一种带部分预冷的超音速飞行器喷气推进系统及控制方法技术方案

本发明专利技术提供了一种带部分预冷的超音速飞行器喷气推进系统及其控制方法，通过在第一进气道的混合器前加装液氮预冷换热器，液氮预冷换热器仅在飞行马赫数达到1.8时开启，通过采用自身携带的液氮冷源冷却第一进气道来流高温气流，在飞行速度大于马赫数1.8时，第一分流器通往第一混合器的气流通道关闭，使第二进气道进入的高温高压气流，经风扇加压后，按比例分流至外涵加力燃烧室和涵道燃烧室。本发明专利技术采用液氮部分预冷进气道高温气流，有效提高了压缩系统折合转速，提高了其稳定工作裕度，也提高了主燃烧室的温升，与此同时开启涡轮发动机的涵道燃烧和外涵加力燃烧，大幅增加了涡轮发动机有效循环功，提高了单位推力。提高了单位推力。提高了单位推力。

【技术实现步骤摘要】
一种带部分预冷的超音速飞行器喷气推进系统及控制方法


[0001]本专利技术属于涡轮发动机喷气推进
，涉及一种带部分预冷的超音速飞行器喷气推进系统，尤其是一种马赫数Ma达到3.5及以上的超音速飞行器喷气推进系统，在马赫数Ma大于1.8飞行时，被预冷后的部分来流高温空气流可以继续在发动机涡轮发动机核心机加功高速排出，未被预冷的来流高温空气流量，经风扇加压后在提高涡轮发动机工作马赫数Ma的同时，可以大幅缩减所携带的预冷剂的重量，提高飞行平台的载荷。

技术介绍

[0002]现有超音速飞行器喷气推进系统，受其传统轻型涡轮发动机使用包线范围的限制，不具备高马赫数（Ma0~3.5）飞行能力。美国SR71黑鸟侦察机动力系统，采用了J58涡轮发动机并开启超级燃烧室半冲压模式下马赫数Ma能达到3.2，马赫数Ma尚不能达到3.5及以上，所以目前单纯依靠涡轮机推进装置很难实现马赫数Ma在3.5及以上的飞行能力。当前高速涡轮发动机有两项技术正在研发：一是采用射流预冷高马赫数飞行的轻型涡轮发动机，马赫数Ma在2.0以上飞行时采用喷水进行射流预冷，但需要携带大量水或过氧化氢，飞行器起飞前需要背“死重”，有效载荷大幅减小，如美国国防预先研究计划局提出快速响应小载荷低成本运载计划中采用F100发动机为平台，在地面状态验证了喷水预冷技术；俄罗斯米格
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300发动机使用了喷水射流预冷技术，在高空飞行过程中，马赫数Ma最大能到2.8，并具备短时间Ma3工作能力，仍达不到Ma3.5及以上。二是采用闭式换热介质循环和惰性冷却介质等相结合的高超声速发动机技术，需突破强换热器技术等，系统复杂，成本高，研制周期不可预测，如英国的佩刀超声速发动机。
[0003]国内目前仅在涡喷发动机上开展了高马赫数Ma下的全进气道喷水预冷的技术验证，对于采用其他的预冷剂或者惰性气体提高涡轮发动机推力拓展涡轮发动机飞行的技术手段，目前都尚处于数值仿真和部件试验研究阶段，相关的整机集成测试尚未开展。

技术实现思路

[0004]（一）本专利技术解决的技术问题针对现有超音速飞行器喷气推进系统技术中为进一步提高涡轮发动机推力及拓展涡轮发动机飞行能力所存在的需要携带大量冷源对来流进行冷却使得飞行器起飞前需要背“死重”而导致有效载荷大幅减小，或者采用闭式换热介质循环和惰性冷却介质等相结合而需突破强换热器技术等上述技术问题，本专利技术提出了一种带部分预冷的超音速飞行器喷气推进系统及其控制方法，在飞行高度15~20km，飞行马赫数Ma大于1.8时，在固定的设计循环参数下，高压压气机出口总温超过材料使用限制温度900K，通过在超声速进气道中加装液氮预冷换热器，采用自身携带的液氮冷源冷却进气道部分来流高温气流进入高压压气机，能提高高压压气机的折合转速，吸气能力也相应提高，能继续进行加压稳定工作，并降低了高压压气机出口总温，能有更多的温度更低的引气冷源冷却高压涡轮和低压涡轮以及维持发动机空气系统封严等。与此同时，高压压气机出口总温的降低也提高了主燃烧室的
温升，使其加功能力增强，提高了有效循环功，推力大幅提高。未预冷的高温高压气流经进气道进入后，经风扇加压后，直接进入混合室后进入分流器，按比例分流至外涵加力燃烧室和涵道燃烧室，开启涵道燃烧室和外涵加力燃烧室，能继续使发动机加速飞行。本专利技术的带部分预冷的超音速飞行器喷气推进系统不需要携带大量的冷源对来流冷却，只对来流进行了部分预冷既实现了马赫数Ma达到3.5及以上的飞行能力。
[0005]（二）本专利技术的解决技术方案为解决上述技术问题，本专利技术所采用的技术方案如下：一种带部分预冷的超音速飞行器喷气推进系统，至少包括一涡轮发动机核心机、一第一超声速进气道、一第二超声速进气道、一第一尾喷管、一第二尾喷管、一涵道燃烧室、一外涵加力燃烧室和一液氮冷源，所述第一超声速进气道、第二超声速进气道设置在所述涡轮发动机核心机的上游，且所述第一超声速进气道形成为发动机内涵道，所述第二超声速进气道形成为发动机外涵道，所述第一尾喷管、第二尾喷管设置在所述涡轮发动机核心机的下游，所述涡轮发动机核心机至少包括一高压压气机、一主燃烧室和一高压涡轮，所述高压涡轮的下游设有一低压涡轮，所述第一超声速进气道的进口段中设有一液氮预冷换热器，所述第二超声速进气道的进口段中设有一风扇，且所述低压涡轮与风扇驱动连接，其特征在于：所述高压压气机的上游进气口处设有一第一混合器，所述高压涡轮的下游排气口处设有一第二混合器，所述风扇的下游设有一第一分流器和一第三混合器，所述第三混合器的下游设有一第二分流器，每一混合器均包括均至少包括两进气口和一排气口，每一分流器均包括均至少一进气口和两排气口；进入所述第一超声速进气道的气流经所述液氮预冷换热器的热侧后通入所述第一混合器的第一进气口，所述第一混合器的排气口与所述高压机压气机的进气口连通，所述高压涡轮的排气口与所述第二混合器的第一进气口连通，所述第二混合器的排气口与所述低压涡轮的进气口连通，所述低压涡轮的排气口直接与所述第一尾喷管连通，所述液氮预冷换热器的冷侧则通过管路与所述液氮冷源形成一液氮换热介质循环；进入所述第二超声速进气道的气流经所述风扇加压后分为两路，一路通入所述第三混合器的第一进气口、一路通入所述第一分流器的进气口，所述第一分流器的第一排气口与所述第一混合器的第二进气口连通、第二排气口与所述第三混合器的第二进气口连通，所述第三混合器的排气口与所述第二分流器的进气口连通，所述第二分流器的第一排气口与所述涵道燃烧室的进气口连通、第二排气口与所述外涵加力燃烧室的进气口连通，且所述第二分流器将通入其中的空气流量按比例分配至所述涵道燃烧室、外涵加力燃烧室，所述涵道燃烧室的排气口与所述第二混合器的第二进气口连通，所述外涵加力燃烧室的排气口直接与所述第二尾喷管连通。
[0006]作为本专利技术优选的实例，所述第一超声速进气道、第二超声速进气道与所述涡轮发动机核心机采用一体化设计。
[0007]作为本专利技术优选的实例，所述液氮预冷换热器的冷侧与液氮冷源之间的连通管路上设有控制阀门，当来流马赫数Ma小于1.8时，关闭所述控制阀门，停止二者之间的液氮换热介质循环，使得所述液氮预冷换热器处于关闭状态，当来流马赫数Ma大于1.8时，打开所述控制阀门，启动二者之间的液氮换热介质循环，使得所述液氮预冷换热器处于启动状态。
[0008]作为本专利技术进一步优选的实例，当来流马赫数Ma小于1.8时，打开所述第一分流器的进气口并根据推进系统的推力需求调整分配至所述第一混合器、第三混合器的空气流量，当来流马赫数Ma大于1.8时，关闭所述第一分流器的进气口，进入所述第二超声速进气道的气流经所述风扇加压后，完全通入所述第三混合器。
[0009]作为本专利技术进一步优选的实例，当来流马赫数Ma小于1.8时，若推进系统切换至高亚音速巡航模式，则调整所述第一分流器的排气分配比例，增大分配至所述第三混合器的空气流量，并关闭所述涵道燃烧室、外涵加力燃烧室的燃烧，以增加所述推进系统的实际总涵道比，降低耗油率。
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种带部分预冷的超音速飞行器喷气推进系统，至少包括一涡轮发动机核心机、一第一超声速进气道、一第二超声速进气道、一第一尾喷管、一第二尾喷管、一涵道燃烧室、一外涵加力燃烧室和一液氮冷源，所述第一超声速进气道、第二超声速进气道设置在所述涡轮发动机核心机的上游，且所述第一超声速进气道形成为发动机内涵道，所述第二超声速进气道形成为发动机外涵道，所述第一尾喷管、第二尾喷管设置在所述涡轮发动机核心机的下游，所述涡轮发动机核心机至少包括一高压压气机、一主燃烧室和一高压涡轮，所述高压涡轮的下游设有一低压涡轮，所述第一超声速进气道的进口段中设有一液氮预冷换热器，所述第二超声速进气道的进口段中设有一风扇，且所述低压涡轮与风扇驱动连接，其特征在于：所述高压压气机的上游进气口处设有一第一混合器，所述高压涡轮的下游排气口处设有一第二混合器，所述风扇的下游设有一第一分流器和一第三混合器，所述第三混合器的下游设有一第二分流器，每一混合器均包括均至少包括两进气口和一排气口，每一分流器均包括均至少一进气口和两排气口；进入所述第一超声速进气道的气流经所述液氮预冷换热器的热侧后通入所述第一混合器的第一进气口，所述第一混合器的排气口与所述高压机压气机的进气口连通，所述高压涡轮的排气口与所述第二混合器的第一进气口连通，所述第二混合器的排气口与所述低压涡轮的进气口连通，所述低压涡轮的排气口直接与所述第一尾喷管连通，所述液氮预冷换热器的冷侧则通过管路与所述液氮冷源形成一液氮换热介质循环；进入所述第二超声速进气道的气流经所述风扇加压后分为两路，一路通入所述第三混合器的第一进气口、一路通入所述第一分流器的进气口，所述第一分流器的第一排气口与所述第一混合器的第二进气口连通、第二排气口与所述第三混合器的第二进气口连通，所述第三混合器的排气口与所述第二分流器的进气口连通，所述第二分流器的第一排气口与所述涵道燃烧室的进气口连通、第二排气口与所述外涵加力燃烧室的进气口连通，且所述第二分流器将通入其中的空气流量按比例分配至所述涵道燃烧室、外涵加力燃烧室，所述涵道燃烧室的排气口与所述第二混合器的第二进气口连通，所述外涵加力燃烧室的排气口直接与所述第二尾喷管连通。2.根据权利要求1所述的带部分预冷的超音速飞行器喷气推进系统，其特征在于：所述液氮预冷换热器的冷侧与液氮冷源之间的连通管路上设有控制阀门，当来流马赫数Ma小于1.8时，关闭所述控制阀门，停止二者之间的液氮换热介质循环，使得所述液氮预冷换热器处于关闭状态，当来流马赫数Ma大于1.8时，打开所述控制阀门，启动二者之间的液氮换热介质循环，使得所述液氮预冷换热器处于启动状态。3.根据权利要求2所述的带部分预冷的超音速飞行器喷气推进系统，其特征在于：当来流马赫数Ma小于1.8时，打开所述第一分流器的进气口并根据推进系统的推力需求调整分配至所述第一混合器、第三混合器的空气流量，当来流马赫数Ma大于1.8时，关闭所述第一分流器的进气口，进入所述第二超声速进气道的气流经所述风扇加压后，完全通入所述第三混合器。4.根据权利要求3所述的带...

【专利技术属性】
技术研发人员：张坤，龚建波，徐纲，朱俊强，
申请(专利权)人：中国科学院工程热物理研究所，
类型：发明
国别省市：