[发明专利]一种新概念高速飞行器推进系统布局方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种基于涡扇-火箭组合发动机和超临界状态流体循环的推进系统布局方法，主要用于飞行马赫数为0～5范围内的高速飞行器的推进系统。

背景技术

军民用领域对高速飞行均有很迫切的需求，高速飞行器是未来航空领域的一个重要发展方向。在军用方面，实施全球打击和时敏攻击必然需要飞行器具有高速飞行能力，在民用方面，具有良好经济性的超音速客货运输会给人们的生活带来极大的方便。目前，困扰高速飞行的一个主要问题就是飞行器的推进系统。虽然现有的很多推进系统均可以为高速飞行器提供动力，但其都有各自的缺点。

为实现高速飞行，人们最早采用了氢/氧火箭发动机，其具有较高的推重比，可以为高速飞行器提供足够的动力，但是受其发射方式限制且不能重复使用等缺点，其应用只被局限在航天推进和导弹动力等少数领域；先进的涡轮喷气式发动机也可以在飞行马赫数为0～3的范围内为飞行器提供动力，但是在较高速度飞行时，其经济性较差、技术代价太大，且其无法为在更高马赫数下工作的飞行器提供足够的动力；冲压发动机可以在很高的飞行速度下工作，且具有比较优良的性能，但是在低速时却无法自行起动；涡轮基组合式发动机如图1是将涡轮发动机和冲压发动机两种技术结合到一起,整合了涡轮发动机和冲压发动机在各自适用飞行范围内的优势,可以常规起降、重复使用。但是由于其在低速飞行时，耗油率太大；高速飞行时，其中的涡轮发动机不工作而成为附加重量，且需对其外表进行热防护等问题，至今只得到了少数实际工程应用。

本发明涉及一种基于涡扇-火箭组合发动机和超临界状态流体循环的高速飞行器推进系统布局，在推进系统中建立两个循环，一个是以空气为工质的布莱顿循环，一个是以超临界状态流体为工质的封闭循环。利用超临界工质微小尺度换热技术以及超临界状态流体涡轮和核心压气机间的功平衡将两个循环相互耦合。通过调节系统中的相关活门，改变两个循环的相应循环参数，使得推进系统在涡轮风扇发动机模式和涡轮火箭发动机模式之间切换。由于在压气机进口利用微小尺度超临界高效快速换热技术对来流进行冷却，改善了高速飞行时压气机的工作环境，同时，利用吸热后的超临界状态流体推动涡轮做功以驱动压气机，可以使压气机工作特性不受来流条件影响，始终处于最佳状态。因此，本发明可以为飞行马赫数为0～5范围内的飞行器提供可靠而有效的动力。

发明内容

本发明技术解决问题：克服现有高速飞行器布局方式的不足，提供新概念高速飞行器推进系统布局，该系统拥有两个循环，利用超临界工质微小尺度换热技术以及超临界状态流体涡轮和核心压气机间的功平衡将两个循环相互耦合，并通过相应几何尺寸和循环参数的调节实现涡轮风扇发动机模式和涡轮火箭发动机模式的相互切换，使得飞行器在亚音速和超音速两种状态下均能长时间高效巡航。本发明能够为飞行马赫数为0～5范围内工作的高速飞行器提供可靠而有效的动力。

本发明所提供的技术方案是：一种新概念高速飞行器推进系统布局方法，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技术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。如图2、3所示，所述布莱顿循环包括：风扇、核心压气机、预燃室、空气涡轮、加力燃烧室、主燃烧室、尾喷管，所述封闭循环包括：第一换热器、第二换热器、核心涡轮、工质涡轮、第三换热器、工质泵；系统中还包括第一活门和第二活门。在布莱顿循环中，风扇位于最前端，通过轴与空气涡轮相连，并由空气涡轮驱动，风扇后依次为第一活门和核心压气机，核心压气机通过另一根轴与封闭循环中的核心涡轮相连，并由核心涡轮驱动，核心压气机后依次布置预燃室、第二换热器、空气涡轮、第二活门、加力燃烧室、主燃烧室和尾喷管。在封闭循环中，第一换热器布置在最前方，其通过管路与第二换热器相连，之后依次为核心涡轮、工质涡轮、第三换热器和工质泵，最后工质泵再通过管路连接到第一换热器上，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和第二活门，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。