基于预冷型组合动力高超声速飞行器气动布局及工作方法技术

本发明专利技术公开了一种基于预冷型组合动力高超声速飞行器气动布局及工作方法，包括：飞行器气动外形及预冷型空气涡轮火箭发动机，其中，预冷型空气涡轮火箭发动机包含：进气道、预冷系统、压气机、环形燃烧室、涡轮、加力燃烧室及尾喷管，且各部分依次连接；该进气道与飞行器气动外形前体下表面一体化设计，且进气道的进气端设有可调半锥体；该尾喷管与飞行器气动外形后体下表面一体化设计，且尾喷管的内部设有可调椎体。本发明专利技术保留了涡轮发动机中低空的工作性能优势，预冷器的应用可保证飞行器在跨超声速爬升加速的过程中提供较大的剩余推力，实现飞行器短时间内爬升加速到巡航高度。

Aerodynamic layout and working method of hypersonic hypersonic vehicle based on precooled combined dynamic hypersonic vehicle

The invention discloses a pre cooling type combined power hypersonic aerodynamic layout and working method, which is based on the aerodynamic shape and pre cooling type air turbo rocket engine, the pre cooling air turbo rocket engine includes: inlet, pre cooling system, air compressor, annular combustion chamber, turbine, afterburner chamber and nozzle, and sequentially connected with each part; the inlet and the aerodynamic shape of precursor surface integration design, and the air inlet end is provided with adjustable semi cone surface; integrated configuration design of the nozzle and the body under the aircraft aerodynamic, and internal nozzle with adjustable vertebral body. The invention maintains the low performance performance of the turbine engine, and the application of the pre cooler can ensure that the vehicle provides larger residual thrust in the process of supersonic climb and acceleration, and achieves the acceleration of the aircraft to the cruising height in a short time.

【技术实现步骤摘要】
基于预冷型组合动力高超声速飞行器气动布局及工作方法
本专利技术属于高超声速飞行器气动/推进布局设计
，具体指代一种采用预冷型空气涡轮火箭组合循环推进系统的高超声速飞行器气动布局及其工作方法。
技术介绍
高超声速飞行器是未来飞行器的重要研究方向之一，本文所提供的气动布局方法可以用作设计水平起飞和着陆的吸气式高超声速飞行器；此外，在情报搜集、监视、侦察以及在大气层内临近空间高超声速巡航等方面具有广阔的应用前景，对于未来的军用及民用都有重大意义。为实现从低速到高超声速并且能够起降飞行器的宽马赫数飞行，该类飞行器通常采用组合循环发动机，包含的发动机类型主要有：涡轮、冲压及火箭发动机，这几种发动机在总体结构布置上有较大的区别且具有各自的优点和不足：涡轮发动机具备较好的中、低空性能，但其安装在飞行器上时，在跨声速、超声速爬升加速和马赫数大于2.5以后这几个阶段剩余推力比较小，会导致涡轮模态过渡到亚燃模态存在推力不连续性；冲压发动机在高超声速阶段有着良好的比冲和耗油率表现，但是其在低速阶段无法单独启动，必须要采用其他推进系统在低速时进行过渡，这对于其在飞行器上的使用产生了一定制约。此外，超燃冲压发动机在高马赫数下可以产生比亚燃冲压发动机更好的推进效果，但是其正常运行对飞行姿态及点火器有着严格的要求，相比来讲亚燃冲压发动机在实际过程中有着更好的稳定性和安全性。使用火箭发动机相对来说比冲较低，完成相同任务时比涡轮、冲压发动机的耗油率高且飞行器起飞重量大，多次重复使用时经济性较差，但其具有调节规律简单、推重比较大、适合短时间加速飞行的优点。因此，优越的组合循环发动机不仅要求在中、低空的跨声速阶段、爬升加速阶段拥有较好的加速性能和相对较低的燃油消耗率，其安装在飞行器上还应该具有较大的剩余推力，在模态转换阶段推力也应具有良好的连续性。
技术实现思路
针对于上述现有技术的不足和实际的吸气式高超声速飞行器水平起降运行需求，本专利技术提供了一种基于预冷型组合动力高超声速飞行器气动布局及工作方法，以改善现有技术中采用涡轮和亚燃冲压组合循环发动机应用于飞行器上存在的不足。本专利技术将基于涡轮发动机和亚燃冲压发动机的预冷型空气涡轮火箭发动机安装在高超声速飞行器内，使其既具备中、低空飞行段的优越性能，在跨声速和超声速爬升加速段具备充裕的剩余推力，又保证发动机模态过渡时的连续性。为达到上述目的，本专利技术采用的技术方案如下：本专利技术的一种基于预冷型组合动力高超声速飞行器气动布局，包括：飞行器气动外形及预冷型空气涡轮火箭发动机，其中，预冷型空气涡轮火箭发动机包含：进气道、预冷系统、压气机、环形燃烧室、涡轮、加力燃烧室及尾喷管，且各部分依次连接；该进气道与飞行器气动外形前体下表面一体化设计，且进气道的进气端设有可调半锥体，其前后伸缩始终保持进气道的性能最佳；该尾喷管与飞行器气动外形后体下表面一体化设计，且尾喷管的内部设有可调锥体，其前后移动调节始终保证尾喷管处于较佳的膨胀状态；此外，环形燃烧室内部结构中包含飞行器自身携带的氧化剂通道和燃料通道；而且，环形燃烧室内部设有燃气发生器，上述的压气机、环形燃烧室和涡轮按顺序连接，组成了涡轮发动机；加力燃烧室位于涡轮与尾喷管之间，内部含有循环管路和热交换器。优选地，所述的进气道的数量为两个，尾喷管的数量为四个，每一个进气道对应两个尾喷管。优选地，所述的尾喷管的数量与发动机的数量对应，一个尾喷管对应一组发动机，两组发动机对应一个进气管。优选地，所述的预冷系统包含预冷器、阀门调节器、循环管路和热交换器，以液氢为燃料和冷却剂，所述的预冷器布置在进气道扩压段出口与压气机入口之间。优选地，依据飞行器的飞行马赫数要求，尾喷管设计为收敛-扩张形。本专利技术的一种基于预冷型组合动力的高超声速飞行器的工作方法，包括步骤如下：1）低空起飞加速阶段与低马赫数阶段（马赫数区间为0~2.5）：飞行器的推力由进气道＋预冷器＋涡轮发动机提供；2）爬升加速阶段（马赫数区间为2.5~3.5）：当飞行器的速度达到2.5以上时，一方面预冷系统继续工作，保证涡轮发动机的吸气性能，提升了其马赫数上限；同时环形燃烧室中的燃气发生器将携带的燃料与氧化剂混合，产生富燃气体，富燃气驱动涡轮做功后与压缩空气掺混在加力燃烧室内燃烧，产生的高温燃气经尾喷管排出产生推力，由于此过程的原理类似于火箭发动机，在本专利技术中，将其称为火箭模态；在此过程中，火箭模态和加入预冷器的涡轮发动机共同协作，实现飞行器从马赫数2.5至3.5的稳定过渡；此过渡阶段使用火箭模态+预冷型涡轮发动机的组合形式；3）亚燃冲压发动机完全起动阶段（马赫数区间为3.5~6）：关闭环形燃烧室中的燃气发生器和涡轮发动机，继续保持预冷器的运行及可调半锥体、可调锥体的调节，此时推力完全由亚燃冲压发动机产生。本专利技术的有益效果：本专利技术采用高超声速飞行器机体与预冷型空气涡轮火箭组合推进系统一体化布局，通过推进系统各组成发动机之间的协调工作，解决了单独使用涡轮发动机在跨超声速爬升加速段剩余推力不足的问题和模态转换时推力不连续的问题，也解决了单独使用亚燃冲压发动机时经济性差和模态转换时推力不连续的问题，同时可调式锥体的设计也提高了进气道总压恢复系数和流量系数以及尾喷管喷流的效率，减小了溢流阻力带来的不利影响。另外，进气道与飞行器气动外形前体下表面的一体化设计，提高了高超声速飞行时的升阻比。同时，预冷器的应用也提升了单独使用涡轮发动机和亚燃冲压发动机时的可用马赫数和高度上限。最后，在高超声速飞行器的整个飞行过程中，几乎没有“死重”存在，有效地提高了经济性。附图说明图1为高超声速飞行器的布局图；图2为高超声速飞行器的布局的侧视图；图3为高超声速飞行器预冷型空气涡轮火箭发动机整体布局设计示意图；图4为预冷型空气涡轮火箭发动机内流道内部结构与布局示意图；图5为预冷型空气涡轮火箭发动机可调半锥体及可调锥体在不同马赫数下的移动调整示意图；图6为涡轮发动机单独起动时内部气流流动示意图；图7为亚燃冲压发动机单独起动时内部气流流动示意图；图中，1为飞行器气动外形前体下表面；2为进气道；3为飞行器气动外形后体下表面；4为尾喷管；5为可调半锥体；6为可调锥体；7为预冷器；8为阀门调节器；9为压气机；10为环形燃烧室；11为涡轮；12为加力燃烧室；13为热交换器；14为涡轮发动机；15为亚燃冲压发动机；16为循环管路；17为预冷型空气涡轮火箭发动机内流道。具体实施方式为了便于本领域技术人员的理解，下面结合实施例与附图对本专利技术作进一步的说明，实施方式提及的内容并非对本专利技术的限定。本专利技术的一种基于预冷型组合动力高超声速飞行器气动布局，具体细节如下：（1）依据高超声速飞行器总体设计要求，设计出巡航状态下高超声速飞行器的预冷型空气涡轮火箭发动机内流道17；其中进气道与飞行器气动外形前体下表面一体化设计，超声速飞行时可调半锥体可前后伸缩保持进气道性能较优；尾喷管与飞行器气动外形后体下表面一体化设计，尾喷管中心可调锥体可前后移动使尾喷管处于较佳膨胀状态；（2）依据高超声速飞行器内部各发动机的工作条件和任务要求，并基于预冷型空气涡轮火箭发动机内流道17，在其内部将涡轮发动机和亚燃冲压发动机进行串联布置，二者共用尾喷管出口；在整体结构上，高超声速飞行器的推进系统本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于预冷型组合动力高超声速飞行器气动布局，其特征在于，包括：飞行器气动外形及预冷型空气涡轮火箭发动机，其中，预冷型空气涡轮火箭发动机包含：进气道、预冷系统、压气机、环形燃烧室、涡轮、加力燃烧室及尾喷管，且各部分依次连接；该进气道与飞行器气动外形前体下表面一体化设计，且进气道的进气端设有可调半锥体；该尾喷管与飞行器气动外形后体下表面一体化设计，且尾喷管的内部设有可调锥体；此外，环形燃烧室内部结构中包含飞行器自身携带的氧化剂通道和燃料通道；而且，环形燃烧室内部设有燃气发生器，上述的压气机、环形燃烧室和涡轮按顺序连接，组成了涡轮发动机；加力燃烧室位于涡轮与尾喷管之间，内部含有循环管路和热交换器。

【技术特征摘要】
1.一种基于预冷型组合动力高超声速飞行器气动布局，其特征在于，包括：飞行器气动外形及预冷型空气涡轮火箭发动机，其中，预冷型空气涡轮火箭发动机包含：进气道、预冷系统、压气机、环形燃烧室、涡轮、加力燃烧室及尾喷管，且各部分依次连接；该进气道与飞行器气动外形前体下表面一体化设计，且进气道的进气端设有可调半锥体；该尾喷管与飞行器气动外形后体下表面一体化设计，且尾喷管的内部设有可调锥体；此外，环形燃烧室内部结构中包含飞行器自身携带的氧化剂通道和燃料通道；而且，环形燃烧室内部设有燃气发生器，上述的压气机、环形燃烧室和涡轮按顺序连接，组成了涡轮发动机；加力燃烧室位于涡轮与尾喷管之间，内部含有循环管路和热交换器。2.根据权利要求1所述的基于预冷型组合动力高超声速飞行器气动布局，其特征在于，所述的进气道的数量为两个，尾喷管的数量为四个，每一个进气道对应两个尾喷管。3.根据权利要求1或2所述的基于预冷型组合动力高超声速飞行器气动布局，其特征在于，所述的尾喷管的数量与发动机的数量对应，一个尾喷管对应一组发动机，两组发动机对应一个进气管。4.根据权利要求1所述的基于预冷型组合动力高超声速飞行器气动布局，其特征在于，所述的预冷系统包含预冷器、阀门...

【专利技术属性】
技术研发人员：王成鹏，徐培，有连兴，薛龙生，焦运，杨馨，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏,32