[发明专利]一种宽速域并联燃烧涡轮发动机

说明书

本发明公开了一种宽速域并联燃烧涡轮发动机，包含燃气涡轮发动机和二级发动机；令燃气涡轮发动机为一级发动机；二级机匣套在所述一级机匣外，和其同轴设置；一级机匣在一级进气道处的内壁上设有第一气流调节模块；二级机匣在二级进气道处的内壁上设有第二气流调节模块；燃气涡轮发动机的机匣在其压气机出口与燃烧室之间设有环形通槽，环形通槽内设有第三气流调节模块；二级喷嘴环设置在一级燃烧室下游的外流道内，二级机匣在二级喷嘴环下游的内壁上周向均匀设有若干稳焰钝体；气流角度调节模块设置在所述二级喷管内。本发明能够实现马赫数0~3.5的宽速域运行，较于加力燃烧室进口压力及燃烧效率更高，循环热效率效率高25%左右，耗油率低40%以上。

技术领域

本发明涉及燃气涡轮发动机设计领域，尤其涉及一种宽速域并联燃烧涡轮发动机。

背景技术

随着临近空间飞行器、空天一体化和天地往返系统等在军事上呈现越来越突出的作用，并在很多场合将会起到决定胜负的关键作用。涡轮基组合发动机（turbine basedcombine-cycle， TBCC）被证明是临近空间飞行器最佳的动力装置，该装置主要以宽速域、大空域、高效经济为主要发展方向。该组合动力装置的飞行马赫数能够到达7的条件，能够工作在临近空间的空域（20~100km），动力装置的循环效率得到进一步提高。对于该装置而言，现阶段技术上主要存在的问题是模态转换中存在“推力陷阱”，即是，涡轮基发动机的工作范围较窄，仅为Ma=0~2.5，由于涡轮基发动机中压气机及涡轮等旋转部件的存在，其转速存在一定极限值，当马赫数大于2.5后，转速难以继续升高，喷管中的燃气能量难以继续增大，因此，涡轮基发动机不再产生推力；而冲压发动机工作范围为Ma=3~7，飞行马赫数低于3时，冲压发动机很难启动，因此，对于该两类燃烧室如何向上向下两个边界拓宽其工作范围成为了该类发动机的重点技术难点。基于以上原因，若将涡轮基发动机工作范围拓宽至Ma=0~3.5，这将大大减轻冲压发动机设计的技术难度，同时，高速涡轮基的发展，将极大推动燃气涡轮发动机技术的进步与革新。然而从单方面工程技术上来解决以上问题难度较大。因此，从发动机循环设计这一本质问题出发，重新提出、设计一种具备宽速域、高经济性的新式涡轮发动机循环，以此来解决组合动力装置的不足，进而促进组合动力装置的发展。

并联燃烧涡轮发动机的主要设计思路是基于一种并联混合动力创新方案提出的，该设计方案的特点是：1）包含内外两套模态工作流路，通过进气道气流调节阀、二级进气道进气调节阀和分流调节阀进行工作模态切换；2）在压气机后分流布置两个并联放置的燃烧室，内流道的燃烧室和外流道的二级燃烧室；3）存在特定的双燃烧室工作模态，即是两燃烧室同时工作，压气机后气流进行分流处理，此时，涡轮的做功量仅需满足压气机耗功量，发动机推力的产生仅依靠二级发动机产生。该循环发动机设计方案可适用于军民两个应用方向，从军事上来说，该方案可实现马赫数0~3.5的宽速域，大空域飞行要求；此外，该方案的发动机推力水平能够通过模态调节调整至与传统带加力燃烧室的航空燃气涡轮发动机推力水平相当，甚至更高。对民用而言，由于二级燃烧室的进口气流压力，温度均高于传统航空燃气涡轮发动机的加力燃烧室进口气流条件，所以，其理想循环热效率将高于传统带加力的航空燃气涡轮发动机循环效率，基本与传统航空燃气涡轮发动机的主燃烧室循环效率相当，进而将使得发动机耗油率得到下降，飞行经济性得到提高。

各个国家从上世纪60年代，特别是90年代以来，针对组合动力装置方向的研究制定了数十项研究计划，其中，对高速涡轮发动机的这一关键技术的研究亦是非常之多，目前来说主要存在着以下两点问题：1）高进口马赫数带来的转动轴强度问题；2）高进口马赫数带来的压气机叶片及涡轮叶片冷却的问题。现阶段，这两个方面都没有得到很好的解决。所以，从发动机的基础循环模式入手，创新设计了一种并联燃烧循环发动机结构及循环工作模式。这将有利于我国高速涡轮发动机技术壁垒的攻关，促进临近空间发动机技术发展，为空天一体化建设提供“动力”。

发明内容