[发明专利]基于双燃料复合冷却的冲压-强预冷组合飞行器推进系统

说明书

本发明公开了一种基于双燃料复合冷却的冲压‑强预冷组合飞行器推进系统，主要用于飞行马赫数为0～6范围内的高超声速飞行。引入外涵燃油‑冲压系统，包括外涵燃油泵、外涵燃油调节阀、前端冷却器、旁路燃烧室和旁路尾喷管，形成双燃料复合冷却的冲压‑强预冷组合循环。当飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，外涵燃油调节阀打开，前端冷却器启动冷却剂冷却功能。本发明引入外涵燃油‑冲压系统，解决在高超声速飞行时由于来流气流热量大，单一燃料作为热沉无法完全满足冷却需求导致的燃料浪费，以及采用氢等低比体积热沉燃料带来的有限空间内携带燃料质量小的问题。

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器技术领域，尤其是涉及用于飞行马赫数为0～6范围内基于双燃料复合冷却的冲压-强预冷组合飞行器推进系统。

背景技术

高超声速飞行器的发展是飞行器发展的一个重要方向。由于飞行器以高超声速飞行时，来流空气经进气道滞止后温度过高，而受到压气机材料的限制，压气机无法直接对来流空气进行压缩，此时一般的布雷顿循环已经不适合高超声速发动机的气动热力循环，因此，人类试图改变发动机内气动热力循环模式以提高飞行马赫数、推力、比冲，扩展其飞行包线，预冷技术从而被开始使用。

最初设计的氢/氧火箭发动机，是利用低温液氢燃料对来流空气进行液化，随后液态空气经由增压泵到火箭燃烧室中参与燃烧，高马赫数下进气道关闭，发动机进入纯火箭模态，其推重比可以为飞行器提供一定动力，但是其比冲仍未达到飞行器单级入轨往返的要求，以及受其发射方式的限制与不能重复使用等其他问题，该预冷发动机具有较大的局限性。之后对于氢/氧火箭发动机，有一定改进，来流深度冷却技术取代了原先的来流液化技术，且使用氢涡轮膨胀做功，从而带动空气压气机对空气进行压缩，该方案可以大幅度提高发动机比冲性能，但是在高温高压下金属仍然容易发生氢脆问题以及高温下的系统安全等问题，使得该预冷发动机也具有一定局限性；为了解决氢/氧火箭发动机的问题，将多路循环子系统耦合在一起，如在“热源”空气和“冷源”液氢之间设置有布雷顿氦循环出现了如英国的SABRE发动机等预冷发动机，但是在高马赫数时，强预冷推进系统中用于冷却的氢的量远多于用于燃烧的量，造成了比冲低且浪费大的问题，同时氢体积大，储存同等量的燃料，占据更大体积，以上因素皆限制了其应用。

因此，如何解决飞行器在高超声速飞行时由于来流气流热量大，单一燃料作为热沉无法完全满足冷却需求导致的燃料浪费的问题以及采用氢等低比体积热沉燃料带来的有限空间内携带燃料质量小的问题是本领域技术人员亟待解决的技术问题。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的是提供一种基于双燃料复合冷却的冲压-强预冷组合飞行器推进系统飞行器在高超声速飞行时由于来流气流热量大，单一燃料作为热沉无法完全满足冷却需求导致的燃料浪费，以及采用氢等低比体积热沉燃料带来的有限空间内携带燃料质量小的问题。

为了实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种基于双燃料复合冷却的冲压-强预冷组合飞行器推进系统，包括进气道和强预冷推进系统，还包括外涵燃油-冲压系统；

所述外涵燃油-冲压系统包括外涵燃油泵、外涵燃油调节阀、前端冷却器、旁路燃烧室和旁路尾喷管；

所述旁路燃烧室的空气入口与所述进气道的出口导通，所述旁路燃烧室的出口与所述旁路尾喷管导通，所述外涵燃油调节阀的入口与所述外涵燃油泵的出口导通，所述外涵燃油调节阀的出口与所述前端冷却器的燃油入口导通，所述前端冷却器的燃油出口与所述旁路燃烧室的燃油入口导通；

所述强预冷推进系统中的主燃料为氢、甲烷、烃类物质以及航空煤油碳氢化合物；

所述外涵燃油-冲压系统中的外涵燃料为甲烷、烃类物质以及航空煤油碳氢化合物；

当飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，所述外涵燃油调节阀打开，所述前端冷却器启动冷却功能。