[发明专利]一种涡轮基组合循环发动机、飞行器及控制方法

说明书

本发明公开一种涡轮基组合循环发动机、飞行器及控制方法，涉及航空技术领域，以保证涡轮基组合循环发动机在各种飞行速度为飞行器提供足够的推力。所述涡轮基组合循环发动机包括：涡轮发动机、冲压发动机、预冷器、进气管、尾喷管以及设在进气管内的隔板、导流机构以及流道切换机构。所述飞行器包括上述涡轮基组合循环发动机。本发明提供的涡轮基组合循环发动机用于飞行器中。

技术领域

本发明涉及航空技术领域，尤其涉及一种涡轮基组合循环发动机、飞行器及控制方法。

背景技术

目前，涡轮基组合循环(TBCC)由涡轮发动机和冲压发动机组合，其可以作为动力系统用于高超声速飞机中。当高超声速飞机在低速飞行时，涡轮发动机工作，当高超声速飞机在高速飞行时冲压发动机工作。

但是，常规涡轮发动机的飞行速度范围一般是Ma0～2，常规冲压发动机的飞行速度范围一般是Ma3.5～6。发明人发现，当飞行速度范围在Ma3附近时，涡轮基组合循环(TBCC)发动机的推力不足(称为推力陷阱)。此时，涡轮发动机推力已严重下降，而冲压发动机尚未能产生足够的推力，从而影响TBCC发挥作用。为了解决这个问题，可以在涡轮通道处安装预热器，但是预热器又阻碍了飞行器低速飞行的推力。

发明内容

本发明的目的在于提供一种涡轮基组合循环发动机、飞行器及控制方法，以保证涡轮基组合循环发动机在各种飞行速度为飞行器提供足够的推力。

第一方面，本发明提供了一种涡轮基组合循环发动机，应用于飞行器，涡轮基组合循环发动机包括：涡轮发动机、冲压发动机、预冷器、进气管、尾喷管以及设在进气管内的隔板；隔板将进气管与尾喷管分为涡轮通道和冲压通道，预冷器位于涡轮通道内，涡轮通道分别与涡轮发动机的进气口连通，冲压通道与冲压发动机的进气口连通，尾喷管分别与涡轮发动机的尾喷口和冲压发动机的尾喷口连通；

涡轮基组合循环发动机还包括：导流机构以及流道切换机构，导流机构和流道切换机构沿着进气管靠近涡轮发动机的方向分布，导流机构位于预冷器靠近涡轮通道的入口的部位；

当飞行器的飞行速度小于或等于第一预设速度，导流机构用于关闭所述涡轮通道，开启冲压通道靠近冲压通道的入口的部位，流道切换机构用于连通冲压通道靠近冲压发动机的部位与涡轮发动机的进气口。

与现有技术相比，本发明提供的涡轮基组合循环发动机中，设在进气管内的隔板将进气管与尾喷管分为涡轮通道和冲压通道，导流机构位于预冷器靠近涡轮通道的入口的部位，流道切换机构沿着进气管靠近涡轮发动机的方向分布。当飞行器处在低速飞行状态时，不管预热器是否工作，都可以控制导流机构关闭涡轮通道的入口的部位，同时控制流道切换机构连通冲压通道靠近冲压发动机的部位与涡轮发动机的进气口的部位，从而保证飞行器在低速飞行时具有足够的推力。在飞行器中速飞行时，可以打开预冷器的同时，控制导流机构开启涡轮通道靠近涡轮通道的入口部位以及流道切换机构连通涡轮通道靠近涡轮通道的入口的部位与涡轮通道靠近涡轮发动机的部位，从而实现飞行器在中速飞行时，解决了因涡轮基组合循环(TBCC)发动机的推力不足的问题，可顺利实现涡轮发动机与冲压发动机的接力，使得该涡轮基组合循环发动机能够覆盖马赫数0～7的飞行速度范围内的任一飞行速度。

第二方面，本发明提供了一种涡轮基组合循环发动机，隔板具有开口，开口和流道切换机构沿着靠近所述涡轮发动机的方向分布，流道切换机构用于打开或关闭开口；

与现有技术相比，本发明提供的涡轮基组合循环发动机的有益效果与本发明前者所述的涡轮基组合循环发动机有益效果相同，此处不做赘述。

第三方面，本发明提供了一种飞行模式切换方法，方法包括：

响应于低速飞行指令，控制涡轮发动机工作；

以及控制导流机构关闭涡轮通道，开启冲压通道靠近冲压通道的入口的部位，且流道切换机构连通冲压通道靠近冲压发动机的部位与涡轮发动机的进气口，低速飞行指令用于指示飞行器在小于第一预设速度飞行。