一种涡轮基组合循环发动机、飞行器及控制方法技术

本发明专利技术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。本发明专利技术提供的涡轮基组合循环发动机用于飞行器中。用于飞行器中。用于飞行器中。

【技术实现步骤摘要】
一种涡轮基组合循环发动机、飞行器及控制方法


[0001]本专利技术涉及航空
，尤其涉及一种涡轮基组合循环发动机、飞行器及控制方法。

技术介绍

[0002]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。
[0003]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。专利技术人发现，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。

技术实现思路

[0004]本专利技术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。
[0005]第一方面，本专利技术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；
[0006]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；
[0007]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。
[0008]与现有技术相比，本专利技术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。
[0009]第二方面，本专利技术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；
[0010]与现有技术相比，本专利技术提供的涡轮基组合循环发动机的有益效果与本专利技术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。
[0011]第三方面，本专利技术提供了一种飞行模式切换方法，方法包括：
[0012]响应于低速飞行指令，控制涡轮发动机工作；
[0013]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。
[0014]与现有技术相比，本专利技术提供的方法的有益效果与本专利技术的涡轮基组合循环发动机有益效果相同，此处不做赘述。
附图说明
[0015]此处所说明的附图用来提供对本专利技术的进一步理解，构成本专利技术的一部分，本专利技术的示意性实施例及其说明用于解释本专利技术，并不构成对本专利技术的不当限定。在附图中：
[0016]图1A为本专利技术示例性实施例的涡轮基组合循环发动机在低速飞行时的结构示意图；
[0017]图1B为本专利技术示例性实施例的涡轮基组合循环发动机在低速飞行时的工作原理示意图；
[0018]图2A为本专利技术示例性实施例的涡轮基组合循环发动机在中速飞行时的结构示意图；
[0019]图2B为本专利技术示例性实施例的涡轮基组合循环发动机在中速飞行时的工作原理示意图；
[0020]图3A为本专利技术示例性实施例的涡轮基组合循环发动机在高速飞行时的结构示意图；
[0021]图3B为本专利技术示例性实施例的涡轮基组合循环发动机在高速飞行时的工作原理示意图；
[0022]图4为本专利技术示例性实施例的实施例的隔板开口结构示意图；
[0023]图5为本专利技术示例性实施例的实施例的导流机构结构示意图；
[0024]图6为本专利技术示例性实施例的实施例的流道切换机构的结构示意图。
[0025]附图标记：
[0026]101
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涡轮发动机，102
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预冷器，103
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进气管，1031
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涡轮通道，1032
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冲压通道，104
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尾喷管，1041
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涡轮通道，1042
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冲压通道，105
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隔板，1051
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开口，106
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导流机构，107
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流道切换机构，1071
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第一挡板，1072
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第二挡板，1073
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连杆。
具体实施方式
[0027]为了使本专利技术所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本专利技术进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本专利技术，并不用于限定本专利技术。
[0028]需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者间接在该另一个元件上。当一个元件被称为是“连接于”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或间接连接至该另一个元件上。
[0029]此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本专利技术的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。“若干”的含义是一个或一个以上，除非另有明确具体的限定。
[0030]在本专利技术的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本专利技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种涡轮基组合循环发动机，其特征在于，应用于飞行器，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、尾喷管以及设在所述进气管内的隔板，所述隔板将所述进气管与所述尾喷管分为涡轮通道和冲压通道，所述预冷器位于所述涡轮通道内，所述涡轮通道分别与所述涡轮发动机的进气口连通，所述冲压通道与所述冲压发动机的进气口连通，所述尾喷管分别与所述涡轮发动机的尾喷口和所述冲压发动机的尾喷口连通；所述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，所述导流机构和所述流道切换机构沿着所述进气管靠近所述涡轮发动机的方向分布，所述导流机构位于所述预冷器靠近所述涡轮通道的入口的部位；当所述飞行器的飞行速度小于或等于第一预设速度，所述导流机构用于关闭所述涡轮通道，开启所述冲压通道靠近所述冲压通道的入口的部位，所述流道切换机构用于连通所述冲压通道靠近所述冲压发动机的部位与所述涡轮发动机的进气口；当所述飞行器的飞行速度大于第一预设速度，且小于或等于第二预设速度，所述导流机构用于开启所述涡轮通道靠近涡轮通道的入口部位，关闭所述冲压通道靠近所述冲压通道的入口的部位，所述流道切换机构用于连通所述涡轮通道靠近所述涡轮通道的入口的部位与所述涡轮通道靠近所述涡轮发动机的部位，以及关闭所述冲压通道靠近所述冲压发动机的部位。2.根据权利要求1所述的涡轮基组合循环发动机，其特征在于，当所述飞行器的飞行速度大于第二预设速度，所述导流机构用于关闭所述涡轮通道，开启所述冲压通道，所述流道切换机构用于连通所述冲压通道与所述冲压发动机的进气口，所述第二预设速度大于所述第一预设速度。3.根据权利要求1或2所述的涡轮基组合循环发动机，其特征在于，所述隔板具有开口，所述流道切换机构用于打开或关闭所述开口；当所述飞行器的飞行速度小于或等于第一预设速度，所述涡轮通道和所述冲压通道通过所述开口连通；当所述飞行器的飞行速度大于第一预设速度，所述流道切换机构封闭所述开口。4.根据权利要求3所述的涡轮基组合循环发动机，其特征在于，所述导流机构可转动的安装在所述充气管的内壁，所述流道切换机构包括第一挡板和第二挡板，所述第一挡板铰接在所述开口的侧壁靠近所述进气管的入口的部位，所述第二挡板铰接在所述冲压通道靠近所述冲压发动机的进气口的部位；当所述飞行器的飞行速度小于或等于第一预设速度，所述开口位于所述第一挡板和所述第二挡板之间的区域，所述第一挡板封闭所述涡轮通道位于所述预冷器靠近所述涡轮发动机的部位，所述第二挡板封闭所述冲压通道靠近冲压发动机的部位；当所述飞行器的飞行速度大于第一预设速度，所述第一挡板盖在所述开口，所述第二挡板与所述隔板之间具有空隙。...

【专利技术属性】
技术研发人员：苗辉，周琨，魏宽，李亚忠，
申请(专利权)人：中国航空发动机研究院，
类型：发明
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