CN116517724A - 一种双连续爆轰模态涡轮基组合循环发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种双连续爆轰模态涡轮基组合循环发动机，该发动机包括发动机外壳、中心体、圆筒形壳体、环形调节器以及核心机；中心体与发动机外壳的前端部之间形成变截面进气道；核心机包括依次相连的压气机、涡轮式连续爆轰发动机燃烧室和涡轮机；环形调节器将发动机外壳与中心体之间的环形腔体分隔为冲压爆轰流道和涡轮爆轰流道，用于调节涵道比以改变工作模态；在圆筒形壳体、发动机外壳以及环形调节器之间形成冲压式连续爆轰发动机燃烧室；圆筒形壳体与旋转轴之间形成涡轮式连续爆轰发动机燃烧室。上述发动机将低马赫数下的涡轮式爆轰发动机和高马赫数下的冲压式爆轰发动机进行组合，可以实现不同的工作模态，拓宽了发动机飞行速域。

Description

一种双连续爆轰模态涡轮基组合循环发动机

技术领域

本发明涉及航空航天发动机结构设计技术领域，具体涉及一种双连续爆轰模态涡轮基组合循环发动机。

背景技术

传统的化学喷气推进发动机，无论是燃气涡轮发动机、火箭发动机，还是冲压发动机都是采用爆燃这种循环方式实现化学能向热能的转换。爆燃是由扩散现象主导的化学反应放热过程，因此较小的组分扩散速度和热扩散速度决定了其缓燃波传播速度比较低，一般是米每秒的量级，并且这种等压放热过程熵增大、热效率不高。经过多年发展，大幅度提高基于爆燃喷气推进系统的推进性能面临瓶颈问题，而采用爆轰这种新的能量释放方式将有望解决这一问题。爆轰波的传播速度一般在千米每秒的量级，其接近等容放热，因此熵增小、热效率高，并且具备自增压优势。

连续爆轰发动机具有结构简单、体积小、燃烧速度快、易控制、自压缩、效率高、比冲大、推力大幅可调、可多次熄火点火等特点，可以用较少的燃料提供更快、更远的动力。目前被广泛关注的有连续爆轰火箭发动机、连续爆轰冲压发动机和连续爆轰涡轮发动机；然而传统的爆轰发动机运行模式单一，在宽飞行马赫数下无法发挥最佳性能，如涡轮/冲压式爆轰发动机虽比冲较高，但对来流状态要求较为严苛，两者的工作速域都较为狭窄。因此，一种双连续爆轰模态涡轮基组合循环发动机原型机被提出并设计出来。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种双连续爆轰模态涡轮基组合循环发动机，该发动机将低马赫数下的涡轮式爆轰发动机和高马赫数下的冲压式爆轰发动机进行组合，可以实现不同的工作模态，既拓宽了发动机飞行速域(0～8Ma)，又可以使发动机在全流域内高效工作，能够解决传统涡轮基组合循环发动机在过渡区间(2～3Ma)存在的“推力陷阱”难题。

本发明采用以下具体技术方案：

一种双连续爆轰模态涡轮基组合循环发动机，该发动机呈轴对称结构，并包括发动机外壳、中心体、圆筒形壳体、环形调节器以及核心机；

所述中心体与所述发动机外壳同轴设置，前端部伸出于所述发动机外壳外部，后端部位于所述发动机外壳内且与所述发动机外壳固定连接；所述中心体与所述发动机外壳的前端部之间形成变截面进气道；

所述发动机外壳具有与所述变截面进气道相邻接的隔离段以及与所述隔离段相邻接的扩张段；沿所述发动机外壳的轴向，所述隔离段的内径逐渐变小，所述扩张段的内径快速变大；

所述圆筒形壳体同轴设置于所述发动机外壳内，并与所述中心体沿轴向相对间隔设置；所述圆筒形壳体内同轴设置有所述核心机和塞式喷管；所述核心机包括从所述中心体朝向所述圆筒形壳体方向依次相连的压气机、涡轮式连续爆轰发动机燃烧室和涡轮机；

所述环形调节器能够轴向移动地套设于所述圆筒形壳体的外壁面，前端部位于所述中心体与所述发动机外壳之间；所述环形调节器将所述发动机外壳与所述中心体之间的环形腔体分隔为冲压爆轰流道和涡轮爆轰流道，冲压爆轰流道形成于所述环形调节器与所述发动机外壳之间，涡轮爆轰流道形成于所述环形调节器、所述中心体、所述压气机以及所述圆筒形壳体之间；所述环形调节器用于通过轴向移动调节涵道比以改变工作模态；所述涵道比为冲压爆轰流道与涡轮爆轰流道的空气流量比值；

在所述圆筒形壳体、所述发动机外壳以及所述环形调节器之间形成与冲压爆轰流道连通的冲压式连续爆轰发动机燃烧室；在所述发动机外壳的扩张段沿周向分布有与所述冲压式连续爆轰发动机燃烧室连通的多个冲压流道燃料喷注孔；

所述圆筒形壳体与所述旋转轴之间形成涡轮式连续爆轰发动机燃烧室；所述圆筒形壳体沿周向布设有位于所述涡轮式连续爆轰发动机燃烧室内的多个涡轮流道燃料喷注孔；所述涡轮流道燃料喷注孔与涡轮式连续爆轰发动机燃料储箱相连通；

所述圆筒形壳体的后端部与所述发动机外壳的后端部之间形成与所述冲压式连续爆轰发动机燃烧室连通的冲压式爆轰发动机尾喷管；

所述圆筒形壳体的后端部与所述塞式喷管之间形成与所述涡轮式连续爆轰发动机燃烧室连通的涡轮式爆轰发动机尾喷管。

更进一步地，还包括可伸缩的外唇罩；

所述外唇罩固定安装于所述发动机外壳的前端部，用于通过所述外唇罩的伸缩调节所述变截面进气道。

更进一步地，所述发动机外壳的后端部连接有尾喷管可变结构；

当发动机进入超燃冲压工作模态时，所述尾喷管可变结构由拉瓦尔喷管调整为扩张喷管。

更进一步地，沿所述发动机外壳的轴向，在所述发动机外壳的扩张段设置有多排间隔分布的所述冲压流道燃料喷注孔，在所述圆筒形壳体设置有多排间隔分布的所述涡轮流道燃料喷注孔。

更进一步地，多个所述冲压流道燃料喷注孔沿周向均匀分布；

多个所述涡轮流道燃料喷注孔沿周向均匀分布。

更进一步地，所述中心体的前端部为锥形结构，后端部为半径逐渐减小的圆台形结构。

有益效果：

1、本发明的双连续爆轰模态涡轮基组合循环发动机设置有冲压式连续爆轰发动机燃烧室和涡轮式连续爆轰发动机燃烧室，融合了涡轮式连续爆轰发动机和冲压式连续爆轰发动机的优势，在0～8Ma范围内可通过多种工作模态提供动力，既能从地面零速启动，又能实现高超速飞行，拓宽了发动机飞行速域，克服了单一动力飞行器工作速域较为狭窄的缺陷，并且上述双连续爆轰模态涡轮基组合循环发动机在全流域内均能实现高效稳定工作；上述发动机在从静止到高超声速范围内均能胜任空天飞行任务，且兼具水平起降、天地往返和灵活便捷等特点，具有较高的应用价值，能为航空航天组合循环推进系统的研究和发展提供技术路线。

2、本发明的双连续爆轰模态涡轮基组合循环发动机采用多种可变结构，包括轴向移动的环形调节器、可伸缩的外唇罩以及尾喷管可变结构，保证了发动机各模态转换过程中的平稳过渡；此外，冲压爆轰流道内布设多排冲压流道燃料喷注孔，各模态通过采用不同的燃料喷注策略可以调整来流空气与液体燃料的掺混距离，进而保证冲压式连续爆轰发动机高效工作。

3、本发明针对传统涡轮基组合循环发动机在2-3Ma范围内面临的“推力陷阱”难题，通过由涡轮式连续爆轰发动机和冲压式连续爆轰发动机共同提供推力，结合双爆轰的优势，解决了传统涡轮基组合循环发动机在过渡区间(2～3Ma)存在的“推力陷阱”难题。

附图说明

图1为本发明双连续爆轰模态涡轮基组合循环发动机的整体结构示意图；

图2为图1中双连续爆轰模态涡轮基组合循环发动机的剖视图。

其中，1-中心体；2-变截面进气道；3-隔离段；4-环形调节器；5-冲压流道燃料喷注孔；6-冲压式连续爆轰发动机燃烧室；7-发动机外壳；8-冲压式爆轰发动机尾喷管；9-涡轮爆轰流道；10-圆筒形壳体；11-涡轮流道燃料喷注孔；12-涡轮式连续爆轰发动机燃烧室；13-压气机；14-旋转轴；15-涡轮机；16-塞式喷管；17-外唇罩；18-连接轴；19-连接部；20-涡轮式连续爆轰发动机燃料储箱，21-扩张段。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

本发明实施例提供了一种双连续爆轰模态涡轮基组合循环发动机，如图1和图2结构所示，该发动机呈轴对称结构，并包括发动机外壳7、中心体1、圆筒形壳体10、环形调节器4以及核心机；在本实施例中，以图2中左侧为前端，右侧为后端；

中心体1与发动机外壳7同轴设置，前端部伸出于发动机外壳7外部，后端部位于发动机外壳7内且与发动机外壳7固定连接；中心体1可以通过外周侧的连接轴18与发动机外壳7固定连接；中心体1与发动机外壳7的前端部之间形成变截面进气道2；中心体1的前端部为锥形结构，后端部为半径逐渐减小的圆台形结构；

发动机外壳7具有与变截面进气道2相邻接的隔离段3以及与隔离段3相邻接的扩张段21；沿发动机外壳7的轴向，从发动机外壳7的前端到后端，隔离段3的内径逐渐变小，扩张段21的内径快速变大；

圆筒形壳体10同轴设置于发动机外壳7内，并与中心体1沿轴向相对间隔设置；圆筒形壳体10通过外周侧的连接部19与发动机外壳7固定连接，并在连接部19内形成涡轮式连续爆轰发动机燃料储箱20；圆筒形壳体10内同轴设置有核心机和塞式喷管16；核心机包括从中心体1朝向圆筒形壳体10方向依次相连的压机机13、涡轮式连续爆轰发动机燃烧室12和涡轮机15；压气机13外周面与圆筒形壳体10的内周面配合；旋转轴14的外径小于圆筒形壳体10的内径，从而在旋转轴14的外周面与圆筒形壳体10的内周面之间形成空腔，即，涡轮式连续爆轰发动机燃烧室12；

环形调节器4能够轴向移动地套设于圆筒形壳体10的外壁面，前端部位于中心体1与发动机外壳7之间；环形调节器4将发动机外壳7与中心体1之间的环形腔体分隔为冲压爆轰流道和涡轮爆轰流道9，冲压爆轰流道形成于环形调节器4与发动机外壳7之间，涡轮爆轰流道9形成于环形调节器4、中心体1、压气机13以及圆筒形壳体10之间；环形调节器4用于通过轴向移动调节涵道比以改变工作模态；涵道比为冲压爆轰流道与涡轮爆轰流道9的空气流量比值；

在圆筒形壳体10、发动机外壳7以及环形调节器4之间形成与冲压爆轰流道连通的冲压式连续爆轰发动机燃烧室6；在发动机外壳7的扩张段21沿周向分布有与冲压式连续爆轰发动机燃烧室6连通的多个冲压流道燃料喷注孔5；沿发动机外壳7的轴向，在发动机外壳7的扩张段21设置有多排间隔分布的冲压流道燃料喷注孔5，多个冲压流道燃料喷注孔5沿周向均匀分布；冲压流道燃料喷注孔5与外部的燃料储箱连通；

圆筒形壳体10与旋转轴14之间形成涡轮式连续爆轰发动机燃烧室12；圆筒形壳体10沿周向布设有位于涡轮式连续爆轰发动机燃烧室12内的多个涡轮流道燃料喷注孔11；涡轮流道燃料喷注孔11与涡轮式连续爆轰发动机燃料储箱20相连通，涡轮式连续爆轰发动机燃料储箱20再与外部的燃料储箱连通；沿发动机外壳7的轴向，在圆筒形壳体10设置有多排间隔分布的涡轮流道燃料喷注孔11，多个涡轮流道燃料喷注孔11沿周向均匀分布；

圆筒形壳体10的后端部与发动机外壳7的后端部之间形成与冲压式连续爆轰发动机燃烧室6连通的冲压式爆轰发动机尾喷管8；

圆筒形壳体10的后端部与塞式喷管16之间形成与涡轮式连续爆轰发动机燃烧室12连通的涡轮式爆轰发动机尾喷管。

一种具体的实施方式中，如图2所示，上述双连续爆轰模态涡轮基组合循环发动机还包括可伸缩的外唇罩17；外唇罩17固定安装于发动机外壳7的前端部，用于通过外唇罩17的伸缩调节变截面进气道2。

更进一步地，发动机外壳7的后端部连接有尾喷管可变结构；

当发动机进入超燃冲压工作模态时，尾喷管可变结构由拉瓦尔喷管调整为扩张喷管。

上述双连续爆轰模态涡轮基组合循环发动机设置有冲压式连续爆轰发动机燃烧室6和涡轮式连续爆轰发动机燃烧室12，融合了涡轮式连续爆轰发动机和冲压式连续爆轰发动机的优势，在0～8Ma范围内可通过多种工作模态提供动力，既能从地面零速启动，又能实现高超速飞行，拓宽了发动机飞行速域，克服了单一动力飞行器工作速域较为狭窄的缺陷，并且上述双连续爆轰模态涡轮基组合循环发动机在全流域内均能实现高效稳定工作；上述发动机在从静止到高超声速范围内均能胜任空天飞行任务，且兼具水平起降、天地往返和灵活便捷等特点，具有较高的应用价值，能为航空航天组合循环推进系统的研究和发展提供技术路线。

上述双连续爆轰模态涡轮基组合循环发动机采用多种可变结构，包括轴向移动的环形调节器4、可伸缩的外唇罩17以及尾喷管可变结构，保证了发动机各模态转换过程中的平稳过渡；此外，冲压爆轰流道内布设多排冲压流道燃料喷注孔5，各模态通过采用不同的燃料喷注策略可以调整来流空气与液体燃料的掺混距离，进而保证冲压式连续爆轰发动机高效工作。

针对传统涡轮基组合循环发动机在2-3Ma范围内面临的“推力陷阱”难题，通过由涡轮式连续爆轰发动机和冲压式连续爆轰发动机共同提供推力，结合双爆轰的优势，解决了传统涡轮基组合循环发动机在过渡区间(2～3Ma)存在的“推力陷阱”难题。

上述双连续爆轰模态涡轮基组合循环发动机的运行方法，包括以下阶段：

第一阶段(0-2Ma)：双连续爆轰模态涡轮基组合循环发动机零速状态启动时，以涡轮模态工作，来流空气经环形调节器4分流，同时通过冲压爆轰流道和涡轮爆轰流道9。此时，涡轮式连续爆轰发动机燃烧室12内周向布设的涡轮流道燃料喷注孔11开始喷注，并与来流空气充分掺混后起爆，形成自持传播的连续旋转爆轰波，高温燃气经过塞式喷管16喷出，进而产生推力；由于飞行马赫数较低，冲压流道燃料喷注孔5不喷注燃料，冲压式连续爆轰发动机燃烧室6不工作，此时通过冲压爆轰流道的空气能对形成涡轮式连续爆轰发动机燃烧室12的圆筒形壳体10进行冷却。该模态中环形调节器4逐渐后移，涵道比减小，涡轮爆轰流道9空气流量增大，同时改变燃料喷注流量，涡轮式连续爆轰发动机燃烧室12产生的推力逐渐增大。

第二阶段(2-3Ma)：飞行器依靠涡轮模态达到2Ma后，进入涡轮-冲压工作模态。此时，冲压流道燃料喷注孔5开始喷注并起爆，液体燃料与来流空气在冲压式连续爆轰发动机燃烧室6形成自持传播的连续爆轰波，高温燃气经过拉瓦尔喷管喷出，冲压式连续爆轰发动机燃烧室6开始工作，此时双连续爆轰模态涡轮基组合循环发动机的推力由涡轮式连续爆轰发动机燃烧室12和冲压式连续爆轰发动机燃烧室6共同提供，从而解决了传统涡轮基组合循环发动机在2-3Ma范围内面临的“推力陷阱”难题。该模态中环形调节器4逐渐前移，涵道比增大，冲压爆轰流道空气流量增大，涡轮爆轰流道9空气流量减小，同时改变双燃烧室的燃料喷注流量，保证合适的当量比；当环形调节器4前移至与中心体1匹配时，涡轮爆轰流道9关闭，涡轮式连续爆轰发动机燃烧室12关闭，此时完全由冲压式连续爆轰发动机燃烧室6提供动力。

第三阶段(3-5Ma)：飞行马赫数达到3Ma后，飞行器进入亚燃冲压工作模态，环形调节器4与发动机外壳7的隔离段3内产生预燃激波串。该模态外唇罩17后移，以保证变截面进气道2结构符合冲压式连续爆轰发动机的工作特性。

第四阶段(5-8Ma)：飞行马赫数达到5Ma后，飞行器进入超燃冲压工作模态。此时，流道内大部分区域处于超声速状态，外唇罩17继续后移，冲压式爆轰发动机尾喷管8的尾喷管可变结构通过机械调节由拉瓦尔喷管调整为扩张喷管，燃料喷注位置由下游喷注孔替换为上游喷注孔，延长液体燃料与超声速来流空气的掺混距离，发动机逐步转换为高马赫数超燃冲压式连续爆轰发动机工作模态。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种双连续爆轰模态涡轮基组合循环发动机，其特征在于，呈轴对称结构，并包括发动机外壳、中心体、圆筒形壳体、环形调节器以及核心机；

所述中心体与所述发动机外壳同轴设置，前端部伸出于所述发动机外壳外部，后端部位于所述发动机外壳内且与所述发动机外壳固定连接；所述中心体与所述发动机外壳的前端部之间形成变截面进气道；

所述发动机外壳具有与所述变截面进气道相邻接的隔离段以及与所述隔离段相邻接的扩张段；沿所述发动机外壳的轴向，所述隔离段的内径逐渐变小，所述扩张段的内径快速变大；

所述圆筒形壳体同轴设置于所述发动机外壳内，并与所述中心体沿轴向相对间隔设置；所述圆筒形壳体内同轴设置有所述核心机和塞式喷管；所述核心机包括从所述中心体朝向所述圆筒形壳体方向依次相连的压气机、涡轮式连续爆轰发动机燃烧室和涡轮机；

所述环形调节器能够轴向移动地套设于所述圆筒形壳体的外壁面，前端部位于所述中心体与所述发动机外壳之间；所述环形调节器将所述发动机外壳与所述中心体之间的环形腔体分隔为冲压爆轰流道和涡轮爆轰流道，冲压爆轰流道形成于所述环形调节器与所述发动机外壳之间，涡轮爆轰流道形成于所述环形调节器、所述中心体、所述压气机以及所述圆筒形壳体之间；所述环形调节器用于通过轴向移动调节涵道比以改变工作模态；所述涵道比为冲压爆轰流道与涡轮爆轰流道的空气流量比值；

在所述圆筒形壳体、所述发动机外壳以及所述环形调节器之间形成与冲压爆轰流道连通的冲压式连续爆轰发动机燃烧室；在所述发动机外壳的扩张段沿周向分布有与所述冲压式连续爆轰发动机燃烧室连通的多个冲压流道燃料喷注孔；

所述圆筒形壳体与所述旋转轴之间形成涡轮式连续爆轰发动机燃烧室；所述圆筒形壳体沿周向布设有位于所述涡轮式连续爆轰发动机燃烧室内的多个涡轮流道燃料喷注孔；所述涡轮流道燃料喷注孔与涡轮式连续爆轰发动机燃料储箱相连通；

所述圆筒形壳体的后端部与所述发动机外壳的后端部之间形成与所述冲压式连续爆轰发动机燃烧室连通的冲压式爆轰发动机尾喷管；

所述圆筒形壳体的后端部与所述塞式喷管之间形成与所述涡轮式连续爆轰发动机燃烧室连通的涡轮式爆轰发动机尾喷管。

2.如权利要求1所述的发动机，其特征在于，还包括可伸缩的外唇罩；

所述外唇罩固定安装于所述发动机外壳的前端部，用于通过所述外唇罩的伸缩调节所述变截面进气道。

3.如权利要求1所述的发动机，其特征在于，所述发动机外壳的后端部连接有尾喷管可变结构；

当发动机进入超燃冲压工作模态时，所述尾喷管可变结构由拉瓦尔喷管调整为扩张喷管。

4.如权利要求1所述的发动机，其特征在于，沿所述发动机外壳的轴向，在所述发动机外壳的扩张段设置有多排间隔分布的所述冲压流道燃料喷注孔，在所述圆筒形壳体设置有多排间隔分布的所述涡轮流道燃料喷注孔。

5.如权利要求4所述的发动机，其特征在于，多个所述冲压流道燃料喷注孔沿周向均匀分布；

多个所述涡轮流道燃料喷注孔沿周向均匀分布。

6.如权利要求1-5任一项所述的发动机，其特征在于，所述中心体的前端部为锥形结构，后端部为半径逐渐减小的圆台形结构。