一种新概念高速飞行器推进系统布局方法技术方案

一种新概念高速飞行器推进系统布局方法，在推进系统中建立两个循环，即以空气为工质的布莱顿循环和以超临界状态流体为工质的封闭循环。利用超临界微小尺度换热技术以及超临界状态流体涡轮和压气机功平衡将两个循环相耦合。通过调节相关活门，使推进系统在起飞和低速飞行时，处于涡轮风扇发动机模式，在高马赫数飞行时，处于涡轮火箭发动机模式，从而保证飞行器在亚、超声速状态下均能长时间高效巡航。所采用的超临界微小尺度换热技术可以有效降低高速飞行时压气机进口气流温度，其与封闭循环技术联合使用可以实现推进系统能量的优化分配。本发明专利技术有效地克服了已有高速飞行器推进系统的缺点，显著提高高速飞行器推进系统在Ma＝0～5范围内的工作性能。

【技术实现步骤摘要】

【技术保护点】
一种新概念高速飞行器推进系统布局方法，其特征在于，包括以空气为工质的布莱顿循环和以超临界状态流体为工质的封闭循环，两个循环通过超临界工质微小尺度换热器以及超临界状态流体涡轮和核心压气机间的功平衡相互耦合；所述封闭循环中的工质在整个循环过程中均处于超临界状态，以保证循环流路中的低压力损失；所述布莱顿循环包括：风扇(1)、核心压气机(2)、预燃室(3)、空气涡轮(4)、加力燃烧室(5)、主燃烧室(6)、尾喷管(7)，所述封闭循环包括：第一换热器(8)、第二换热器(9)、核心涡轮(10)、工质涡轮(11)、第三换热器(12)、工质泵(13)；系统中还包括第一活门(14)和第二活门(15)；在布莱顿循环中，风扇(1)位于最前端，通过轴与空气涡轮(4)相连，并由空气涡轮(4)驱动，风扇(1)后依次为第一活门(14)和核心压气机(2)，核心压气机(2)通过另一根轴与封闭循环中的核心涡轮(10)相连，并由核心涡轮(10)驱动，核心压气机(2)后依次布置预燃室(3)、第二换热器(9)、空气涡轮(4)、第二活门(15)、加力燃烧室(5)、主燃烧室(6)和尾喷管(7)。在封闭循环中，第一换热器(8)布置在最前方，其通过管路与第二换热器(9)相连，之后依次为核心涡轮(10)、工质涡轮(11)、第三换热器(12)和工质泵(13)，最后工质泵(13)再通过管路连接到第一换热器(8)上，从而形成封闭循环；所述推进系统具有两种工作模式，第一工作模式为涡轮风扇发动机循环模式，第二工作模式为涡轮火箭发动机循环模式，通过调节所述第一活门(14)和第二活门(15)，改变所述两个循环的相应循环参数，使得推进系统在所述两种工作模式之间切换，具体实现为：在飞行马赫数为0.9时，采用第一工作模式，此时第一活门(14)和第二活门(15)打开，主燃烧室(6)不点火，预燃室(3)点火，同时调节尾喷管(7)相关截面面积，使所述推进系统处于涡轮风扇发动机循环模式；在此工作模式中，燃料和空气在预燃室(3)内掺混后点火燃烧，燃烧后的高温气体在第二换热器(12)中对封闭循环中的超临界状态流体加热使其升温，升温后的流体在核心涡轮(10)中膨胀做功以驱动核心压气机(2)，再流经工质涡轮(11)膨胀做功以驱动工质泵(13)，接着流经第二换热器(12)对燃料放热降温，之后在工质泵(13)中压缩，最后在流经第一换热器(8)后，流入第二换热器(9)形成封闭的循环。同时，流入推进系统的空气通过风扇(1)后分别流入内外涵道，流经内涵道的气体经核心压气机(2)压缩，预燃室(3)加热后，在空气涡轮(4)中膨胀做功来驱动风扇(1)，并在空气涡轮(4)后与流入外涵道中的气流掺混，最后在尾喷管中(7)膨胀加速以产生推力；在飞行马赫数为5时，采用第二工作模式，此时第一活门(14)和第二活门(15)关闭，预燃室(3)和主燃烧室(6)点火，同时调节尾喷管(7)相关截面面积，使推进系统处于涡轮火箭发动机循环模式。在此工作模式中，超临界状态下的流体在第一换热器(8)中吸收来流空气热量升温，并在第二换热器(9)中进一步吸收热量升温，进而推动核心涡轮(10)做功以驱动核心压气机(2)，再流经工质涡轮(11)膨胀做功以驱动工质泵(13)，然后流经第三换热器(12)对燃料放热降温，之后在工质泵(13)中压缩，最后流回第一换热器(8)形成封闭的循环；同时，流入推进系统的空气经第一换热器(8)降温后，由风扇(1)、核心压气机(2)压缩，接着经预燃室(3)加热，并在空气涡轮(4)中膨胀做功来驱动(1)风扇，最后在主燃烧室(6)中进一步加热后，在尾喷管(7)中膨胀加速以产生推力；在飞行马赫数从0.9向5变化时，加力燃烧室(5)点火，第一活门(14)、第二活门(15)和尾喷管(7)相关截面相应调节，以完成过渡过程。...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：陈懋章，邹正平，刘火星，付超，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11