降、长久航时、高机动的飞行平台需求，提供了一种基于级间燃烧室驱动低压转子的宽速域变循环发动机布局，与当前预研或者在研变循环发动机相比，采用了不同的新构型方案。

附图说明

图1为本发明的基于级间燃烧室驱动低压涡轮转子的宽速域变循环发动机布局形式简图。

附图标记说明：

发动机风扇A，核心机驱动风扇可调导叶B，核心机驱动风扇C，第一模态选择阀门D，高压压气机E，主燃烧室F，高压涡轮G，低压涡轮H，级间补燃燃烧室I，混合器J，内涵加力燃烧室K，内涵尾喷管L，外涵道M，内涵道N，中间涵道O，第二模态选择阀门P，双模态冲压发动机Q，外涵尾喷管R。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、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更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。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，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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所示，本发明的基于级间燃烧室驱动低压涡轮转子的宽速域变循环发动机，包括同心设置并沿轴线方向延伸的外涵道M、内涵道N以及分别设置在外涵道M中的双模态冲压发动机Q和设置在内涵道N中的涡轮发动机核心机，外涵道M及内涵道N的前端形成为变循环发动机的进气道，且在进气道中设有发动机风扇A，涡轮发动机核心机包括沿轴线依次布置的核心机驱动风扇可调导叶B、核心机驱动风扇C、高压压气机E、主燃烧室F、高压涡轮G、级间补燃燃烧室I、低压涡轮H以及设置在低压涡轮H气流出口处的后可变面积涵道引射器，高压涡轮G通过高压涡轮轴驱动连接高压压气机E、核心机驱动风扇C，低压涡轮H通过低压涡轮轴驱动连接发动机风扇A，内涵道N中还设置一沿轴线方向延伸并基本上位于涡轮发动机核心机外围的中间涵道O，中间涵道O的进气流道设置在核心机驱动风扇C与高压压气机E之间的机匣上，中间涵道O的气流出口在轴向上基本与后可变面积涵道引射器的气流出口平齐，内涵道N中还设置有混合器J、内涵加力燃烧室K，混合器J设置在后可变面积涵道引射器的气流出口处，内涵加力燃烧室K设置在混合器J的下游，内涵道N的出口处设置一内涵尾喷管L，外涵道M的出口处设置一外涵尾喷管R，且内涵尾喷管L在轴向上伸出外涵尾喷管R之外。

中间涵道O的进气流道中设置一第一模态选择阀门D，高压涡轮G与低压涡轮H之间的机匣上设置一连通中间涵道O与级间补燃燃烧室I的气流通道，且在气流通道中设置一第二模态选择阀门P。

当变循环发动机的飞行马赫数小于0.95时，双模态冲压发动机Q关闭，涡轮发动机核心机开启，且第一模态选择阀门D、第二模态选择阀门P、级间补燃燃烧室I、内涵加力燃烧室K均处于关闭状态。

当变循环发动机需要突破音障超声速飞行时，保持涡轮发动机核心机处于开启状态，保持双模态冲压发动机Q处于关闭状态，并保持第一模态选择阀门D、第二模态选择阀门P、内涵加力燃烧室K处于关闭状态，开启级间补燃燃烧室I，级间补燃燃烧室I的进气由内涵道中的气流提供，以提高低压涡轮H的出口气流温度，增加低压涡轮H的功率，提高低压涡轮转子转速，使发动机风扇A增压更多的空气流进入外涵道M、内涵道N中，并使得内涵尾喷管L、外涵尾喷管R的排气温度和速度提高，从而提高变循环发动机的净推力，使得变循环发动机的飞行马赫数进入0.95～1.5这一飞行包线区间。

当变循环发动机需要实现飞行马赫数进入1.5～2.5这一飞行包线区间飞行时，保持涡轮发动机核心机、级间补燃燃烧室I处于开启状态，保持双模态冲压发动机Q处于关闭状态，并保持第二模态选择阀门P处于关闭状态，开启第一模态选择阀门D、内涵加力燃烧室K，使得发动机风扇A、核心机驱动风扇C的背压降低，继而使得有更多含氧量高的气流通过中间涵道O进入混合器J，并进入混合器J下游的内涵加力燃烧室K中，在内涵加力燃烧室K和级间补燃燃烧室I的共同作用下，进一步提高变循环发动机的净推力，使得变循环发动机的飞行马赫数进入1.5～2.5这一飞行包线区间。

当变循环发动机需要实现飞行马赫数进入2.5～4这一飞行包线区间飞行时，关闭涡轮发动机核心机、内涵加力燃烧室K，开启双模态冲压发动机Q，并保持级间补燃燃烧室I、第一模态选择阀门D处于开启状态，逐渐打开第二模态选择阀门P至非全开状态，经由发动机风扇A增压后的一部分气流依次通过第一模态选择阀门D、中间涵道O、第二模态选择阀门P进入级间燃烧室I与燃油混合燃烧，驱动低压涡轮H带动发动机风扇A旋转增压，经发动机风扇A增压后的另一部分气流进入外涵道M并通入双模态冲压发动机Q中，变循环发动机进入亚燃冲压模式，实现马赫数进入2.5～4这一飞行包线区间的飞行。

当变循环发动机需要实现飞行马赫数进入4～6这一飞行包线区间飞行时，需进一步将第二模态选择阀门P打开至全开状态，使变循环发动机进入超燃冲压模式，实现马赫数进入4～6这一飞行包线区间的飞行。

通过上述实施例，完全有效地实现了本发明的目的。该领域的技术人员可以理解本发明包括但不限于附图和以上具体实施方式中描述的内容。虽然本发明已就目前认为最为实用且优选的实施例进行说明，但应知道，本发明并不限于所公开的实施例，任何不偏离本发明的功能和结构原理的修改都将包括在权利要求书的范围中。

本发明未详细阐述部分属于本领域技术人员的公知技术。

Claims (5)

1.一种基于级间燃烧室驱动低压涡轮转子的宽速域变循环发动机，包括同心设置并沿轴线方向延伸的外涵道、内涵道以及分别设置在所述外涵道中的双模态冲压发动机和设置在所述内涵道中的涡轮发动机核心机，所述外涵道及内涵道的前端形成为所述变循环发动机的进气道，且在所述进气道中设有发动机风扇，所述涡轮发动机核心机包括沿轴线依次布置的核心机驱动风扇可调导叶、核心机驱动风扇、高压压气机、主燃烧室、高压涡轮、级间补燃燃烧室、低压涡轮以及设置在所述低压涡轮气流出口处的后可变面积涵道引射器，所述高压涡轮通过高压涡轮轴驱动连接所述高压压气机、核心机驱动风扇，所述低压涡轮通过低压涡轮轴驱动连接所述发动机风扇，所述内涵道中还设置一沿轴线方向延伸并基本上位于所述涡轮发动机核心机外围的中间涵道，所述中间涵道的进气流道设置在所述核心机驱动风扇与高压压气机之间的机匣上，所述中间涵道的气流出口在轴向上基本与所述后可变面积涵道引射器的气流出口平齐，所述内涵道中还设置有混合器、内涵加力燃烧室，所述混合器设置在所述后可变面积涵道引射器的气流出口处，所述内涵加力燃烧室设置在所述混合器的下游，所述内涵道的出口处设置一内涵尾喷管，所述外涵道的出口处设置一外涵尾喷管，且所述内涵尾喷管在轴向上伸出所述外涵尾喷管之外，其特征在于，

所述中间涵道的进气流道中设置一第一模态选择阀门，所述高压涡轮与低压涡轮之间的机匣上设置一连通所述中间涵道与级间补燃燃烧室的气流通道，且在所述气流通道中设置一第二模态选择阀门，

当所述变循环发动机的飞行马赫数小于0.95时，所述双模态冲压发动机关闭，所述涡轮发动机核心机开启，且所述第一模态选择阀门、第二模态选择阀门、级间补燃燃烧室、内涵加力燃烧室均处于关闭状态；

当所述变循环发动机需要突破音障超声速飞行时，保持所述涡轮发动机核心机处于开启状态，保持所述双模态冲压发动机处于关闭状态，并保持所述第一模态选择阀门、第二模态选择阀门、内涵加力燃烧室处于关闭状态，开启所述级间补燃燃烧室，所述级间补燃燃烧室的进气由所述内涵道中的气流提供，以提高所述低压涡轮的出口气流温度，增加所述低压涡轮的功率，提高低压涡轮转子转速，使所述发动机风扇增压更多的空气流进入所述外涵道、内涵道中，并使得所述内涵尾喷管、外涵尾喷管的排气温度和速度提高，从而提高所述变循环发动机的净推力，使得所述变循环发动机的飞行马赫数进入0.95～1.5这一飞行包线区间；

当所述变循环发动机需要实现飞行马赫数进入1.5～2.5这一飞行包线区间飞行时，保持所述涡轮发动机核心机、级间补燃燃烧室处于开启状态，保持所述双模态冲压发动机处于关闭状态，并保持所述第二模态选择阀门处于关闭状态，开启所述第一模态选择阀门、内涵加力燃烧室，使得所述发动机风扇、核心机驱动风扇的背压降低，继而使得有更多含氧量高的气流通过所述中间涵道进入所述混合器，并进入所述混合器下游的内涵加力燃烧室中，在所述内涵加力燃烧室和级间补燃燃烧室的共同作用下，进一步提高所述变循环发动机的净推力，使得所述变循环发动机的飞行马赫数进入1.5～2.5这一飞行包线区间；

当所述变循环发动机需要实现飞行马赫数进入2.5～4这一飞行包线区间飞行时，关闭所述涡轮发动机核心机、内涵加力燃烧室，开启所述双模态冲压发动机，并保持所述级间补燃燃烧室、第一模态选择阀门处于开启状态，逐渐打开所述第二模态选择阀门至非全开状态，经由所述发动机风扇增压后的一部分气流依次通过所述第一模态选择阀门、中间涵道、第二模态选择阀门进入所述级间燃烧室与燃油混合燃烧，驱动所述低压涡轮带动发动机风扇旋转增压，经所述发动机风扇增压后的另一部分气流进入所述外涵道并通入所述双模态冲压发动机中，所述变循环发动机进入亚燃冲压模式，实现马赫数进入2.5～4这一飞行包线区间的飞行；

当所述变循环发动机需要实现飞行马赫数进入4～6这一飞行包线区间飞行时，需进一步将所述第二模态选择阀门打开至全开状态，使所述变循环发动机进入超燃冲压模式，实现马赫数进入4～6这一飞行包线区间的飞行。

2.根据权利要求1所述的基于级间燃烧室驱动低压涡轮转子的宽速域变循环发动机，其特征在于，所述发动机风扇为双级风扇。

3.根据权利要求1所述的基于级间燃烧室驱动低压涡轮转子的宽速域变循环发动机，其特征在于，所述核心机驱动风扇可调导叶在发动机工作模式转换的过程中，可以根据需求调节其角度，改变所述核心机驱动风扇的进口换算流量、压比、效率，保证所述核心机驱动风扇在发动机模式转换过程中能稳定工作，并实现更大幅度的变循环。

4.根据权利要求1所述的基于级间燃烧室驱动低压涡轮转子的宽速域变循环发动机，其特征在于，所述混合器能在发动机开启内涵道加力模式时，在总压损失最小的工作条件下，完全混合所述内涵道与中间涵道的气流，使其顺利进入所述内涵加力燃烧室中燃烧。

5.根据权利要求1所述的基于级间燃烧室驱动低压涡轮转子的宽速域变循环发动机，其特征在于，所述内涵尾喷管、外涵尾喷管均为拉伐尔喷管，能在发动机高速飞行时，通过调节尾喷管出口面积和尾喷管喉道面积比，提高发动机尾喷管的排气速度，提高发动机的推力。

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