一种预冷涡轮超燃冲压组合发动机制造技术

本发明专利技术涉及吸气式宽速域高超声速动力技术领域，尤其是涉及一种预冷涡轮超燃冲压组合发动机。其特点是包括外并联混压式进气道、射流预冷涡轮发动机、双模态超燃冲压发动机和外并联单边膨胀喷管，所述的射流预冷涡轮发动机并联设置在双模态超燃冲压发动机的上方，所述的外并联混压式进气道设置有两个通道，两个通道分别连接在射流预冷涡轮发动机和双模态超燃冲压发动机的前方；所述的外并联单边膨胀喷管设置有两个通道，两个通道分别连接在射流预冷涡轮发动机和双模态超燃冲压发动机的后方；其能够与超燃冲压发动机速域相接接力，其具备改动小、技术成熟度高、可行性高、经济性好、研制周期短、性能优异的特点。

A pre cooled turbine scramjet combined engine

The invention relates to an air breathing wide speed domain hypersonic power technology field, in particular to a pre cooling turbine scramjet combined engine. Its characteristics include an external parallel pressure inlet, a jet precooling turbo engine, a dual mode scramjet and an external parallel single side expansion nozzle. The jet pre cooling turbo engine is arranged in parallel on the top of a dual mode scramjet, and the external parallel pressure inlet is set with two channels, two The channels are connected to the front of the jet pre cooled turbine engine and the dual mode scramjet, and the external parallel unilateral expansive nozzle is set up with two channels, and the two channels are connected to the rear of the jet pre cooled turbine engine and the dual mode scramjet, respectively. The relay has the characteristics of small alteration, high technology maturity, high feasibility, good economy, short development cycle and excellent performance.

【技术实现步骤摘要】
一种预冷涡轮超燃冲压组合发动机
本专利技术涉及吸气式宽速域高超声速动力
，尤其是涉及一种预冷涡轮超燃冲压组合发动机。
技术介绍
涡轮基组合循环动力系统是吸气式宽速域高超声速动力系统，该类动力主要由涡轮发动机、超燃冲压发动机等动力组成，部分动力系统还带有火箭发动机及空气涡轮等。常规涡轮发动机只能在0～2.5范围内工作，而超燃冲压发动机一般需要在4马赫以上才能工作，因此，通过多种手段与动力形式的结合，使得单一动力的速域得到扩展，从而使得组合动力系统能够在0～5马赫以上的速域内工作，预冷便是扩展单一动力速域的一种方法。预冷动力已经有了许多年的研究，并在部分型号飞行器上已经有了使用。苏联在上世纪70年代便在米格25战斗机上使用了R15涡喷发动机，该发动机使用酒精在压气机前进行喷射预冷，曾经创造了3马赫的世界速度记录。美国也采用了该方案，提出了一种MIPCC发动机方案，该发动机使用水在进气道前喷射预冷，该发动机已经完成24.7km，3.5马赫来流速度的工作试验，而在数值仿真中，该发动机具备5马赫的飞行能力。日本提出了一种预冷空气涡轮+冲压发动机的动力形式，命名为ATREX，该动力系统通过闭式的预冷循环对空气涡轮前的空气进行预冷，高压的预冷剂还要驱动空气涡轮带动压气机进行吸气，压气机进气进入冲压发动机燃烧产生推力，该系统过于复杂，控制困难，且速域仅仅为0～5马赫，刚刚进入高超声速的范围。英国提出了一种名为SABRE(佩刀)的方案，该方案是一种空气涡轮+冲压+火箭的动力方案，其特点是采用闭式的氦循环预冷，然后加热后的氦来加热氢燃料。目前，该方案还没有做出实物样机，仅在预冷器上取得了一定突破，能在0.01秒内冷却1000摄氏度。公开号为CN105156227A的专利技术提出了一种预冷吸气式变循环发动机，其本质是一种涡轮发动机+预冷亚燃冲压发动机+超燃冲压发动机的组合，该动力系统通过通过涡轮发动机加力燃烧室与预冷器结合，构造预冷亚燃冲压发动机，从而下延超燃冲压发动机速域，达到涡轮发动机工作速域与亚燃冲压发动机相接，亚燃冲压发动机的工作速域再与超燃冲压发动机工作速域相接，其问题在于该动力相当于一个三组合的TBCC动力系统，会导致机构调节复杂，操控困难，结构难以实现；此外发动机迎风面积会变得极大，大幅占用飞行器机体空间；该方案采用液氢、液氦或燃料预冷，液氢本身的体积密度极低(70kg/m3)，这导致了动力系统体积庞大，无法用于飞行器，液氢还会带来氢脆现象，存储困难，较为危险；液氢、液氦热容低，燃料流量少，冷却效果差。公开号为CN106014637A的专利技术提出了一种预冷涡轮发动机方案，该方案通过闭式循环的冷却剂对涡轮推进系统进行冷却，用于扩展发动机的工作速域。但是其问题在于闭式循环会大幅度增加动力系统的复杂性，可行性不高；其次，该方案采用液氢预冷，液氢本身的体积密度极低(70kg/m3)，这导致了动力系统体积庞大，无法用于飞行器，液氢还会带来氢脆现象，存储困难，较为危险。综上所述，目前的预冷用高超声速动力系统均对现有动力系统提出了较大的改造需求，改造难度高、可行性较低，研制成本极高，性能不能确保，且多种系统在原理上是否可行还仍待考究。
技术实现思路
本专利技术的目的在于避免现有技术的缺陷而提供一种预冷涡轮超燃冲压组合发动机，有效解决了现有技术存在的问题。为实现上述目的，本专利技术采取的技术方案为：所述的一种预冷涡轮超燃冲压组合发动机，其特点是包括外并联混压式进气道、射流预冷涡轮发动机、双模态超燃冲压发动机和外并联单边膨胀喷管，所述的射流预冷涡轮发动机并联设置在双模态超燃冲压发动机的上方，所述的外并联混压式进气道设置有两个通道，两个通道分别连接在射流预冷涡轮发动机和双模态超燃冲压发动机的前方；所述的外并联单边膨胀喷管设置有两个通道，两个通道分别连接在射流预冷涡轮发动机和双模态超燃冲压发动机的后方；所述的射流预冷涡轮发动机由预冷器、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、涡轮轴组成，射流预冷涡轮发动机安装在飞行器主机体和隔离机体之间形成的低速通道内；所述的双模态超燃冲压发动机由隔离段和超燃冲压发动机燃烧室组成，双模态超燃冲压发动机安装在隔离机体和飞行器机体下底板之间形成的低速通道内；所述的外并联混压式进气道由飞行器前体下压缩面、低速通道可调进气斜板、高速通道可调进气斜板和低速通道扩张段组成，所述的外并联单边膨胀喷管由高速通道可调排气斜板、低速通道可调排气斜板和飞行器后体下扩张面组成。所述的低速通道可调进气斜板为一块长方形板状结构，低速通道可调进气斜板安装在隔离机体的前端，低速通道可调进气斜板与水平方向旋转成0～90度夹角，用于控制低速通道进气道的开关，当低速通道可调进气斜板与水平方向夹角为0度时，飞行器前体下压缩面、低速通道可调进气斜板、低速通道扩张段和隔离机体组成了低速通道进气道，当低速通道可调进气斜板与飞行器前体下压缩面相接触，低速通道关闭；所述的高速通道可调进气斜板为一块长方形板状结构，高速通道可调进气斜板安装于飞行器机体下底板的前端，高速通道可调进气斜板与水平方向旋转成0～90度夹角，当高速通道可调进气斜板与水平方向夹角为0度，低速通道可调进气斜板上与飞行器前体下压缩面相接触时，飞行器前体下压缩面、低速通道可调进气斜板和高速通道可调进气斜板形成高速通道进气道。所述的低速通道可调排气斜板为一块长方形板状结构，低速通道可调排气斜板安装于隔离机体的后端，低速通道可调排气斜板与水平方向旋转成0～90度夹角，用于控制低速通道进气道的开关，当低速通道可调排气斜板与水平方向夹角为0度时，低速通道收敛段、飞行器后体下压缩面和低速通道可调排气斜板形成了低速通道喷管，所述的高速通道可调排气斜板为一块长方形板状结构，高速通道可调排气斜板安装于飞行器机体下底板的后端，高速通道可调排气斜板与水平方向旋转成0～90度夹角，当高速通道可调排气斜板与水平方向夹角为0度，低速通道可调排气斜板旋转，与飞行器后体下压缩面接触时，飞行器飞行器后体下扩张面、低速通道可调排气斜板和高速通道可调排气斜板形成高速通道喷管。所述的射流预冷涡轮发动机的预冷器用于对来流气流进行预冷，从而扩展涡轮发动机工作速域，其涡轮发动机为涡扇发动机或涡喷发动机，采用单转子发动机或双转子发动机；低速通道打开时，预冷涡轮发动机工作，提供推力，到达3～4.5马赫时，由低速通道向高速通道切换，双模态超燃冲压发动机开始工作，产生推力，将飞行器加速至大于6马赫的高超声速。本专利技术的有益效果是：所述的一种预冷涡轮超燃冲压组合发动机，其将预冷涡轮发动机与超燃冲压发动机结合起来，通过在涡轮发动机压缩部件前喷射预冷剂，预冷后涡轮发动机性能与工作速域得到大幅提升，能够与超燃冲压发动机速域相接接力，其具备改动小、技术成熟度高、可行性高、经济性好、研制周期短、性能优异的特点。附图说明图1为本专利技术原理示意图；图2为本专利技术结构示意图。图中所示：1、飞行器前体下压缩面；2、低速通道可调进气斜板；3、高速通道可调进气斜板；4、隔离段；5、飞行器机体下底板；6、超燃冲压发动机燃烧室；7、高速通道可调排气斜板；8、隔离机体；9、低速通道可调排气斜板；10、低速通道扩张段；11、预冷器；12、压气机；13、燃烧室；14、涡轮；15、加本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种预冷涡轮超燃冲压组合发动机，其特征是包括外并联混压式进气道、射流预冷涡轮发动机、双模态超燃冲压发动机和外并联单边膨胀喷管，所述的射流预冷涡轮发动机并联设置在双模态超燃冲压发动机的上方，所述的外并联混压式进气道设置有两个通道，两个通道分别连接在射流预冷涡轮发动机和双模态超燃冲压发动机的前方；所述的外并联单边膨胀喷管设置有两个通道，两个通道分别连接在射流预冷涡轮发动机和双模态超燃冲压发动机的后方；所述的射流预冷涡轮发动机由预冷器、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、涡轮轴组成，射流预冷涡轮发动机安装在飞行器主机体和隔离机体之间形成的低速通道内；所述的双模态超燃冲压发动机由隔离段和超燃冲压发动机燃烧室组成，双模态超燃冲压发动机安装在隔离机体和飞行器机体下底板之间形成的低速通道内；所述的外并联混压式进气道由飞行器前体下压缩面、低速通道可调进气斜板、高速通道可调进气斜板和低速通道扩张段组成，所述的外并联单边膨胀喷管由高速通道可调排气斜板、低速通道可调排气斜板和飞行器后体下扩张面组成。

【技术特征摘要】
1.一种预冷涡轮超燃冲压组合发动机，其特征是包括外并联混压式进气道、射流预冷涡轮发动机、双模态超燃冲压发动机和外并联单边膨胀喷管，所述的射流预冷涡轮发动机并联设置在双模态超燃冲压发动机的上方，所述的外并联混压式进气道设置有两个通道，两个通道分别连接在射流预冷涡轮发动机和双模态超燃冲压发动机的前方；所述的外并联单边膨胀喷管设置有两个通道，两个通道分别连接在射流预冷涡轮发动机和双模态超燃冲压发动机的后方；所述的射流预冷涡轮发动机由预冷器、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、涡轮轴组成，射流预冷涡轮发动机安装在飞行器主机体和隔离机体之间形成的低速通道内；所述的双模态超燃冲压发动机由隔离段和超燃冲压发动机燃烧室组成，双模态超燃冲压发动机安装在隔离机体和飞行器机体下底板之间形成的低速通道内；所述的外并联混压式进气道由飞行器前体下压缩面、低速通道可调进气斜板、高速通道可调进气斜板和低速通道扩张段组成，所述的外并联单边膨胀喷管由高速通道可调排气斜板、低速通道可调排气斜板和飞行器后体下扩张面组成。2.如权利要求1所述的一种预冷涡轮超燃冲压组合发动机，其特征在于：所述的低速通道可调进气斜板为一块长方形板状结构，低速通道可调进气斜板安装在隔离机体的前端，低速通道可调进气斜板与水平方向旋转成0～90度夹角，用于控制低速通道进气道的开关，当低速通道可调进气斜板与水平方向夹角为0度时，飞行器前体下压缩面、低速通道可调进气斜板、低速通道扩张段和隔离机体组成了低速通道进气道，当低速通道可调进气斜板与飞行器前体下压缩面相接触，低速通道关闭；所述的高速通道可调进气斜板为一块长方形板状结...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈玉春，康瑞元，黄新春，高远，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西,61