CN115653790A - 一种双模式变循环涡轮火箭发动机 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种双模式变循环涡轮火箭发动机，该发动机设有两套相互独立的燃气发生器系统：常规高压核心机系统、火箭燃气发生器系统；它们共用一套低压转子系统；所述共用的低压转子系统包括共用低压涡轮方案、以及冠生涡轮方案；当采用共用低压涡轮方案时，共用的低压涡轮在两种不同工作模式下均被两套燃气发生器各自的燃气驱动转动；当采用冠生涡轮方案时，常规高压核心机系统的主燃烧室产生的燃气流吹动低压涡轮转动，火箭燃气发生器系统的火箭燃烧室产生的燃气流吹动冠生涡轮转动；本发明共用低压涡轮方案和冠生涡轮方案，当飞行马赫数达到2.5时，从混合排气涡轮风扇模式转换到空气涡轮火箭模式，发动机稳态推力出现陡升式增大。
Description
技术领域
本发明属于航空航天飞行器动力推进领域，尤其涉及一种双模式变循环涡轮火箭发动机。
背景技术
目前，大气层内的高超声速飞行器已经成为未来航空航天领域的热点问题，燃气涡轮发动机被认为是最优的低速吸气式动力方案，其显著的比冲优势可以使使用燃气涡轮发动机作为动力方案的飞行器在水平起降和低速飞行时拥有非常高的可操作性和安全性。
但是，传统的燃气涡轮发动机受到自身循环加热量限制与工作特性的局限，其难以在马赫数2.5~4.0速度域内工作并产生足够的推力，故无法使飞行器实现有效的飞行与加速。究其原因，有三点：第一点，现有燃气涡轮发动机主燃烧室进口的气流状态是和发动机进口的气流状态直接相关的，即随着发动机工作马赫数的增大，发动机进口气流总温增大将导致主燃烧室进口气流总温相应增大；由于主燃烧室出口总温受到碳氢燃料热值和主燃烧室当量比的限制而存在上限，所以发动机工作马赫数越高，主燃烧室对单位气流增温越小，发动机热力循环的循环加热量也小，产生推力的能力越弱。第二点原因，传统的燃气涡轮发动机工作马赫数越大，其进口总温越大，其压缩部件的换算转速反而越低；根据一般的叶轮机械压缩部件的工作特性，压缩部件的换算转速越低则其允许通过气流的能力就越差，因此发动机进口的换算空气流量会随着工作马赫数的增大而减小；这种趋势会进一步加剧发动机在高工作马赫数推力减小的趋势。第三点原因，传统的燃气涡轮发动机工作马赫数的增大直接导致发动机延程总温均上升，发动机各个叶轮机械部件将工作于较小的换算转速条件；而受到循环加热量不足和转速限制等约束条件影响，发动机也难以在高工作马赫数条件下继续维持较高的物理转速，这会导致发动机各个叶轮机械部件的换算转速进一步减小；根据叶轮机械部件的一般特性，换算转速较小时部件的效率会降低；各个叶轮机械部件效率的降低会导致发动机循环加热量中更多的能量用于加热气流而非转换为气流的动能，这使得发动机排热损失增加，热效率和总效率均降低，推力和比冲进一步减小。
综上所述，虽然传统的燃气涡轮发动机理想热力循环的理论工作马赫数上限（热效率和总效率均减小到0的情况下）可以达到马赫数4.2，但实际的工程使用中由于发动机各个部件不能达到完全理想的状态、发动机推力难以维持飞行需求或者发动机压缩部件出现喘振等复杂原因，真实使用环境中燃气涡轮发动机的工作马赫数上限一般只能达到马赫数2.5到3之间。这已经成为航空燃气涡轮发动机研究领域的基本共识。
发明内容
本发明针对现有技术的不足，提出一种双模式变循环涡轮火箭发动机，目的在于解决传统燃气涡轮发动机在高工作马赫数条件下循环加热量不足，难以在马赫数2.5~4.0速度域内工作并产生足够的推力的问题。
本发明为解决其技术问题提出以下技术方案：
一种双模式变循环涡轮火箭发动机，其特点是：该发动机设有两套相互独立的燃气发生器系统，一套是常规高压核心机系统B，另一套是火箭燃气发生器系统C；所述两套独立的燃气发生器系统共用一套低压转子系统A、分涵道流动系统D和复燃增推系统E，从而构成发动机的两种不同工作模式，该两种不同工作模式为：混合排气涡轮风扇模式和空气涡轮火箭模式，在常规高压核心机系统B工作时，发动机以混合排气涡轮风扇模式工作；在火箭燃气发生器系统C工作时，发动机以空气涡轮火箭模式工作；当飞行马赫数0.0~2.5的范围内时使用混合排气涡轮风扇模式工作，当飞行马赫数2.5~4.0的范围内使用空气涡轮火箭模式工作;
所述共用的低压转子系统A包括用于减少发动机径向尺寸和低压涡轮重量的共用低压涡轮方案、以及用于解耦低压涡轮气动设计的冠生涡轮方案；
当采用低压转子系统A的共用低压涡轮方案时，常规高压核心机系统B和火箭燃气发生器系统C共用低压转子系统A的低压涡轮A3，该共用的低压涡轮A3在两种不同工作模式下均被两套燃气发生器各自的燃气驱动转动、接着依次带转低压转动轴A2和风扇A1，然后气流就会被风扇A1吸入到发动机中并被压缩；
当采用低压转子系统A的冠生涡轮方案时，常规高压核心机系统B的主燃烧室B4产生的燃气流吹动低压涡轮A3转动，该低压涡轮A3转动将同时带转冠生涡轮A4、低压转动轴A2和风扇A1；火箭燃气发生器系统C的火箭燃烧室C1产生的燃气流吹动冠生涡轮A4转动，该冠生涡轮A4转动将同时带转低压涡轮A3、低压转动轴A2和风扇A1。
进一步地，当采用低压转子系统A的共用低压涡轮方案时，所述低压转子系统A沿着发动机轴向前端设有风扇A1、中间设有低压转动轴A2、后端设有共用低压涡轮A3；该共用低压涡轮A3在两种不同工作模式下均被两种燃气发生器系统产生的燃气驱动、再依次带转低压转动轴A2和风扇A1转动，该风扇A1转动以后，气流就会被风扇A1吸入到发动机中并被压缩。
当采用低压转子系统A的冠生涡轮模式时，所述低压转子系统其沿着发动机轴向前端设有风扇A1、中间设有低压转动轴A2、后端设有分处于上下两个独立涵道中的低压涡轮A3和冠生涡轮A4，其中，冠生涡轮A4动叶叶片位于低压涡轮A3动叶叶片叶冠上方，低压涡轮A3动叶叶片与冠生涡轮A4动叶叶片为一个整体；在低压涡轮A3动叶叶片叶冠边缘存在篦齿封严结构，使得低压涡轮所在涵道和冠生涡轮所在涵道的气流流动彼此独立; 当采用混合排气涡轮风扇模式时，主燃烧室B4的气流吹动低压涡轮A3，接着带转冠生涡轮A4、低压转动轴A2和风扇A1；当采用空气涡轮火箭模式，火箭燃烧室C1的气流吹动冠生涡轮A4，接着带转低压涡轮A3、低压转动轴A2和风扇A1。
进一步地，当采用低压转子系统A的共用低压涡轮方案或采用低压转子系统A的冠生涡轮方案时，所述常规高压核心机系统B包括高压压气机B2、高压转动轴B3、主燃烧室B4、高压涡轮B5；燃油和空气在所述主燃烧室B4中燃烧产生燃气驱动高压涡轮B5转动，高压涡轮B5转动带动高压转动轴B3和高压压气机B2共同转动，将空气流吸入高压压气机B2并进行增压；所述主燃烧室B4采用富氧的空气-煤油定压燃烧系统，主以保证在常规高压核心机系统B工作时，下游的双模式加力燃烧室E2有足够的氧气进行加力燃烧。
进一步地，当采用低压转子系统A的共用低压涡轮方案时，所述常规高压核心机系统B在高压压气机B2进口设有一个可以主动调节开闭的前模式选择阀门B1，在高压涡轮B5出口设有一个同步于前模式选择阀门B1进行开闭的后模式选择阀门B6，通过同时关闭前模式选择阀门B1和后模式选择阀门B6可以将常规高压核心机系统B完全关闭；所述常规高压核心机系统B工作时，所述火箭燃气发生器系统C关闭、该常规高压核心机系统B的前模式选择阀门B1和后模式选择阀门B6打开，所述高压涡轮B5的气流流经所述后模式选择阀门B6后驱动共用低压涡轮A3转动、再带动前面的低压转动轴A2和风扇A1转动；
当采用低压转子系统A的冠生涡轮方案时，所述常规高压核心机系统B在内涵道进口设有一个可以主动调节开闭的前模式选择阀门B1，该阀门B1通过与后可变面积涵道调节机构D5的同步做动，能够实现对内涵道进行完全打开/关闭的控制。
进一步地，当采用低压转子系统A的共用低压涡轮方案时，所述火箭燃气发生器系统C包括火箭燃烧室C1、火箭喷管C2、级间射流支板C3；
当采用低压转子系统A的冠生涡轮方案时，所述火箭燃气发生器系统C包括火箭燃烧室C1、火箭喷管C2；
所述火箭燃烧室C1采用富燃的液氧-煤油定压燃烧系统，以控制燃烧室出口总温，同时可以保证在火箭燃气发生器系统C工作时，下游的双模式加力燃烧室E2能够不需要额外供给煤油即可完成加力燃烧；所述火箭喷管C2用于扩压和产生设定流速的富燃燃气流。
当采用低压转子系统A的共用低压涡轮方案时，该推进剂在火箭燃烧室C1中燃烧产生富燃燃气，经由打开的级间射流支板C3进入共用低压涡轮A3，在流道内膨胀驱动共用低压涡轮A3做功，带转低压转动轴A2和风扇A1；该火箭燃气发生器系统C工作时，该常规高压核心机系统B关闭，风扇A1转动吸入的空气流全部进入分涵道流动系统D的外涵道D2；所述级间射流支板C3包括级间射流支板的射流出口，该射流出口同样设有能够主动控制开闭的机构，在火箭燃气发生器系统C不工作的时候，级间射流支板C3的射流出口关闭；
当采用低压转子系统A的冠生涡轮方案时，火箭燃烧室C1燃烧产生富燃燃气，富燃燃气流入所述冠生涡轮A4膨胀做功，冠生涡轮A4带转低压转动轴A2和风扇A1，对吸入发动机的气流进行增压；该火箭燃气发生器系统C工作时，该常规高压核心机系统B关闭，风扇A1转动吸入的空气流全部进入分涵道流动系统D的外涵道D2；流经外涵道D2的空气气流和冠生涡轮A4出口的富燃燃气气流在混合器E1进行掺混；火箭燃气发生器系统C工作时，前模式选择阀门B1关闭，后可变面积涵道调节机构D5同步调节关闭内涵道D3，常规高压核心机系统B关闭。
进一步地，当采用低压转子系统A的共用低压涡轮方案或采用低压转子系统A的冠生涡轮方案时，所述分涵道流动系统D包括三个不同的流道，分别是外涵道D2、内涵道D3和火箭涵道D4；该外涵道D2和内涵道D3由高压压气机进口前分流环D1处分流而成；该火箭涵道D4是火箭燃烧室产生的富燃燃气流所在流道；
当采用低压转子系统A的共用低压涡轮方案时，该火箭涵道D4经过级间射流支板C3汇入内涵道D2，并最终进入复燃增推系统E的混合器E1；
当采用低压转子系统A的冠生涡轮模式时，内涵道D3和火箭涵道D4独立流动，二者均经由后可变面积涵道调节机构D5最终流入混合器E1；所述后可变面积涵道调节机构 D5能够同时控制内涵道D3和火箭涵道D4的气流，使用混合排气涡轮风扇模式工作时，后可变面积涵道调节机构D5调节关闭冠生涡轮A4所在的火箭涵道D4；使用空气涡轮火箭模式时，后可变面积涵道调节机构D5配合前模式选择阀门B1调节关闭低压涡轮A3所在的内涵道D3。
进一步地，当采用低压转子系统A的共用低压涡轮方案或采用低压转子系统A的冠生涡轮方案时，所述复燃增推系统E包括混合器E1、双模式加力燃烧室E2、尾喷管E3；经过所述混合器E1掺混后的燃气流进入双模式加力燃烧室E2；在混合排气涡轮风扇模式，所述混合器E1出口燃气流为富氧燃气与空气的混合气流，所述双模式加力燃烧室E2将喷入煤油进行复燃燃烧；在空气涡轮火箭模式，所述混合器E1出口燃气流为富燃燃气与空气的混合气流，所述双模式加力燃烧室E2不额外喷入煤油，而是直接点燃该混合气流进行复燃燃烧；所述双模式加力燃烧室E2复燃燃烧后产生高温燃气进入几何可调节的收敛-扩张结构尾喷管E3膨胀加速，排出高温高速燃气流以产生推力。
当采用低压转子系统A的共用低压涡轮方案时，进入所述混合器E1的气流为流经外涵道D2的空气流和内涵道D3的燃气流。
当采用低压转子系统A的冠生涡轮方案时，进入所述混合器E1的气流为流经外涵道D2、内涵道D3和火箭涵道D4的气流；使用混合排气涡轮风扇模式工作时，火箭涵道D4被后可变面积涵道调节机构D5关闭，进入混合器E1的气流为流经外涵道D2的空气流和流经内涵道D3的富氧燃气流；使用空气涡轮火箭模式工作时，内涵道D3被前模式选择阀门B1和后可变面积涵道调节机构D5关闭，进入混合器E1的气流为流经外涵道D2的空气流和流经火箭涵道D4的富燃燃气流。
进一步地，当采用低压转子系统A的共用低压涡轮方案或采用低压转子系统A的冠生涡轮方案时，所述主燃烧室B4采用空气-煤油定压燃烧系统，主燃烧室为富氧燃烧，以保证在常规燃气涡轮核心机工作时，下游的双模式加力燃烧室E2有足够的氧气进行燃烧；所述火箭燃烧室C1采用液氧-煤油定压燃烧系统，为了控制火箭燃烧室出口总温，火箭燃烧室C1采用富燃燃烧，同时可以保证在火箭燃气发生器系统C工作时，下游的双模式加力燃烧室E2可以不需要额外供给煤油即可完成燃烧。
进一步地，当采用低压转子系统A的共用低压涡轮方案或采用低压转子系统A的冠生涡轮方案时，该双模式加力燃烧室E2存在两种工作模式：当发动机工作在混合排气涡轮风扇模式时，该双模式加力燃烧室E2能够主动控制喷油量来选择进行或不进行复燃加力燃烧：当发动机工作在空气涡轮火箭模式时，该双模式加力燃烧室E2不再进行喷油，仅通过点火和稳焰实现二次燃烧。
进一步地，当采用低压转子系统A的共享涡轮模式时，所述混合排气涡轮风扇模式采用几何不可调的风扇设计，通过在混合排气涡轮风扇模式调节主燃烧室B4燃油流量和在空气涡轮火箭模式调节尾喷管E3喉道面积，在马赫数0.0~4.0速度域内控制低压转子系统A的物理转速以控制发动机的空气流量和推力；在风扇A1特性图上，风扇A1工作点随飞行马赫数增大而不断移向低换算转速区域，风扇的换算流量、增压比和效率均减小。
本发明的优点效果
1、从总体性能上，本发明方案很好地继承了混合排气涡轮风扇发动机在Ma 0.0~2.5速度域内较好推力和比冲特征，同时在马赫数2.5~4.0速度域内用空气涡轮火箭的推力优势弥补了传统燃气涡轮发动机在该速度域内循环加热量不足、无法产生足够推力甚至无法工作的缺陷：由于空气涡轮火箭的火箭燃烧室燃烧与能量加入不再受到发动机进口气流状态的约束，所以通过将发动机模式转换到空气涡轮火箭模式可以有效解决常规燃气涡轮发动机在马赫数2.5~4.0速度域内出现推力显著不足、燃油效率显著降低甚至无法正常工作提供动力的核心技术瓶颈，构建了一种原理可行且具备较高工程可实现性的吸气式变循环发动机。
2、本发明共用低压涡轮方案采用级间射流支板结构，使发动机在混合排气涡轮风扇模式和空气涡轮火箭模式共用低压涡轮，显著减少了发动机旋转部件的设计复杂度和结构重量；同时给发动机双工作模式之间的双向模式转换过程提供了较为显著的过程控制收益，使两种核心机的起动和关闭过程不造成低压轴转子的停转，为推力平稳的模式转换提供了可行性基础。
3、本发明冠生涡轮方案采用冠生涡轮结构，降低了两个不同燃气发生器进行并联设计的结构实现难度，保持了发动机轴向布局紧凑，为缩短转动轴提升轴强度带来正收益；同时给发动机双工作模式之间的双向模式转换过程提供了较为显著的过程控制收益，使两种核心机的起动和关闭过程不造成低压轴转子的停转，为推力平稳的模式转换提供了可行性基础。
4、本发明共用低压涡轮方案和冠生涡轮方案，在空气涡轮火箭模式的推力随飞行马赫数的增加有所增大，能够较好契合飞行器在高速飞行条件下的动力需求；同时也更利于与更高马赫数的吸气式动力方案进行推力衔接，构建满足宽速度域高超声速飞行使用要求的组合循环发动机方案。当飞行马赫数达到2.5时，本发明方案从混合排气涡轮风扇模式转换到空气涡轮火箭模式，虽然此时发动机比冲则由于火箭发动机的使用而出现陡降式减小，但发动机稳态推力出现陡升式增大。
附图说明
图1a为本发明共用低压涡轮方案的发动机立剖图；
图1b为本发明冠生涡轮方案的发动机立剖图；
图1c为本发明共用低压涡轮方案的发动机局部立剖图1；
图1d为本发明冠生涡轮方案的发动机局部立剖图1；
图1e为本发明共用低压涡轮方案的发动机局部立剖图2；
图1f为本发明冠生涡轮方案的发动机局部立剖图2；
图 2a为本发明共用低压涡轮方案的混合排气涡轮风扇模式示意图；
图 2b为本发明共用低压涡轮方案的空气涡轮火箭模式示意图；
图 2c为本发明冠生涡轮方案的混合排气涡轮风扇模式示意图；
图 2d为本发明冠生涡轮方案的空气涡轮火箭模式示意图；
图3为系统推力随飞行马赫数变化情况示意图；
图4为系统比冲随飞行马赫数变化情况示意图；
图5为系统进口空气流量随飞行马赫数变化情况；
图6 为系统尾喷管可用压比随飞行马赫数变化情况；
图7为系统低压涡轮进口总温随飞行马赫数变化情况；
图8为本发明双模式变循环涡轮火箭发动机功能框图；
具体实施方式
本发明设计原理
1、本发明发动机加入火箭燃烧室的原因：原有的燃气涡轮发动机主燃烧室的工作状态受到发动机进口条件的直接约束，发动机循环加热量受到循环增压比和燃料使用的直接限制。本发明在原有主燃烧室基础上再加入一个独立的火箭燃烧室，由于火箭燃烧室并不使用进入发动机的空气作为氧化剂，所以其燃烧状态和循环加热量发动机进口气流状态变化的影响，即火箭燃烧室燃烧状态和发动机工作马赫数不再存在直接的约束关系。这一强约束关系的解耦，解决了高工作马赫数条件下传统燃气涡轮发动机循环加热量不足这一核心技术瓶颈，为实现发动机稳定工作并产生足够推力提供了可行的技术路径。
所述火箭燃烧室的燃烧状态不受空气影响的原因是：其采用通过控制火箭燃烧室C1中液氧-煤油燃烧系统的氧化剂和还原剂质量混合比，使共用低压涡轮A3进口总温维持在1200~1500K，以保证两种工作模式的共用低压涡轮A3进口总温相适应；由此看出，其燃烧室燃烧状态只是和液氧-煤油燃烧系统的氧化剂和还原剂质量混合比有关，和空气无关。所述燃气涡轮燃烧室的主燃烧室燃烧状态和空气有关的原因是：主燃烧室B4采用空气-煤油定压燃烧系统，其燃烧室燃烧状态和空气有关。
2、本发明设计难点：
由于发动机在传统燃烧室基础上加入了火箭燃烧室，所以两个燃烧室及其配套使用的叶轮机械系统存在采用并联结构布局或串联结构布局两种设计方案。所述并联结构布局就是主燃烧室及其配套使用的叶轮机械、和火箭燃烧室及其配套的叶轮机械分处两个不同的转动轴心，两个转动轴心并联排布。本发明两种方案（共用低压涡轮方案、冠生涡轮方案）的每个方案均采用两个燃烧室及其配套叶轮机械串联结构布局的设计方法。所述串联结构布局就是主燃烧室及其配套叶轮机械、和火箭燃烧室及其配套叶轮机械处于同一个转动轴心上。
a. 并联结构布局遇到“死重”的难点。采用并联结构布局的航空燃气涡轮发动机和空气涡轮火箭发动机对于匹配发动机使用的进排气系统的组合设计带来较大难度，而且难以解决不同工作速度域任一发动机不工作时带来的显著“死重”问题；
b．串联结构布局遇到热力循环设计需求不一致的难点。采用串联结构布局的航空燃气涡轮发动机和空气涡轮火箭发动机需要解决两种发动机在各自优势工作速度域内对发动机涵道比和增压比的热力循环关键设计参数需求不一致的问题；
对于两种方案每个方案中的混合排气涡轮风扇模式，为了使该工作模式可以实现加速到马赫数2.5且尽可能提升发动机在马赫数0~2.5之间的性能，发动机需要对其热力循环设计参数进行合理的折中设计。发动机将采用10~25左右的总增压比和0.5~1.5左右的总涵道比，使得发动机既能够在马赫数0~2.5之间产生足够的推力，又能实现较高的比冲以减小飞行加速过程中的燃油消耗量；同时，发动机转动轴的转速限制、热端部件的温度限制和压缩部件的气动稳定性限制也都能得到满足。
对于两种方案每个方案中的空气涡轮火箭模式，为了使发动机产生足够的推力、同时保持不至于过低的比冲，发动机的热力循环设计参数的选择与混合排气涡轮风扇模式有着显著的差异。采用5~8的总涵道比设计，一方面可以改善发动机的总余氧系数，提升二次燃烧的温度进而提升推力；另一方面可以有效提升发动机比冲，使飞行加速过程中的燃油消耗量尽可能减少。而采用3~6的总增压比设计，一方面可以减小涡轮输出功率的需求，使发动机可以采用更少级数的涡轮来驱动风扇压缩做功，有效减小发动机结构重量；另一方面可以降低火箭燃烧室的燃烧压力，降低火箭燃烧室和火箭推进剂供给系统的设计难度。
总之，两种方案各自两种模式发动机的压气机的增压能力和涵道比的需求存在较大差异，采用串联结构布局时需要解决这一难题。
2、本发明解决方案
本发明针对两种方案各自两种模式发动机的压气机的增压能力和涵道比的需求不一致问题，采用能够同时兼顾两种模式需求的内、外涵道设计方法。
1）对于共用低压涡轮方案的混合排气涡轮风扇模式如图1a，内涵道通过B1、B6同步打开，这样，处于内涵道D3中的高压压气机B2可以对气流进行再一次增压，使得在混合排气涡轮风扇模式下发动机总增压比更高，同时高压压气机B2具备更好的吸气能力，使得更多气流流入内涵道D3，发动机的总涵道比更小，更加符合混合排气涡轮风扇模式发动机性能较好的趋势；
2）对于共用低压涡轮方案的空气涡轮火箭模式，如图1e，把内涵道B1、B6同步关闭，气流在D1处被迫全部流入外涵道D2，通过控制火箭涵道D4的富燃燃气流量，使发动机总涵道比达到比较大的状态，同时由于内涵道D3关闭，高压压气机B2停止工作，风扇A1的增压能力较低，因此可以满足发动机低总增压比的需求。
3）对于共用低压涡轮方案的空气涡轮火箭模式如图1c，还需要解决两个系统共用低压涡轮会额外占用较多径向空间的问题。本发明采用级间射流支板，解决了传统方法两个系统共用低压涡轮会额外占用较多径向空间的问题。因为两种工作模式需要共用低压涡轮，因此火箭涵道需要在低压涡轮前汇入内涵道。如果采用正常的环形双层流道汇流设计，会额外占用较多径向空间。级间射流支板设计，充分利用了发动机支撑结构中的支板结构内部空间，将火箭涵道及其出口设计于支板中。通过增加高低压涡轮间支板的功能，尽可能控制发动机径向尺寸。
4）对于冠生涡轮方案的混合排气涡轮风扇模式，采用内涵道通过前模式选择阀门B1和后可变面积涵道调节机构D5相结合做同步做动，实现对常规高压核心机系统B和低压涡轮A3所在内涵道D3进行完全打开/关闭的控制，这样，处于内涵道D3中的高压压气机B2可以对气流进行再一次增压，使得在混合排气涡轮风扇模式下发动机总增压比更高，同时高压压气机B2具备更好的吸气能力，使得更多气流流入内涵道D3，发动机的总涵道比更小，更加符合混合排气涡轮风扇模式发动机性能较好的趋势；
5）对于冠生涡轮方案的空气涡轮火箭模式时，后可变面积涵道调节机构D5配合前模式选择阀门B1调节关闭常规高压核心机系统B和低压涡轮A3所在的内涵道D3。气流在D1处被迫全部流入外涵道D2，通过控制火箭涵道D4的富燃燃气流量，使发动机总涵道比达到比较大的状态，同时由于内涵道D3关闭了，高压压气机B2停止工作，风扇A1的增压能力较低，因此可以满足低总增压比的需求。
6）对于冠生涡轮方案的空气涡轮火箭模式，采用在低压涡轮A3叶冠上冠生涡轮系统A4的方法，降低了两个不同燃气发生器进行并联设计的难度，保持了发动机轴向布局紧凑，为缩短转动轴提升轴强度带来正收益；同时给发动机双工作模式之间的双向模式转换过程提供了较为显著的过程控制收益，使两种核心机的起动和关闭过程不造成低压轴转子的停转，为推力平稳的模式转换提供了可行性基础。
下面结合附图对本发明进一步解释：
一种双模式变循环涡轮火箭发动机如图1a、1b、图8所示，其特点是：该发动机设有两套相互独立的燃气发生器系统，一套是常规高压核心机系统B，另一套是火箭燃气发生器系统C；所述两套独立的燃气发生器系统共用一套低压转子系统A、分涵道流动系统D和复燃增推系统E，从而构成发动机的两种不同工作模式，该两种不同工作模式为：混合排气涡轮风扇模式和空气涡轮火箭模式，在常规高压核心机系统B工作时，发动机以混合排气涡轮风扇模式工作；在火箭燃气发生器系统C工作时，发动机以空气涡轮火箭模式工作；当飞行马赫数0.0~2.5的范围内时使用混合排气涡轮风扇模式工作，当飞行马赫数2.5~4.0的范围内使用空气涡轮火箭模式工作;
所述共用的低压转子系统A包括用于减少发动机径向尺寸和低压涡轮重量的共用低压涡轮方案如图1c所示、以及用于解耦低压涡轮气动设计的冠生涡轮方案如图1d所示；
当采用低压转子系统A的共用低压涡轮方案时，如图1c所示，常规高压核心机系统B和火箭燃气发生器系统C共用低压转子系统A的低压涡轮A3，该共用的低压涡轮A3在两种不同工作模式下均被两套燃气发生器各自的燃气驱动转动、接着依次带转低压转动轴A2和风扇A1，然后气流就会被风扇A1吸入到发动机中并被压缩；
补充说明1
共用低压涡轮方案如图2a、2b所示，当采用混合排气涡轮风扇模式时，如图2a，火箭燃气发生器系统C的火箭燃烧室C1关闭，常规高压核心机系统B的主燃烧室B4打开，当采用空气涡轮火箭模式时，如图2b，常规高压核心机系统B的主燃烧室B4关闭，火箭燃气发生器系统C的火箭燃烧室C1打开。
当采用低压转子系统A的冠生涡轮方案时，如图1d所示，常规高压核心机系统B的主燃烧室B4产生的燃气流吹动低压涡轮A3转动，该低压涡轮A3转动将同时带转冠生涡轮A4、低压转动轴A2和风扇A1；火箭燃气发生器系统C的火箭燃烧室C1产生的燃气流吹动冠生涡轮A4转动，该冠生涡轮A4转动将同时带转低压涡轮A3、低压转动轴A2和风扇A1。
补充说明2
冠生涡轮方案如图2c、2d所示，当采用混合排气涡轮风扇模式时，如图2c，火箭燃气发生器系统C的火箭燃烧室C1关闭，常规高压核心机系统B的主燃烧室B4打开；当采用空气涡轮火箭模式时，如图2d，常规高压核心机系统B的主燃烧室B4关闭，火箭燃气发生器系统C的火箭燃烧室C1打开。
进一步地，当采用低压转子系统A的共用低压涡轮方案时如图1c，所述低压转子系统A沿着发动机轴向前端设有风扇A1、中间设有低压转动轴A2、后端设有共用低压涡轮A3；该共用低压涡轮A3在两种不同工作模式下均被两种燃气发生器系统产生的燃气驱动、再依次带转低压转动轴A2和风扇A1转动，该风扇A1转动以后，气流就会被风扇A1吸入到发动机中并被压缩。
当采用低压转子系统A的冠生涡轮模式时，如图1d，所述低压转子系统其沿着发动机轴向前端设有风扇A1、中间设有低压转动轴A2、后端设有分处于上下两个独立涵道中的低压涡轮A3和冠生涡轮A4，其中，冠生涡轮A4动叶叶片位于低压涡轮A3动叶叶片叶冠上方，低压涡轮A3动叶叶片与冠生涡轮A4动叶叶片为一个整体；在低压涡轮A3动叶叶片叶冠边缘存在篦齿封严结构，使得低压涡轮所在涵道和冠生涡轮所在涵道的气流流动彼此独立; 当采用混合排气涡轮风扇模式时，主燃烧室B4的气流吹动低压涡轮A3，接着带转冠生涡轮A4、低压转动轴A2和风扇A1；当采用空气涡轮火箭模式，火箭燃烧室C1的气流吹动冠生涡轮A4，接着带转低压涡轮A3、低压转动轴A2和风扇A1。
进一步地，如图1c、1d所示，当采用低压转子系统A的共用低压涡轮方案或采用低压转子系统A的冠生涡轮方案时，所述常规高压核心机系统B包括高压压气机B2、高压转动轴B3、主燃烧室B4、高压涡轮B5；燃油和空气在所述主燃烧室B4中燃烧产生燃气驱动高压涡轮B5转动，高压涡轮B5转动带动高压转动轴B3和高压压气机B2共同转动，将空气流吸入高压压气机B2并进行增压；所述主燃烧室B4采用富氧的空气-煤油定压燃烧系统，主以保证在常规高压核心机系统B工作时，下游的双模式加力燃烧室E2有足够的氧气进行加力燃烧。
进一步地，当采用低压转子系统A的共用低压涡轮方案时，如图1c所示，所述常规高压核心机系统B在高压压气机B2进口设有一个可以主动调节开闭的前模式选择阀门B1，在高压涡轮B5出口设有一个同步于前模式选择阀门B1进行开闭的后模式选择阀门B6，通过同时关闭前模式选择阀门B1和后模式选择阀门B6可以将常规高压核心机系统B完全关闭；所述常规高压核心机系统B工作时，所述火箭燃气发生器系统C关闭、该常规高压核心机系统B的前模式选择阀门B1和后模式选择阀门B6打开，所述高压涡轮B5的气流流经所述后模式选择阀门B6后驱动共用低压涡轮A3转动、再带动前面的低压转动轴A2和风扇A1转动；
当采用低压转子系统A的冠生涡轮方案时，如图1d、1f所示，所述常规高压核心机系统B在内涵道进口设有一个可以主动调节开闭的前模式选择阀门B1，该阀门B1通过与后可变面积涵道调节机构D5的同步做动，能够实现对内涵道进行完全打开/关闭的控制。
进一步地，如图1c所示，当采用低压转子系统A的共用低压涡轮方案时，所述火箭燃气发生器系统C包括火箭燃烧室C1、火箭喷管C2、级间射流支板C3；
当采用低压转子系统A的冠生涡轮方案时，如图1d所示，所述火箭燃气发生器系统C包括火箭燃烧室C1、火箭喷管C2；
所述火箭燃烧室C1采用富燃的液氧-煤油定压燃烧系统，以控制燃烧室出口总温，同时可以保证在火箭燃气发生器系统C工作时，下游的双模式加力燃烧室E2能够不需要额外供给煤油即可完成加力燃烧；所述火箭喷管C2用于扩压和产生设定流速的富燃燃气流。
当采用低压转子系统A的共用低压涡轮方案时，如图1c，该推进剂在火箭燃烧室C1中燃烧产生富燃燃气，经由打开的级间射流支板C3进入共用低压涡轮A3，在流道内膨胀驱动共用低压涡轮A3做功，带转低压转动轴A2和风扇A1；该火箭燃气发生器系统C工作时，该常规高压核心机系统B关闭，风扇A1转动吸入的空气流全部进入分涵道流动系统D的外涵道D2；所述级间射流支板C3包括级间射流支板的射流出口，该射流出口同样设有能够主动控制开闭的机构，在火箭燃气发生器系统C不工作的时候，级间射流支板C3的射流出口关闭；
当采用低压转子系统A的冠生涡轮方案时，如图1d所示，火箭燃烧室C1燃烧产生富燃燃气，富燃燃气流入所述冠生涡轮A4膨胀做功，冠生涡轮A4带转低压转动轴A2和风扇A1，对吸入发动机的气流进行增压；该火箭燃气发生器系统C工作时，该常规高压核心机系统B关闭，风扇A1转动吸入的空气流全部进入分涵道流动系统D的外涵道D2；流经外涵道D2的空气气流和冠生涡轮A4出口的富燃燃气气流在混合器E1进行掺混；火箭燃气发生器系统C工作时，前模式选择阀门B1关闭，后可变面积涵道调节机构D5同步调节关闭内涵道D3，常规高压核心机系统B关闭。
进一步地，如图1e所示，当采用低压转子系统A的共用低压涡轮方案或采用低压转子系统A的冠生涡轮方案时，所述分涵道流动系统D包括三个不同的流道，分别是外涵道D2、内涵道D3和火箭涵道D4；该外涵道D2和内涵道D3由高压压气机进口前分流环D1处分流而成；该火箭涵道D4是火箭燃烧室产生的富燃燃气流所在流道；
当采用低压转子系统A的共用低压涡轮方案时，如图1e所示，该火箭涵道D4经过级间射流支板C3汇入内涵道D2，并最终进入复燃增推系统E的混合器E1；
当采用低压转子系统A的冠生涡轮模式时，如图1f，内涵道D3和火箭涵道D4独立流动，二者均经由后可变面积涵道调节机构D5最终流入混合器E1；所述后可变面积涵道调节机构 D5能够同时控制内涵道D3和火箭涵道D4的气流，使用混合排气涡轮风扇模式工作时，后可变面积涵道调节机构D5调节关闭冠生涡轮A4所在的火箭涵道D4；使用空气涡轮火箭模式时，后可变面积涵道调节机构D5配合前模式选择阀门B1调节关闭低压涡轮A3所在的内涵道D3。
进一步地，如图1e、1f所示，当采用低压转子系统A的共用低压涡轮方案或采用低压转子系统A的冠生涡轮方案时，所述复燃增推系统E包括混合器E1、双模式加力燃烧室E2、尾喷管E3；经过所述混合器E1掺混后的燃气流进入双模式加力燃烧室E2；在混合排气涡轮风扇模式，所述混合器E1出口燃气流为富氧燃气与空气的混合气流，所述双模式加力燃烧室E2将喷入煤油进行复燃燃烧；在空气涡轮火箭模式，所述混合器E1出口燃气流为富燃燃气与空气的混合气流，所述双模式加力燃烧室E2不额外喷入煤油，而是直接点燃该混合气流进行复燃燃烧；所述双模式加力燃烧室E2复燃燃烧后产生高温燃气进入几何可调节的收敛-扩张结构尾喷管E3膨胀加速，排出高温高速燃气流以产生推力。
当采用低压转子系统A的共用低压涡轮方案时，进入所述混合器E1的气流为流经外涵道D2的空气流和内涵道D3的燃气流。
当采用低压转子系统A的冠生涡轮方案时，如图1f所示，进入所述混合器E1的气流为流经外涵道D2、内涵道D3和火箭涵道D4的气流；使用混合排气涡轮风扇模式工作时，火箭涵道D4被后可变面积涵道调节机构D5关闭，进入混合器E1的气流为流经外涵道D2的空气流和流经内涵道D3的富氧燃气流；使用空气涡轮火箭模式工作时，内涵道D3被前模式选择阀门B1和后可变面积涵道调节机构D5关闭，进入混合器E1的气流为流经外涵道D2的空气流和流经火箭涵道D4的富燃燃气流。
进一步地，如图1c、1d所示，当采用低压转子系统A的共用低压涡轮方案或采用低压转子系统A的冠生涡轮方案时，所述主燃烧室B4采用空气-煤油定压燃烧系统，主燃烧室为富氧燃烧，以保证在常规燃气涡轮核心机工作时，下游的双模式加力燃烧室E2有足够的氧气进行燃烧；所述火箭燃烧室C1采用液氧-煤油定压燃烧系统，为了控制火箭燃烧室出口总温，火箭燃烧室C1采用富燃燃烧，同时可以保证在火箭燃气发生器系统C工作时，下游的双模式加力燃烧室E2可以不需要额外供给煤油即可完成燃烧。
进一步地，如图1e、1f所示，当采用低压转子系统A的共用低压涡轮方案或采用低压转子系统A的冠生涡轮方案时，该双模式加力燃烧室E2存在两种工作模式：当发动机工作在混合排气涡轮风扇模式时，该双模式加力燃烧室E2能够主动控制喷油量来选择进行或不进行复燃加力燃烧：当发动机工作在空气涡轮火箭模式时，该双模式加力燃烧室E2不再进行喷油，仅通过点火和稳焰实现二次燃烧。
进一步地，当采用低压转子系统A的共享涡轮模式时，所述混合排气涡轮风扇模式采用几何不可调的风扇设计，通过在混合排气涡轮风扇模式调节主燃烧室B4燃油流量和在空气涡轮火箭模式调节尾喷管E3喉道面积，在马赫数 0.0~4.0速度域内控制低压转子系统A的物理转速以控制发动机的空气流量和推力；在风扇A1特性图上，风扇A1工作点随飞行马赫数增大而不断移向低换算转速区域，风扇的换算流量、增压比和效率均减小。
实施例一：两种模式的实验效果
本发明加入火箭燃烧室使得推力上升的效果如图3、图4所示，图3展示了当马赫数大于2.5时，火箭的大幅度推力上升，图4展示了当马赫数大于2.5时，火箭的比冲有所下降，从这两张图对比来看，当马赫数大于2.5时，虽然火箭燃烧室的比冲有所下降也就是燃油的单位推力下降，或者同等推力耗费的燃油有所增加，但是火箭的推力大幅度上升。而当马赫数小于2.5时采用混合排气涡轮风扇模式，此时B系统燃烧室产生的推力随着马赫数增大而逐渐减小，在即将到达马赫数2.5时呈现迅速下降的趋势，而当马赫数大于2.5时采用基于火箭燃烧室的空气涡轮火箭模式，此时C系统产生的推力逐渐上升，并不因为马赫数的增加而减弱。
本发明加入火箭燃烧室，使得进口流量上升的效果如图5所示，马赫数小于2,5时，由于采用传统燃气涡轮燃烧室，其主燃烧室温度越高，换算转速反而越低，换算转速越低则其允许通过气流的能力就越差，也就是进口流量就越低。当马赫数大于2,5时，由于火箭燃烧室的进口流量不受气流影响，只是和燃烧材料有关，因此当马赫数大于2,5时，进口流量呈现上升趋势。由于进口流量上升，发动机工作效率提高，发动机转速就提高，推力就增大。推力增大的效果如图3所示。
本发明加入火箭燃烧室低压涡轮进口总温度并不会随着马赫数上升的效果如图7所示，当小于马赫数2.5时，B系统的低压涡轮进口总温度和马赫数成正比上升，当大于马赫数2.5时，C系统的低压涡轮进口总温度恒定不变，和马赫数不成正比。
实施例二
本发明基于低压转子系统A的共用低压涡轮方案，设计了一种共用低压涡轮的发动机推力随飞行马赫数变化的方法，其特点是：
步骤一、在飞行马赫数0.0~2.5的范围内使用混合排气涡轮风扇模式工作；
步骤二、在飞行马赫数2.5~4.0的范围内使用空气涡轮火箭模式工作；
步骤三、发动机由飞行马赫数2.5以下加速至飞行马赫数2.5以上时由混合排气涡轮风扇模式转换到空气涡轮火箭模式，由飞行马赫数2.5以上减速至飞行马赫数2.5以下时由空气涡轮火箭模式转换到混合排气涡轮风扇模式。
进一步地，所述步骤一的发动机由空气涡轮火箭模式转换到混合排气涡轮风扇模式，具体过程如下：
1）发动机同步打开前模式选择阀门B1和后模式选择阀门B6;
2) 常规高压核心机系统B进入风车状态，转速提高；
3) 在常规高压核心机系统B转速达到点火临界值后，主燃烧室B4点火，火箭燃烧室C1逐渐节流；
4) 在常规高压核心机系统B转速达到独立工作临界值后，火箭燃烧室C1关闭，级间射流支板C3关闭，双模式加力燃烧室E2熄火，至此发动机完成由空气涡轮火箭模式到混合排气涡轮风扇模式的模式转换。
进一步地，所述步骤二的由混合排气涡轮风扇模式转换到空气涡轮火箭模式，具体过程如下：
1）同步关闭所述前模式选择阀门B1和后模式选择阀门B6，同时火箭燃烧室C1开始点火并逐渐产生富燃燃气;
2）级间射流支板C3打开；
3）双模式加力燃烧室E2逐渐减小供油以控制发动机总余气系数；
4）当火箭燃烧室C1产生的富燃燃气质量流量达到一定水平后，同时切断火箭燃烧室C1和双模式加力燃烧室E2的供油；
5）逐渐同步关闭前模式选择阀门B1和后模式选择阀门B6直至完全关闭常规高压核心机系统B，至此发动机完成由混合排气涡轮风扇模式到空气涡轮火箭模式的模式转换。
进一步地，当发动机在飞行马赫数0.0~2.5的范围内使用混合排气涡轮风扇模式工作时，在马赫数 0.0~2.5速度域内推力和比冲特征达到设定值；当发动机在飞行马赫数2.5~4.0的范围内使用空气涡轮火箭模式工作时，发动机稳态推力出现陡升式增大，发动机比冲则由于火箭发动机的使用而出现陡降式减小。
实施例三
本发明基于低压转子系统A的冠生涡轮方案，设计了一种基于冠生涡轮的发动机推力随飞行马赫数变化的方法，其特点是：
步骤一、在飞行马赫数0.0~2.5的范围内使用混合排气涡轮风扇模式工作；
步骤二、在飞行马赫数2.5~4.0的范围内使用空气涡轮火箭模式工作；
步骤三、发动机由飞行马赫数2.5以下加速至飞行马赫数2.5以上时，由混合排气涡轮风扇模式转换到空气涡轮火箭模式，由飞行马赫数2.5以上减速至飞行马赫数2.5以下时由空气涡轮火箭模式转换到混合排气涡轮风扇模式。
所述由空气涡轮火箭模式转换到混合排气涡轮风扇模式，具体过程如下：
1）发动机先逐渐打开前模式选择阀门B1；
2）后可变面积涵道调节机构D5逐渐外扩；
3) 常规高压核心机系统B进入风车状态，转速逐渐提高；
4) 在高压压气机B2转速达到点火临界值后，主燃烧室B4点火，同时火箭燃气发生器系统C逐渐节流，低压涡轮A3和冠生涡轮A4共同驱动风扇A1转动；
5) 在高压压气机B2转速达到独立工作临界值后，火箭燃烧室C1完全熄火，低压涡轮A3单独驱动风扇A1转动，双模式加力燃烧室E2完全熄火；
6) 继续调节后可变面积涵道调节机构D5外扩直至完全关闭火箭涵道（D4），至此发动机完成由空气涡轮火箭模式到混合排气涡轮风扇模式的模式转换。
所述由混合排气涡轮风扇模式转换到空气涡轮火箭模式，具体过程如下：
1）发动机先逐渐关小前模式选择阀门B1；
2）后可变面积涵道调节机构D5逐渐内收打开火箭涵道D4；
3）火箭燃烧室C1开始点火并逐渐产生富燃燃气，冠生涡轮A4与低压涡轮（A3）同时驱动风扇A1；双模式加力燃烧室E2逐渐减小煤油供给量以控制发动机总余氧系数；
4）等到火箭燃烧室C1产生的富油燃气质量流量达到临界值后，切断主燃烧室B4和双模式加力燃烧室E2的煤油供给，;
5）继续同步调节前模式选择阀门B1和后可变面积涵道调节机构D5内收直至完全关闭内涵道D3，常规高压核心机系统B逐渐减速并停止工作，至此发动机完成由混合排气涡轮风扇模式到空气涡轮火箭模式的模式转换。
当发动机在飞行马赫数0.0~2.5的范围内使用混合排气涡轮风扇模式工作时，在马赫数 0.0~2.5速度域内推力和比冲特征达到设定值；当发动机在飞行马赫数2.5~4.0的范围内使用空气涡轮火箭模式工作时，发动机稳态推力出现陡升式增大，发动机比冲则由于火箭发动机的使用而出现陡降式减小。
需要强调的是，上述具体实施例仅仅是对本发明的解释，其并不是对本发明的限制，本领域技术人员在阅读完本说明书后可以根据需要对上述实施例做出没有创造性贡献的修改，但只要在本发明的权利要求范围内都受到专利法的保护。
Claims (10)
1.一种双模式变循环涡轮火箭发动机，其特征在于：该发动机设有两套相互独立的燃气发生器系统，一套是常规高压核心机系统(B)，另一套是火箭燃气发生器系统(C)；所述两套独立的燃气发生器系统共用一套低压转子系统(A)、分涵道流动系统(D)和复燃增推系统(E)，从而构成发动机的两种不同工作模式，该两种不同工作模式为：混合排气涡轮风扇模式和空气涡轮火箭模式，在常规高压核心机系统(B)工作时，发动机以混合排气涡轮风扇模式工作；在火箭燃气发生器系统(C)工作时，发动机以空气涡轮火箭模式工作；当飞行马赫数0.0～2.5的范围内时使用混合排气涡轮风扇模式工作，当飞行马赫数2.5～4.0的范围内使用空气涡轮火箭模式工作；
所述共用的低压转子系统(A)包括用于减少发动机径向尺寸和低压涡轮重量的共用低压涡轮方案、以及用于解耦低压涡轮气动设计的冠生涡轮方案；
当采用低压转子系统(A)的共用低压涡轮方案时，常规高压核心机系统(B)和火箭燃气发生器系统(C)共用低压转子系统(A)的低压涡轮(A3)，该共用的低压涡轮(A3)在两种不同工作模式下均被两套燃气发生器各自的燃气驱动转动、接着依次带转低压转动轴(A2)和风扇(A1)，然后气流就会被风扇(A1)吸入到发动机中并被压缩；
当采用低压转子系统(A)的冠生涡轮方案时，常规高压核心机系统(B)的主燃烧室(B4)产生的燃气流吹动低压涡轮(A3)转动，该低压涡轮(A3)转动将同时带转冠生涡轮(A4)、低压转动轴(A2)和风扇(A1)；火箭燃气发生器系统(C)的火箭燃烧室(C1)产生的燃气流吹动冠生涡轮(A4)转动，该冠生涡轮(A4)转动将同时带转低压涡轮(A3)、低压转动轴(A2)和风扇(A1)。
2.根据权利要求1所述一种双模式变循环涡轮火箭发动机，其特征在于：
当采用低压转子系统(A)的共用低压涡轮方案时，所述低压转子系统(A)沿着发动机轴向前端设有风扇(A1)、中间设有低压转动轴(A2)、后端设有共用低压涡轮(A3)；该共用低压涡轮(A3)在两种不同工作模式下均被两种燃气发生器系统产生的燃气驱动、再依次带转低压转动轴(A2)和风扇(A1)转动，该风扇(A1)转动以后，气流就会被风扇(A1)吸入到发动机中并被压缩。
当采用低压转子系统(A)的冠生涡轮模式时，所述低压转子系统其沿着发动机轴向前端设有风扇(A1)、中间设有低压转动轴(A2)、后端设有分处于上下两个独立涵道中的低压涡轮(A3)和冠生涡轮(A4)，其中，冠生涡轮(A4)动叶叶片位于低压涡轮(A3)动叶叶片叶冠上方，低压涡轮(A3)动叶叶片与冠生涡轮(A4)动叶叶片为一个整体；在低压涡轮(A3)动叶叶片叶冠边缘存在篦齿封严结构，使得低压涡轮所在涵道和冠生涡轮所在涵道的气流流动彼此独立；当采用混合排气涡轮风扇模式时，主燃烧室(B4)的气流吹动低压涡轮(A3)，接着带转冠生涡轮(A4)、低压转动轴(A2)和风扇(A1)；当采用空气涡轮火箭模式，火箭燃烧室(C1)的气流吹动冠生涡轮(A4)，接着带转低压涡轮(A3)、低压转动轴(A2)和风扇(A1)。
3.根据权利要求1所述一种双模式变循环涡轮火箭发动机，其特征在于：
当采用低压转子系统(A)的共用低压涡轮方案或采用低压转子系统(A)的冠生涡轮方案时，所述常规高压核心机系统(B)包括高压压气机(B2)、高压转动轴(B3)、主燃烧室(B4)、高压涡轮(B5)；燃油和空气在所述主燃烧室(B4)中燃烧产生燃气驱动高压涡轮(B5)转动，高压涡轮(B5)转动带动高压转动轴(B3)和高压压气机(B2)共同转动，将空气流吸入高压压气机(B2)并进行增压；所述主燃烧室(B4)采用富氧的空气-煤油定压燃烧系统，主以保证在常规高压核心机系统(B)工作时，下游的双模式加力燃烧室(E2)有足够的氧气进行加力燃烧。
4.根据权利要求3所述一种双模式变循环涡轮火箭发动机，其特征在于：
当采用低压转子系统(A)的共用低压涡轮方案时，所述常规高压核心机系统(B)在高压压气机(B2)进口设有一个可以主动调节开闭的前模式选择阀门(B1)，在高压涡轮(B5)出口设有一个同步于前模式选择阀门(B1)进行开闭的后模式选择阀门(B6)，通过同时关闭前模式选择阀门(B1)和后模式选择阀门(B6)可以将常规高压核心机系统(B)完全关闭；所述常规高压核心机系统(B)工作时，所述火箭燃气发生器系统(C)关闭、该常规高压核心机系统(B)的前模式选择阀门(B1)和后模式选择阀门(B6)打开，所述高压涡轮(B5)的气流流经所述后模式选择阀门(B6)后驱动共用低压涡轮(A3)转动、再带动前面的低压转动轴(A2)和风扇(A1)转动；
当采用低压转子系统(A)的冠生涡轮方案时，所述常规高压核心机系统(B)在内涵道进口设有一个可以主动调节开闭的前模式选择阀门(B1)，该阀门(B1)通过与后可变面积涵道调节机构(D5)的同步做动，能够实现对内涵道进行完全打开/关闭的控制。
5.根据权利要求1所述一种双模式变循环涡轮火箭发动机，其特征在于：
当采用低压转子系统(A)的共用低压涡轮方案时，所述火箭燃气发生器系统(C)包括火箭燃烧室(C1)、火箭喷管(C2)、级间射流支板(C3)；
当采用低压转子系统(A)的冠生涡轮方案时，所述火箭燃气发生器系统(C)包括火箭燃烧室(C1)、火箭喷管(C2)；
所述火箭燃烧室(C1)采用富燃的液氧-煤油定压燃烧系统，以控制燃烧室出口总温，同时可以保证在火箭燃气发生器系统(C)工作时，下游的双模式加力燃烧室(E2)能够不需要额外供给煤油即可完成加力燃烧；所述火箭喷管(C2)用于扩压和产生设定流速的富燃燃气流。
当采用低压转子系统(A)的共用低压涡轮方案时，该推进剂在火箭燃烧室(C1)中燃烧产生富燃燃气，经由打开的级间射流支板(C3)进入共用低压涡轮(A3)，在流道内膨胀驱动共用低压涡轮(A3)做功，带转低压转动轴(A2)和风扇(A1)；该火箭燃气发生器系统(C)工作时，该常规高压核心机系统(B)关闭，风扇(A1)转动吸入的空气流全部进入分涵道流动系统(D)的外涵道(D2)；所述级间射流支板(C3)包括级间射流支板的射流出口，该射流出口同样设有能够主动控制开闭的机构，在火箭燃气发生器系统(C)不工作的时候，级间射流支板(C3)的射流出口关闭；
当采用低压转子系统(A)的冠生涡轮方案时，火箭燃烧室(C1)燃烧产生富燃燃气，富燃燃气流入所述冠生涡轮(A4)膨胀做功，冠生涡轮(A4)带转低压转动轴(A2)和风扇(A1)，对吸入发动机的气流进行增压；该火箭燃气发生器系统(C)工作时，该常规高压核心机系统(B)关闭，风扇(A1)转动吸入的空气流全部进入分涵道流动系统(D)的外涵道(D2)；流经外涵道(D2)的空气气流和冠生涡轮(A4)出口的富燃燃气气流在混合器(E1)进行掺混；火箭燃气发生器系统(C)工作时，前模式选择阀门(B1)关闭，后可变面积涵道调节机构(D5)同步调节关闭内涵道(D3)，常规高压核心机系统(B)关闭。
6.根据权利要求1所述一种双模式变循环涡轮火箭发动机，其特征在于：
当采用低压转子系统(A)的共用低压涡轮方案或采用低压转子系统(A)的冠生涡轮方案时，所述分涵道流动系统(D)包括三个不同的流道，分别是外涵道(D2)、内涵道(D3)和火箭涵道(D4)；该外涵道(D2)和内涵道(D3)由高压压气机进口前分流环(D1)处分流而成；该火箭涵道(D4)是火箭燃烧室产生的富燃燃气流所在流道；
当采用低压转子系统(A)的共用低压涡轮方案时，该火箭涵道(D4)经过级间射流支板(C3)汇入内涵道(D2)，并最终进入复燃增推系统(E)的混合器(E1)；
当采用低压转子系统(A)的冠生涡轮模式时，内涵道(D3)和火箭涵道(D4)独立流动，二者均经由后可变面积涵道调节机构(D5)最终流入混合器(E1)；所述后可变面积涵道调节机构(D5)能够同时控制内涵道(D3)和火箭涵道(D4)的气流，使用混合排气涡轮风扇模式工作时，后可变面积涵道调节机构(D5)调节关闭冠生涡轮(A4)所在的火箭涵道(D4)；使用空气涡轮火箭模式时，后可变面积涵道调节机构(D5)配合前模式选择阀门(B1)调节关闭低压涡轮(A3)所在的内涵道(D3)。
7.根据权利要求1所述一种双模式变循环涡轮火箭发动机，其特征在于：
当采用低压转子系统(A)的共用低压涡轮方案或采用低压转子系统(A)的冠生涡轮方案时，所述复燃增推系统(E)包括混合器(E1)、双模式加力燃烧室(E2)、尾喷管(E3)；经过所述混合器(E1)掺混后的燃气流进入双模式加力燃烧室(E2)；在混合排气涡轮风扇模式，所述混合器(E1)出口燃气流为富氧燃气与空气的混合气流，所述双模式加力燃烧室(E2)将喷入煤油进行复燃燃烧；在空气涡轮火箭模式，所述混合器(E1)出口燃气流为富燃燃气与空气的混合气流，所述双模式加力燃烧室(E2)不额外喷入煤油，而是直接点燃该混合气流进行复燃燃烧；所述双模式加力燃烧室(E2)复燃燃烧后产生高温燃气进入几何可调节的收敛-扩张结构尾喷管(E3)膨胀加速，排出高温高速燃气流以产生推力。
当采用低压转子系统(A)的共用低压涡轮方案时，进入所述混合器(E1)的气流为流经外涵道(D2)的空气流和内涵道(D3)的燃气流。
当采用低压转子系统(A)的冠生涡轮方案时，进入所述混合器(E1)的气流为流经外涵道(D2)、内涵道(D3)和火箭涵道(D4)的气流；使用混合排气涡轮风扇模式工作时，火箭涵道(D4)被后可变面积涵道调节机构(D5)关闭，进入混合器(E1)的气流为流经外涵道(D2)的空气流和流经内涵道(D3)的富氧燃气流；使用空气涡轮火箭模式工作时，内涵道(D3)被前模式选择阀门(B1)和后可变面积涵道调节机构(D5)关闭，进入混合器(E1)的气流为流经外涵道(D2)的空气流和流经火箭涵道(D4)的富燃燃气流。
8.根据权利要求1所述一种双模式变循环涡轮火箭发动机，其特征在于：当采用低压转子系统(A)的共用低压涡轮方案或采用低压转子系统(A)的冠生涡轮方案时，所述主燃烧室(B4)采用空气-煤油定压燃烧系统，主燃烧室为富氧燃烧，以保证在常规燃气涡轮核心机工作时，下游的双模式加力燃烧室(E2)有足够的氧气进行燃烧；所述火箭燃烧室(C1)采用液氧-煤油定压燃烧系统，为了控制火箭燃烧室出口总温，火箭燃烧室(C1)采用富燃燃烧，同时可以保证在火箭燃气发生器系统(C)工作时，下游的双模式加力燃烧室(E2)可以不需要额外供给煤油即可完成燃烧。
9.根据权利要求1所述一种双模式变循环涡轮火箭发动机，其特征在于：当采用低压转子系统(A)的共用低压涡轮方案或采用低压转子系统(A)的冠生涡轮方案时，该双模式加力燃烧室(E2)存在两种工作模式：当发动机工作在混合排气涡轮风扇模式时，该双模式加力燃烧室(E2)能够主动控制喷油量来选择进行或不进行复燃加力燃烧：当发动机工作在空气涡轮火箭模式时，该双模式加力燃烧室(E2)不再进行喷油，仅通过点火和稳焰实现二次燃烧。
10.根据权利要求1所述一种双模式变循环涡轮火箭发动机，其特征在于：
当采用低压转子系统(A)的共享涡轮模式时，所述混合排气涡轮风扇模式采用几何不可调的风扇设计，通过在混合排气涡轮风扇模式调节主燃烧室(B4)燃油流量和在空气涡轮火箭模式调节尾喷管(E3)喉道面积，在Ma 0.0～4.0速度域内控制低压转子系统(A)的物理转速以控制发动机的空气流量和推力；在风扇(A1)特性图上，风扇(A1)工作点随飞行马赫数增大而不断移向低换算转速区域，风扇的换算流量、增压比和效率均减小。
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| CN114776473A (zh) * | 2021-06-07 | 2022-07-22 | 北京航空航天大学 | 一种基于多涵道进气级间燃烧室的变循环发动机构型 |
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2022
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