[发明专利]组合循环发动机

说明书

本发明提供了一种组合循环发动机，其包括壳体、中心锥体、燃气涡轮单元、冲压燃烧单元、辅助火箭、氧化剂供给单元、燃料供给单元以及尾喷管组件。当组合循环发动机在过渡模态下工作时，由于辅助火箭能够为组合循环发动机提供推力补充，从而提高了组合循环发动机在过渡模态下的动力性能，由此有效地解决了组合循环发动机在燃气涡轮模态与冲压燃烧模态之间的“推力鸿沟”问题。并且，过渡模态下的飞行速度对于辅助火箭的引射来说是最理想的工作条件，从而提高了组合循环发动机的综合动力性能。此外，本发明的组合循环发动机的结构简单、鲁棒性好。

技术领域

本发明涉及发动机技术领域，尤其涉及一种组合循环发动机。

背景技术

传统的组合循环发动机包括燃气涡轮单元和冲压燃烧单元，且燃气涡轮单元与冲压燃烧单元可采用串联式布局，也可采用并联布局。对于串联式布局来说，组合循环发动机难以在马赫数5.0以上的条件下工作；对于并联式布局来说，由于燃气涡轮单元与冲压燃烧单元在模式转换点附近(即过渡模态下)性能均较差，因而燃气涡轮单元与冲压燃烧单元在过渡模态下存在“推力鸿沟”问题。

目前，为了解决燃气涡轮单元与冲压燃烧单元之间的“推力鸿沟”问题，组合循环发动机通常在进气通道内设置换热器的方法来扩大燃气涡轮单元的有效工作范围，但仍存在系统复杂、鲁棒性差、技术成熟度偏低等问题，在短时间内仍无法满足空天运输系统对动力系统的需求。

发明内容

鉴于背景技术中存在的问题，本发明的目的在于提供一种组合循环发动机，其提高了过渡模态下的动力性能，有效地解决了组合循环发动机在燃气涡轮模态与冲压燃烧模态之间的“推力鸿沟”问题，且该种类型的组合循环发动机结构简单、鲁棒性好。

为了实现上述目的，本发明提供了一种组合循环发动机，其包括：壳体；中心锥体，设置于壳体内且与壳体形成有空气入口；燃气涡轮单元，设置于壳体内并与壳体形成有进气通道，进气通道连通于空气入口，且燃气涡轮单元具有：第一进气口，受控连通于进气通道；以及第一燃烧室，连通于第一进气口；冲压燃烧单元，设置于燃气涡轮单元与壳体之间并具有：第二进气口，连通于进气通道；以及第二燃烧室，连通于第二进气口；辅助火箭，固定设置于燃气涡轮单元内并沿轴向位于第一燃烧室下游；氧化剂供给单元，连通于辅助火箭；燃料供给单元，受控连通于燃气涡轮单元的第一燃烧室、冲压燃烧单元的第二燃烧室以及辅助火箭；以及尾喷管组件，连通于燃气涡轮单元、冲压燃烧单元和辅助火箭。其中，设组合循环发动机当前的飞行速度为V，则组合循环发动机的工作过程为：

当0＜V＜V₁时，第一进气口处于打开状态、燃料供给单元连通于燃气涡轮单元的第一燃烧室、且燃料供给单元与冲压燃烧单元的第二燃烧室和辅助火箭不连通，此时燃料供给单元向第一燃烧室内供入的燃料与经由第一进气口进入第一燃烧室内的空气混合燃烧且混合燃烧后的气体经由尾喷管组件排出、经由第二进气口进入第二燃烧室内的空气不参与燃烧并直接经由尾喷管组件排出；

当V₁≤V＜V₂时，第一进气口处于打开状态、燃料供给单元连通于燃气涡轮单元的第一燃烧室和辅助火箭、且燃料供给单元与冲压燃烧单元的第二燃烧室不连通，此时燃料供给单元向第一燃烧室内供入的燃料与经由第一进气口进入第一燃烧室内的空气混合燃烧且混合燃烧后的气体经由尾喷管组件排出、燃料供给单元向辅助火箭内供入的燃料与经由氧化剂供给单元供入辅助火箭内的氧化剂混合燃烧且混合燃烧后的气体经由尾喷管组件排出、经由第二进气口进入第二燃烧室内的空气不参与燃烧并直接经由尾喷管组件排出；

当V₂≤V时，第一进气口处于关闭状态、燃料供给单元连通于冲压燃烧单元的第二燃烧室、且燃料供给单元与燃气涡轮单元的第一燃烧室和辅助火箭不连通，此时燃料供给单元向第二燃烧室内供入的燃料与经由第二进气口进入第二燃烧室内的空气混合燃烧且混合燃烧后的气体经由尾喷管组件排出气。

壳体还设置有：放气口，受控连通于进气通道。