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组合循环发动机制造技术

技术编号:22347081 阅读:79 留言:0更新日期:2019-10-19 17:20
本实用新型专利技术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,本实用新型专利技术的组合循环发动机的结构简单、鲁棒性好。

Combined cycle engine

【技术实现步骤摘要】
组合循环发动机
本技术涉及发动机
,尤其涉及一种组合循环发动机。
技术介绍
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。
技术实现思路
鉴于
技术介绍
中存在的问题,本技术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,本技术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。中心锥体包括:后体,固定于壳体;前体,设置于空气入口处并滑动连接于后体;以及推杆,固定连接于前体,用于带动前体沿轴向相对后体运动,以调节空气入口大小。燃气涡轮单元包括机匣、压气机、传动轴、涡轮以及调节组件。机匣的外表面与壳体的内表面形成所述进气通道,且机匣的前部固定连接于中心锥体。第一进气口贯通设置于机匣的前部,第一燃烧室设置于机匣的后部内并位于压气机与涡轮之间。压气机和涡轮固定连接于传动轴,且涡轮沿轴向位于压气机下游。调节组件设置于机匣的前部与中心锥体之间并包括:调节片,设置于第一进气口处并设置有开口;动力机构,设置于中心锥体,用于带动调节片旋转运动以调节第一进气口的大小。第二燃烧室具有:第二外壁,固定于壳体;第二内壁,位于第二外壁内侧并固定于涡轮燃气涡轮单元,且第二外壁与第二外壁形成第二燃烧腔;以及第二前壁,连接于第二外壁和第二内壁并设置所述第二进气口。冲压燃烧单元还包括:喷嘴,一端设置于第二进气口处、另一端受控连通于燃料供给单元;以及稳定器,固定设置于第二燃烧室内。辅助火箭具有:第三内壁,形成有第三燃烧腔和火箭喷管;以及第三外壁,位于第三内壁外侧并与第三内壁形成有冷却通道,且所述冷却通道受控连通于燃料供给单元;以及第三前壁,设置有进料口,且所述进料口连通于冷却通道和氧化剂供给单元。燃料供给单元包括:燃料储箱;燃料泵,位于燃料储箱内并具有燃料泵轴,且所述燃料泵轴通过第一齿轮组连接于燃气涡轮单元的传动轴;以及燃料管道,连通于燃料储箱。氧化剂供给单元包括:氧化剂储箱;氧化剂泵,位于氧化剂储箱内并具有氧化剂泵轴,且所述氧化剂泵轴通过第二齿轮组连接于燃气涡轮单元的传动轴;以及氧化剂管道,连通于氧化剂储箱。尾喷管组件包括:外壳,位于冲压燃烧单元的尾部并连接于壳体;以及内壳,位于燃气涡轮单元的尾部并转动连接于机匣,且内壳形成有第一喷口、内壳与外壳形成有第二喷口;以及调节机构,用于带动内壳相对机匣运动,以调节第一喷口和第二喷口的大小。V1的范围为(2±0.5)马赫,V2的范围为(3±0.5)马赫。本技术的有益效果如下:在根据本技术的组合循环发动机中,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,本技术的组合循环发动机的结构简单、鲁棒性好。附图说明图1是本技术的组合循环发动机的结构示意图。图2是图1中的组合循环发动机去除壳体、部分中心椎体、氧化剂供给单元、燃料供给单元以及尾喷管组件后的结构示意图。图3是燃气涡轮单元的第一进气口处于关闭状态时的结构示意图。图4是燃气涡轮单元的第一进气口处于打开状态时的结构示意图。图5是本技术的组合循环发动机的在燃气涡轮模态下的工作原理示意图,其中箭头表示气体的流动路径。图6是本技术的组合循环发动机的在过渡模态下的工作原理示意图,其中箭头表示气体的流动路径。图7是本技术的组合循环发动机的在冲压燃烧模态下的工作原理示意图,其中箭头表示气体的流动路径。其中,附图标记说明如下:1壳体43喷嘴11放气口44稳定器2中心锥体5辅助火箭21后体51第三内壁22前体52第三外壁23推杆53第三燃烧腔3燃气涡轮单元54第三前壁31第一进气口55冷却通道32第一燃烧室56火箭喷管321第一外壁6氧化剂供给单元322第一内壁61氧化剂储箱323第一燃烧腔62氧化剂泵33机匣S62氧化剂泵轴34压气机63氧化剂管道35传动轴7燃料供给单元36涡轮71燃料储箱37调节组件72燃料泵371调节片S72燃料泵轴372动力机构73燃料管道3721联动环8尾喷管组件3722摇杆81外壳3723作动筒82内壳3724曲柄83调节本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种组合循环发动机,其特征在于,包括:壳体(1);中心锥体(2),设置于壳体(1)内且与壳体(1)形成有空气入口(A);燃气涡轮单元(3),设置于壳体(1)内并与壳体(1)形成有进气通道(B),进气通道(B)连通于空气入口(A),且燃气涡轮单元(3)具有:第一进气口(31),受控连通于进气通道(B);以及第一燃烧室(32),连通于第一进气口(31);冲压燃烧单元(4),设置于燃气涡轮单元(3)与壳体(1)之间并具有:第二进气口(41),连通于进气通道(B);以及第二燃烧室(42),连通于第二进气口(41);辅助火箭(5),固定设置于燃气涡轮单元(3)内并沿轴向位于第一燃烧室(32)下游;氧化剂供给单元(6),连通于辅助火箭(5);燃料供给单元(7),受控连通于燃气涡轮单元(3)的第一燃烧室(32)、冲压燃烧单元(4)的第二燃烧室(42)以及辅助火箭(5);以及尾喷管组件(8),连通于燃气涡轮单元(3)、冲压燃烧单元(4)和辅助火箭(5)。

【技术特征摘要】
1.一种组合循环发动机,其特征在于,包括:壳体(1);中心锥体(2),设置于壳体(1)内且与壳体(1)形成有空气入口(A);燃气涡轮单元(3),设置于壳体(1)内并与壳体(1)形成有进气通道(B),进气通道(B)连通于空气入口(A),且燃气涡轮单元(3)具有:第一进气口(31),受控连通于进气通道(B);以及第一燃烧室(32),连通于第一进气口(31);冲压燃烧单元(4),设置于燃气涡轮单元(3)与壳体(1)之间并具有:第二进气口(41),连通于进气通道(B);以及第二燃烧室(42),连通于第二进气口(41);辅助火箭(5),固定设置于燃气涡轮单元(3)内并沿轴向位于第一燃烧室(32)下游;氧化剂供给单元(6),连通于辅助火箭(5);燃料供给单元(7),受控连通于燃气涡轮单元(3)的第一燃烧室(32)、冲压燃烧单元(4)的第二燃烧室(42)以及辅助火箭(5);以及尾喷管组件(8),连通于燃气涡轮单元(3)、冲压燃烧单元(4)和辅助火箭(5)。2.根据权利要求1所述的组合循环发动机,其特征在于,壳体(1)还设置有:放气口(12),受控连通于进气通道(B)。3.根据权利要求1所述的组合循环发动机,其特征在于,中心锥体(2)包括:后体(21),固定于壳体(1);前体(22),设置于空气入口(A)处并滑动连接于后体(21);以及推杆(23),固定连接于前体(22),用于带动前体(22)沿轴向相对后体(21)运动,以调节空气入口(A)大小。4.根据权利要求1所述的组合循环发动机,其特征在于,燃气涡轮单元(3)包括机匣(33)、压气机(34)、传动轴(35)、涡轮(36)以及调节组件(37);机匣(33)的外表面与壳体(1)的内表面形成所述进气通道(B),且机匣(33)的前部固定连接于中心锥体(2);第一进气口(31)贯通设置于机匣(33)的前部,第一燃烧室(32)设置于机匣(33)的后部内并位于压气机(34)与涡轮(36)之间;压气机(34)和涡轮(36)固定连接于传动轴(35),且涡轮(36)沿轴向位于压气机(34)下游;调节组件(37)设置于机匣(33)的前部与中心锥体(2)之间并包括:调节片(371),设置于第一进气口(31)处并设置有开口;动力机构(372),设置于中心锥体(2),用于带动调节片(371)旋转运...

【专利技术属性】
技术研发人员:计自飞张会强
申请(专利权)人:清华大学
类型:新型
国别省市:北京,11

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