[发明专利]共用低压涡轮变循环涡轮火箭发动机和其推力实现方法

说明书

本发明公开了一种共用低压涡轮变循环涡轮火箭发动机和其推力实现方法，该发动机设有两套相互独立的燃气发生器系统：常规高压核心机系统和火箭燃气发生器系统，它们共用一套低压转子系统、分涵道流动系统、复燃增推系统，构成发动机的两种不同工作模式：混合排气涡轮风扇模式和空气涡轮火箭模式；该方法包括：发动机由飞行马赫数2.5以下加速至飞行马赫数2.5以上时由混合排气涡轮风扇模式转换到空气涡轮火箭模式，由飞行马赫数2.5以上减速至飞行马赫数2.5以下时由空气涡轮火箭模式转换到混合排气涡轮风扇模式。本发明采用共用低压涡轮方案，当飞行马赫数达到2.5时，从混合排气涡轮风扇模式转换到空气涡轮火箭模式，发动机稳态推力出现陡升式增大。

技术领域

本发明属于航空航天飞行器动力推进领域，尤其涉及一种共用低压涡轮变循环涡轮火箭发动机和其推力实现方法。

背景技术

目前，大气层内的高超声速飞行器已经成为未来航空航天领域的热点问题，燃气涡轮发动机被认为是最优的低速吸气式动力方案，其显著的比冲优势可以使使用燃气涡轮发动机作为动力方案的飞行器在水平起降和低速飞行时拥有非常高的可操作性和安全性。

但是，传统的燃气涡轮发动机受到自身循环加热量限制与工作特性的局限，其难以在马赫数2.5～4.0速度域内工作并产生足够的推力，故无法使飞行器实现有效的飞行与加速。究其原因，有三点：第一点，现有燃气涡轮发动机主燃烧室进口的气流状态是和发动机进口的气流状态直接相关的，即随着发动机工作马赫数的增大，发动机进口气流总温增大将导致主燃烧室进口气流总温相应增大；由于主燃烧室出口总温受到碳氢燃料热值和主燃烧室当量比的限制而存在上限，所以发动机工作马赫数越高，主燃烧室对单位气流增温越小，发动机热力循环的循环加热量也小，产生推力的能力越弱。第二点原因，传统的燃气涡轮发动机工作马赫数越大，其进口总温越大，其压缩部件的换算转速反而越低；根据一般的叶轮机械压缩部件的工作特性，压缩部件的换算转速越低则其允许通过气流的能力就越差，因此发动机进口的换算空气流量会随着工作马赫数的增大而减小；这种趋势会进一步加剧发动机在高工作马赫数推力减小的趋势。第三点原因，传统的燃气涡轮发动机工作马赫数的增大直接导致发动机延程总温均上升，发动机各个叶轮机械部件将工作于较小的换算转速条件；而受到循环加热量不足和转速限制等约束条件影响，发动机也难以在高工作马赫数条件下继续维持较高的物理转速，这会导致发动机各个叶轮机械部件的换算转速进一步减小；根据叶轮机械部件的一般特性，换算转速较小时部件的效率会降低；各个叶轮机械部件效率的降低会导致发动机循环加热量中更多的能量用于加热气流而非转换为气流的动能，这使得发动机排热损失增加，热效率和总效率均降低，推力和比冲进一步减小。

综上所述，虽然传统的燃气涡轮发动机理想热力循环的理论工作马赫数上限(热效率和总效率均减小到0的情况下)可以达到马赫数4.2，但实际的工程使用中由于发动机各个部件不能达到完全理想的状态、发动机推力难以维持飞行需求或者发动机压缩部件出现喘振等复杂原因，真实使用环境中燃气涡轮发动机的工作马赫数上限一般只能达到马赫数2.5到3之间。这已经成为航空燃气涡轮发动机研究领域的基本共识。

发明内容

本发明针对现有技术的不足，提出一种共用低压涡轮变循环涡轮火箭发动机和其推力实现方法，目的在于解决传统燃气涡轮发动机在高工作马赫数条件下循环加热量不足，难以在马赫数2.5～4.0速度域内工作并产生足够的推力的问题。

本发明为解决其技术问题提出以下技术方案：