涡轮冲压组合发动机冲压空气涡轮热电转换及预冷方法

摘要

涡轮冲压组合发动机冲压空气涡轮热电转换及预冷方法，涉及组合发动机。提供可满足高马赫数飞行时组合发动机飞行器供电需求及实现涡轮发动机进气道气流预冷目的，结构简单，且进气量可调节，还能减少冲压喷气发动机进气道的溢流阻力的涡轮冲压组合发动机冲压空气涡轮热电转换及预冷方法。当飞行马赫数达到2时，涡轮发动机开始逐渐关闭，冲压喷气发动机进气道打开，冲压喷气发动机开始工作；涡轮发动机进气道完全关闭时，涡轮发动机完全关闭。解决了现有的组合发动机在高超声速飞行时飞机供电不足，在涡轮发动机与冲压喷气发动机同时工作时涡轮发动机压气机前气流温度过高等问题。

说明书

技术领域

本发明涉及组合发动机领域，尤其是涉及一种涡轮冲压组合发动机冲压空气涡轮热电转换及预冷方法。

背景技术

宽速域飞行器动力系统不仅要求自由进入临近空间的能力，还要求高空高速巡航工作能力，同时临近空间飞行器动力系统应具备高性能、轻质量、高可靠、低成本、长航程、免助推、可重复使用、适应速度范围宽等其它特点。现有的航空发动机、火箭发动机以及冲压喷气发动机由于自身技术原因，均难以满足上述要求。

通过组合现有成熟动力装置，实现飞行器宽速域自主飞行，是航空军事强国近年来研究的热点，也是我国空天研究领域重要的方向之一。组合循环发动机由低速范围(Ma0～Ma3)使用的涡轮基发动机和高速范围(Ma3～Ma5)使用的冲压喷气发动机组成，称为涡轮-冲压组合发动机(Turbine Based Combined Cycle,TBCC)。TBCC由于它能作为战术导弹、巡航导弹、靶机、低成本高速飞行试验平台、轨道飞行器的第一级推进系统的动力装置，是我国成为空天军事强国重要的突破性技术之一，具有重要军事需求和价值。

现阶段涡轮机工作模态转冲压模态的推力鸿沟是急需突破的关键技术，为了保证模态转换过程推力的连续性，目前主要通过研制高速涡轮发动机、通过射流预冷技术扩涡轮机包线、强预冷涡轮火箭技术、引射火箭冲压组合以及连续爆震组合技术等实现。无论采用何种技术，组合发动机的热管理和能量管理都是其亟待解决的问题。TBCC处于从涡轮发动机工作模态向冲压喷气发动机工作模态转换的过渡阶段，涡轮发动机进气道内的气流温度可能会超出压气机可承受温度范围，导致压气机损坏，进而减少涡轮发动机的使用寿命。另外，由于在飞行过程中机载电力能源的供应是由涡轮发动机的部分涡轮功转化而来的，当飞行器处于冲压喷气发动机工作模态时，涡轮发动机不工作，此时机载电力能源的供应即成为了一个需要解决的问题。

发明内容

本发明的目的是针对现有的组合发动机在高超声速飞行时飞机供电不足，在涡轮发动机与冲压喷气发动机同时工作时涡轮发动机压气机前气流温度过高等问题，提供可满足高马赫数飞行时组合发动机飞行器供电需求及实现涡轮发动机进气道气流预冷目的，结构简单，且进气量可调节，还能减少冲压喷气发动机进气道的溢流阻力的涡轮冲压组合发动机冲压空气涡轮热电转换及预冷方法。

本发明包括以下步骤：

1)当飞行马赫数达到2时，涡轮发动机开始逐渐关闭，冲压喷气发动机进气道打开，冲压喷气发动机开始工作；

在步骤1)中，所述当飞行马赫数达到2时，涡轮发动机开始逐渐关闭，冲压喷气发动机进气道打开，冲压喷气发动机开始工作的具体步骤如下：

(1)进气口和出气口完全打开，引入高温气流；

(2)高温气流推动冲压涡轮做功；

(3)做功后的气流通过出气口回到涡轮发动机进气道。

2)涡轮发动机进气道完全关闭时，涡轮发动机完全关闭。

在步骤2)中，所述涡轮发动机进气道完全关闭时，涡轮发动机完全关闭的具体步骤如下：

(1)出气口打开；

(2)高温气流推动冲压涡轮做功；

(3)控制出气口的出气流量，使部分做功后的气流对涡轮发动机进气道内可能存在的高温泄流进行冷却；

(4)做功后的另一部分气流通过出气口回到冲压喷气发动机进气道。

本发明给出了一种涡轮冲压组合发动机冲压空气涡轮热电转换及预冷技术，解决了现有的组合发动机在高超声速飞行时飞机供电不足，在涡轮发动机与冲压喷气发动机同时工作时涡轮发动机压气机前气流温度过高等问题。

本发明的特点在于：

通过调节涡轮发动机进气道内出气口的出气流量，利用了部分冲压涡轮做功后的低温气流对涡轮发动机进气道内的高温气流及进气道完全关闭后可能存在的高温泄流进行冷却，从而达到涡轮发动机的预冷目的；在涡轮发动机停止工作后，利用冲压涡轮进行热电转换，补充机载电力；通过控制冲压喷气发动机进气道内进气口的进气量大小，可适度调节冲压喷气发动机的进气量，从而减小溢流阻力。

附图说明

图1为本发明所述涡轮冲压组合发动机冲压空气涡轮热电转换及预冷方法的原理图。

图2为本发明所述涡轮冲压组合发动机冲压空气涡轮热电转换及预冷方法的实施例整体结构示意图。

在图2中，各标记为：1为涡轮发动机进气道，2为涡轮发动机进气道控制开关，3为冲压喷气发动机进气道内的进气口，4为冲压喷气发动机进气道，5为冲压涡轮进气道，6为冲压涡轮，7为冲压喷气发动机进气道内的出气口，8为冲压喷气发动机，9为涡轮发动机，10为涡轮发动机进气道内的出气口。

具体实施方式

图1给出所述涡轮冲压组合发动机冲压空气涡轮热电转换及预冷方法的原理图，在冲压喷气发动机进气道内有一个进气口，将气流引导至冲压-涡轮装置前端(T1)，在冲压-涡轮后端分别通过出气口T2回到涡轮发动机和另一出气口回到冲压喷气发动机进气道内。当飞行马赫数小于2时，涡轮发动机工作，冲压喷气发动机不工作，此时进气口及两个出气口都关闭，冲压涡轮不工作；当飞行马赫数达到2时，涡轮发动机逐渐关闭，冲压喷气发动机开始工作，此时涡轮发动机进气道内气流温度过高，容易损坏压气机，此时，位于冲压喷气发动机进气道内的进气口由隔板控制打开，吸入部分冲压喷气发动机进气道内的高温气流，然后气流推动冲压涡轮做功，其内能和动能转化为涡轮的机械能，可进一步转化为电能至发电机，用于机载电力能源供应，由此实现热电转换，而气流内能减小，温度降低，然后通过涡轮发动机进气道内的出气口回到涡轮发动机进气道内与其中的高温气流充分混合，使混合气体温度低于入口气流温度，实现预冷功能；当涡轮发动机完全关闭时，此时位于涡轮发动机进气道内的出气口调节出气流量大小，继续冷却涡轮发动机，以防止可能存在的高温泄流损坏涡轮发动机，位于冲压喷气发动机进气道内的出气口打开，高温气流推动涡轮做功，继续实现热电转换，然后气流通过冲压喷气发动机进气道内的出气口回到冲压喷气发动机进气道内，增加气流流量。另外，在冲压喷气发动机工作时，由于冲压喷气发动机进气道内进气口的存在，冲压喷气发动机进气道总截面积增大，则进气量增大，同时也可减少进气道的溢流阻力。

如图2所示，整体结构包括冲压喷气发动机进气道内的进气口3、冲压涡轮进气道5、冲压涡轮6、冲压喷气发动机进气道内的出气口7、涡轮发动机进气道内的出气口10。所述冲压喷气发动机进气道内的进气口3可由机械装置控制进气量的大小。所述的冲压涡轮6可对机载能源进行电力补充。所述的冲压喷气发动机进气道内的出气口7和涡轮发动机进气道内的出气口10可由机械装置控制出口气流流量的大小。

本发明所述涡轮冲压组合发动机冲压空气涡轮热电转换及预冷方法包括以下步骤：

1)当飞行马赫数达到二时，涡轮发动机9开始逐渐关闭，冲压喷气发动机进气道4打开，冲压喷气发动机8开始工作：

(1)进气口3、出气口10完全打开，引入高温气流；

(2)高温气流推动冲压涡轮6做功；

(3)做功后的气流通过出气口10回到涡轮发动机进气道1。

2)涡轮发动机进气道2完全关闭时，涡轮发动机完全关闭：

(1)出气口7打开；

(2)高温气流推动冲压涡轮6做功；

(3)控制出气口10的出气流量，使部分做功后的气流对涡轮发动机进气道内可能存在的高温泄流进行冷却；

(4)做功后的另一部分气流通过出气口7回到冲压喷气发动机进气道4。

以下给出具体工作过程：

涡轮冲压组合发动机冲压空气涡轮热电转换及预冷方法主要由涡轮发动机进气道内的出气口10、冲压喷气发动机进气道前的进气口3、冲压喷气发动机进气道内的出气口7及冲压涡轮6构成。当飞机飞行马赫数小于2时，涡轮发动机进气道2打开，涡轮发动机工作，冲压喷气发动机进气道4关闭，冲压喷气发动机不工作，此时进气口3、出气口10和7都关闭，冲压涡轮6不工作；当飞行马赫数达到2时，涡轮发动机逐渐关闭，冲压喷气发动机进气道4打开，冲压喷气发动机开始工作，进气口3、出气口10打开，引入高温气流，此时，由于进气口3的存在，冲压喷气发动机进气道总截面积增大，则进气量增大，可减少进气道的溢流阻力，然后高温气流推动冲压涡轮6做功，其内能和动能转化为涡轮的机械能，可进一步转化为电能用于机载电力能源供应，由此实现热电转换，同时其内能减小，温度降低，通过出气口10回到涡轮发动机进气道内与其中的高温气流充分混合，使混合气体温度低于入口气流温度，实现预冷功能；当涡轮发动机完全关闭时，涡轮发动机进气道2关闭，此时出气口10调节出气流量大小，继续冷却涡轮发动机，以防止可能存在的高温泄流损坏涡轮发动机，冲压喷气发动机进气道内出气口7打开，高温气流推动冲压涡轮6做功，继续实现热电转换，然后气流通过冲压喷气发动机进气道内的出气口7回到冲压喷气发动机进气道内，增加气流流量。