阅读说明：本技术 一种高速飞行器预冷变循环组合推进系统及运行模式 (Precooling and circulation-changing combined propulsion system and running mode of high-speed aircraft ) 是由 邹正平 许鹏程 付超 王一帆 刘火星 黄红路 于 2020-05-18 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种高速飞行器预冷变循环组合推进系统及运行模式,系统包括冲压推进模块、变循环推进模块和强预冷模块；强预冷模块分别连接冲压推进模块和变循环推进模块；运行模式具有涡扇模式、涡喷模式、预冷涡喷模式和冲压模式。通过调节相关阀门,使推进系统在低马赫数飞行时,处于涡扇模式,在中低马赫数飞行时,处于涡喷模式,在中高马赫数飞行时,处于预冷涡喷模式,在高马赫数飞行时,处于冲压模式,从而有效解决变循环发动机由涡喷模式转换为冲压模式时过渡区推力不足的问题,保证飞行器推进系统在马赫数0～6范围内持续稳定高效工作的同时提高了过渡区推进系统的推力,保证了高速飞行器在飞行马赫数0～6范围内均能有效可靠地运行。(The invention discloses a precooling-to-circulating combined propulsion system of a high-speed aircraft and an operation mode, wherein the system comprises a stamping propulsion module, a circulating-to-circulating propulsion module and a strong precooling module; the strong precooling module is respectively connected with the stamping propulsion module and the variable circulation propulsion module; the operation mode comprises a turbofan mode, a vortex spraying mode, a precooling vortex spraying mode and a stamping mode. Through adjusting relevant valves, make propulsion system when low mach number flight, be in the turbofan mode, when middle and low mach number flight, be in the turbojet mode, when middle and high mach number flight, be in precooling turbojet mode, when high mach number flight, be in the punching mode, thereby effectively solve the problem that transition zone thrust is not enough when the variable cycle engine converts the rush mode into the punching mode by the turbojet mode, guarantee that aircraft propulsion system has improved transition zone propulsion system's thrust when lasting stable high-efficient work in mach number 0 ~ 6 within range, guaranteed that high-speed aircraft can all operate effectively reliably in flight mach number 0 ~ 6 within range.)

一种高速飞行器预冷变循环组合推进系统及运行模式

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器技术领域，更具体的说是涉及用于飞行马赫数为0～6范围内高超声速飞行器预冷变循环组合推进系统。

背景技术

军民用领域对高速飞行均有很迫切的需求，高速飞行器是未来航空领域的一个重要发展方向。目前，困扰高速飞行的一个主要问题就是飞行器的推进系统。随着飞行速度的增加，来流总能量不断增加，压气机中能够注入的能量是不断降低的；同时超声速来流下的压气机性能也不断降低，再用压气机增压气流反而是不利的；且用于涡轮冷却的冷却空气的温度随着马赫数的增加在不断升高，使得涡轮及燃烧室冷却变得更加困难。

为解决这一问题，瑞典人ReneLorin提出了冲压发动机。冲压发动机没有压气机、涡轮等转动部件，只有进气道、燃烧室和尾喷管三个主要部件，结构简单、重量轻，适合于Ma＝3.5以上的飞行。但在飞行速度为零时不能产生推力，在低速飞行时，由于进气道的增压作用小，燃烧室内的压力低，所以冲压发动机的性能较差。

变循环发动机是一种多设计点发动机，通过改变一些部件的几何形状、尺寸或位置，来调节其热力循环参数(如增压比、涡轮前温度、涵道比)，改变发动机循环工作模式(涡喷模式、涡扇模式或冲压模式)，使发动机能够满足不同的任务需求或适应更宽的工作范围。但飞行马赫数在2.5～3.5时涡喷模式性能严重下降，冲压模式也无法高效工作，使得该过渡段存在推力不足、运行不稳定的问题。

因此，有效拓宽涡喷发动机的高效工作速域范围，从而实现变循环发动机涡喷模式至冲压模式的平稳过渡，使得发动机在更宽的速域范围内都能保持性能最优，极大提高变循环推进系统的实用性，是本领域技术人员亟需解决的问题。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种高速飞行器预冷变循环组合推进系统，旨在解决上述技术问题。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种高速飞行器预冷变循环组合推进系统，包括：冲压推进模块、变循环推进模块和强预冷模块；所述强预冷模块分别连接所述冲压推进模块和所述变循环推进模块；通过所述强预冷模块的强预冷功能拓宽涡喷发动机的高效工作速域。

所述冲压推进模块包括由前至后依次连通的第一进气道、模态转换阀门A、冲压燃烧室和冲压尾喷管；

所述变循环推进模块包括由前至后依次连通的第二进气道、模态转换阀门B、风扇及低压压气机、高压压气机、变循环燃烧室、高压涡轮、低压涡轮和涡轮尾喷管；所述风扇及低压压气机具有另一条流路通过可变面积涵道引射器与所述涡轮尾喷管连通；

所述强预冷模块包括燃料泵，以及分别与所述燃料泵连通的燃料调节阀A、燃料调节阀B和强预冷器调节阀，以及强预冷器；所述燃料调节阀A与所述冲压燃烧室连通；所述强预冷器的一条流路分别连通所述燃料调节阀B和所述变循环燃烧室，且所述强预冷器的另一条流路串联在所述模态转换阀门B和所述风扇及低压压气机之间；所述强预冷器调节阀与所述强预冷器和所述变循环燃烧室的连通流路连通。

通过上述技术方案，本发明在变循环推进系统的基础上进行改动，增加强预冷器，将冲压推进模块、变循环推进模块和强预冷模块相结合，利用了预冷系统拓宽涡喷发动机的高效工作速域，解决了变循环发动机模态切换推力不足的问题，使得高超声速飞行器推进系统能在0～6马赫数范围内持续稳定工作。

优选的，在上述一种高速飞行器预冷变循环组合推进系统中，所述风扇及低压压气机的出口流路分为外涵流路和内涵流路；所述外涵流路与所述可变面积涵道引射器连通；所述内涵流路与所述高压压气机连通。能够使得风扇及低压压气机分为内外涵两个流路，满足结构需求。

本发明提供了一种高速飞行器预冷变循环组合推进系统的运行模式，旨在解决上述技术问题。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种高速飞行器预冷变循环组合推进系统的运行模式，具有涡扇模式、涡喷模式、预冷涡喷模式和冲压模式；

当飞行器的飞行马赫数达到第一预设范围值时进入所述涡扇模式；所述冲压推进模块关闭，所述强预冷器不工作，气流进入所述第二进气道，通过所述风扇及低压压气机压缩后，一路流经所述可变面积涵道引射器后到达所述涡轮尾喷管，另一路流经所述高压压气机再次压缩后进入所述变循环燃烧室燃烧后，产生的燃气进入所述高压涡轮和所述低压涡轮膨胀做功后到达所述涡轮尾喷管；

当飞行器的飞行马赫数达到第二预设范围值时进入所述涡喷模式；所述冲压推进模块关闭，所述强预冷器不工作，气流进入所述第二进气道，通过所述风扇及低压压气机压缩，流经所述高压压气机再次压缩后进入所述变循环燃烧室燃烧后，产生的燃气进入所述高压涡轮和所述低压涡轮膨胀做功后到达所述涡轮尾喷管；

当飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时进入所述预冷涡喷模式；所述冲压推进模块关闭，所述强预冷器工作，气流进入所述第二进气道，流经强预冷器冷却后通过所述风扇及低压压气机压缩，流经所述高压压气机再次压缩后进入所述变循环燃烧室，燃料泵压入的燃料在所述强预冷器对高温滞止空气降温后进入所述变循环燃烧室与空气混合燃烧，产生的燃气进入所述高压涡轮和所述低压涡轮膨胀做功后到达所述涡轮尾喷管；

当飞行器的飞行马赫数达到第四预设范围值时进入所述冲压模式；所述变循环推进模块关闭，气流进入所述第一进气道，进入所述冲压燃烧室燃烧后，产生的燃气到达所述冲压尾喷管。

通过上述技术方案，本发明在高速飞行器预冷变循环组合推进系统的基础上，提供了四种运行模式，通过调节相关阀门，使推进系统在低马赫数飞行时，处于涡扇模式，在中低马赫数飞行时，处于涡喷模式，在中高马赫数飞行时，处于预冷涡喷模式，在高马赫数飞行时，处于冲压模式，从而有效解决变循环发动机由涡喷模式转换为冲压模式时过渡区推力不足的问题，在保证飞行器推进系统在马赫数不同范围内持续稳定高效工作的同时提高了过渡区推进系统的推力，保证了高速飞行器在飞行马赫数不同范围内均能有效可靠地运行。

优选的，在上述一种高速飞行器预冷变循环组合推进系统的运行模式中，在所述涡扇模式时，所述模态转换阀门A、所述燃料调节阀A关闭；所述模态转换阀门B、所述燃料调节阀B、所述强预冷器调节阀打开；所述可变面积涵道引射器打开，所述强预冷器不工作。通过上述结构的开闭和运行状态，能够有效满足涡扇模式的空气流动和燃料推进要求。

优选的，在上述一种高速飞行器预冷变循环组合推进系统的运行模式中，在所述涡喷模式时，所述模态转换阀门A、所述燃料调节阀A关闭；所述模态转换阀门B、所述燃料调节阀B、所述强预冷器调节阀打开；所述可变面积涵道引射器关闭，所述强预冷器不工作。通过上述结构的开闭和运行状态，能够有效满足涡喷模式的空气流动和燃料推进要求。

优选的，在上述一种高速飞行器预冷变循环组合推进系统的运行模式中，在所述预冷涡喷模式时，所述模态转换阀门A、所述燃料调节阀A、所述强预冷器调节阀关闭；所述模态转换阀门B、所述燃料调节阀B打开；所述可变面积涵道引射器关闭，所述强预冷器工作。通过上述结构的开闭和运行状态，能够有效满足预冷涡喷模式的空气流动和燃料推进要求。

优选的，在上述一种高速飞行器预冷变循环组合推进系统的运行模式中，在所述冲压模式时，所述模态转换阀门B、所述燃料调节阀B、所述强预冷器调节阀关闭；所述模态转换阀门A、所述燃料调节阀A打开；所述可变面积涵道引射器关闭，所述强预冷器不工作。通过上述结构的开闭和运行状态，能够有效满足冲压模式的空气流动和燃料推进要求。

优选的，在上述一种高速飞行器预冷变循环组合推进系统的运行模式中，所述第一预设范围值为大于0，且小于或等于1.5；所述第二预设范围值为大于1.5，且小于或等于2.5；所述第三预设范围值为大于2.5，且小于或等于3.5；所述第四预设范围值为大于或等于3.5，且小于或等于6。保证飞行器推进系统在马赫数0～6范围内持续稳定高效工作的同时提高了过渡区推进系统的推力，保证了高速飞行器在飞行马赫数0～6范围内均能有效可靠地运行。

优选的，在上述一种高速飞行器预冷变循环组合推进系统的运行模式中，所述强预冷器的冷却剂与所述燃料泵的燃料为同种工质。冷却剂先作为冷却剂使用后作为燃料使用。

优选的，在上述一种高速飞行器预冷变循环组合推进系统的运行模式中，所述冷却剂为航空航天低温燃料，可以为氢燃料或者甲烷燃料。

经由上述的技术方案可知，与现有技术相比，本发明公开提供了一种高速飞行器预冷变循环组合推进系统及运行模式，具有以下有益效果：

1、本发明在变循环推进系统的基础上进行改动，增加强预冷器，将冲压推进模块、变循环推进模块和强预冷模块相结合，利用了预冷系统拓宽涡喷发动机的高效工作速域，解决了变循环发动机模态切换推力不足的问题，使得高超声速飞行器推进系统能在0～6马赫数范围内持续稳定工作。

2、本发明在高速飞行器预冷变循环组合推进系统的基础上，提供了四种运行模式，通过调节相关阀门，使推进系统在低马赫数飞行时，处于涡扇模式，在中低马赫数飞行时，处于涡喷模式，在中高马赫数飞行时，处于预冷涡喷模式，在高马赫数飞行时，处于冲压模式，从而有效解决变循环发动机由涡喷模式转换为冲压模式时过渡区推力不足的问题，保证飞行器推进系统在马赫数0～6范围内持续稳定高效工作的同时提高了过渡区推进系统的推力，保证了高速飞行器在飞行马赫数0～6范围内均能有效可靠地运行。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图。

图1附图为本发明提供的结构示意图。

其中：

10-冲压推进模块；

101-第一进气道；

102-模态转换阀门A；

103-冲压燃烧室；

104-冲压尾喷管；

20-变循环推进模块；

201-第二进气道；

202-模态转换阀门B；

203-风扇及低压压气机；

204-高压压气机；

205-可变面积涵道引射器；

206-变循环燃烧室；

207-高压涡轮；

208-低压涡轮；

209-涡轮尾喷管；

30-强预冷模块；

301-燃料泵；

302-燃料调节阀A；

303-燃料调节阀B；

304-强预冷器调节阀；

305-强预冷器。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

实施例1：

参见附图1，本发明实施例公开了一种高速飞行器预冷变循环组合推进系统，包括：冲压推进模块10、变循环推进模块20和强预冷模块30；强预冷模块30分别连接冲压推进模块10和变循环推进模块20；通过强预冷模块30的强预冷功能拓宽涡喷发动机的高效工作速域。

冲压推进模块10包括由前至后依次连通的第一进气道101、模态转换阀门A102、冲压燃烧室103和冲压尾喷管104；

变循环推进模块20包括由前至后依次连通的第二进气道201、模态转换阀门B202、风扇及低压压气机203、高压压气机204、变循环燃烧室206、高压涡轮207、低压涡轮208和涡轮尾喷管209；风扇及低压压气机203具有另一条流路通过可变面积涵道引射器205与涡轮尾喷管209连通；

强预冷模块30包括燃料泵301，以及分别与燃料泵301连通的燃料调节阀A302、燃料调节阀B303和强预冷器调节阀304，以及强预冷器305；燃料调节阀A302与冲压燃烧室103连通；强预冷器305的一条流路分别连通燃料调节阀B303和变循环燃烧室206，且强预冷器305的另一条流路串联在模态转换阀门B202和风扇及低压压气机203之间；强预冷器调节阀304与强预冷器305和变循环燃烧室206的连通流路连通。

为了进一步优化上述技术方案，风扇及低压压气机203的出口流路分为外涵流路和内涵流路；外涵流路与可变面积涵道引射器205连通；内涵流路与高压压气机204连通。

实施例2：

参见附图1，本发明实施例在实施例1的基础上公开了一种高速飞行器预冷变循环组合推进系统的运行模式具有涡扇模式、涡喷模式、预冷涡喷模式和冲压模式。

实施例3：

参见附图1，本发明实施例在实施例2的基础上进一步对涡扇模式的具体信息进行限定：

当飞行器的飞行马赫数达到第一预设范围值时进入涡扇模式；冲压推进模块10关闭，强预冷器305不工作，气流进入第二进气道201，通过风扇及低压压气机203压缩后，一路流经可变面积涵道引射器205后到达涡轮尾喷管209，另一路流经高压压气机204再次压缩后进入变循环燃烧室206燃烧后，产生的燃气进入高压涡轮207和低压涡轮208膨胀做功后到达涡轮尾喷管209。

在涡扇模式时，模态转换阀门A102、燃料调节阀A302关闭；模态转换阀门B202、燃料调节阀B303、强预冷器调节阀304打开；可变面积涵道引射器205打开，强预冷器305不工作。

第一预设范围值为大于0，且小于或等于1.5。

为了进一步优化上述技术方案，强预冷器305的冷却剂与燃料泵301的燃料为同种工质。

为了进一步优化上述技术方案，冷却剂为航空航天低温燃料，可以为氢燃料或者甲烷燃料。

本实施例的工作原理为：

在飞行速度较低，飞行马赫数第一预设范围值，即0至1.5之间时，进入涡扇模式，此时模态转换阀门A102关闭，燃料调节阀A302关闭，冲压推进模块关闭，不流通空气；模态转换阀门B202打开，燃料调节阀B303打开，强预冷器调节阀304打开，可变面积涵道引射器205打开，其面积随飞行马赫数的增大而逐渐减小，变循环推进模块工作，强预冷器305不工作；空气流经第二进气道201、强预冷器305，在风扇及低压压气机203被压缩后分为两路，一路由外涵流道流入涡轮尾喷管209，一路由内涵流道流入高压压气机204再次压缩，最后由变循环燃烧室206空气入口进入变循环燃烧室206，燃料由燃料泵301压出，流经强预冷器调节阀304后由变循环燃烧室206燃料入口进入变循环燃烧室206，燃气与空气在变循环燃烧室206中燃烧，产生的燃气分别在低压涡轮208与高压涡轮209内膨胀做功，最后由涡轮尾喷管209排出产生推力。

实施例4：

参见附图1，本发明实施例在实施例2的基础上进一步对涡喷模式的具体信息进行限定：

当飞行器的飞行马赫数达到第二预设范围值时进入涡喷模式；冲压推进模块10关闭，强预冷器305不工作，气流进入第二进气道201，通过风扇及低压压气机203压缩，流经高压压气机204再次压缩后进入变循环燃烧室206燃烧后，产生的燃气进入高压涡轮207和低压涡轮208膨胀做功后到达涡轮尾喷管209。

在涡喷模式时，模态转换阀门A102、燃料调节阀A302关闭；模态转换阀门B202、燃料调节阀B303、强预冷器调节阀304打开；可变面积涵道引射器205关闭，强预冷器305不工作。

第二预设范围值为大于1.5，且小于或等于2.5。

为了进一步优化上述技术方案，强预冷器305的冷却剂与燃料泵301的燃料为同种工质。

为了进一步优化上述技术方案，冷却剂为航空航天低温燃料，可以为氢燃料或者甲烷燃料。

本实施例的工作原理为：

在实施例3的基础上，飞行器的飞行速度逐渐增加，飞行马赫数达到第二预设范围值，即1.5至2.5之间时，进入涡喷模式，此时在涡扇模式的基础上可变面积涵道引射器205关闭，空气流经第二进气道201、强预冷器305，在风扇及低压压气机203被压缩后直接流入高压压气机204而不流入外涵流道，其余循环步骤皆与涡扇模式一致。

实施例5：

参见附图1，本发明实施例在实施例2的基础上进一步对预冷涡喷模式的具体信息进行限定：

当飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时进入预冷涡喷模式；冲压推进模块10关闭，强预冷器305工作，气流进入第二进气道201，流经强预冷器305冷却后通过风扇及低压压气机203压缩，流经高压压气机204再次压缩后进入变循环燃烧室206，燃料泵301压入的燃料在强预冷器305对高温滞止空气降温后进入变循环燃烧室206与空气混合燃烧，产生的燃气进入高压涡轮207和低压涡轮208膨胀做功后到达涡轮尾喷管209。

在预冷涡喷模式时，模态转换阀门A102、燃料调节阀A302、强预冷器调节阀304关闭；模态转换阀门B202、燃料调节阀B303打开；可变面积涵道引射器205关闭，强预冷器305工作。

第三预设范围值为大于2.5，且小于或等于3.5。

为了进一步优化上述技术方案，强预冷器305的冷却剂与燃料泵301的燃料为同种工质。

为了进一步优化上述技术方案，冷却剂为航空航天低温燃料，可以为氢燃料或者甲烷燃料。

本实施例的工作原理为：

在实施例4的基础上，飞行器的飞行速度较高，飞行马赫数达到第三预设范围值，即2.5至3.5之间时，进入预冷涡喷模式，此时在涡喷模式的基础上强预冷器调节阀304关闭，强预冷器305开始工作，由于第二进气道201中空气的滞止温度较高，需要在强预冷器305中进行冷却，再流入后方；由燃料泵301压出的燃料，则需要首先作为冷却剂在强预冷器305中对空气进行降温，再流入变循环燃烧室206，其余循环步骤皆与涡喷模式一致。

在该实施例的情况下，当飞行器燃料使用氢，并以Ma＝4在H＝25km飞行时，系统处于第三工作模式，氢循环流量为0.42kg/s，此时仅第二进气道201流入空气，空气流量为1kg/s，通过第二进气道201之后总温总压分别为930K和387.058kPa。空气经由强预冷器305之后进入总压比为1.6的风扇及低压压气机203和高压压气机204被压缩，随后与燃料氢在变循环燃烧室206内掺混点燃，之后在高压涡轮207和低压涡轮208中膨胀做功，最后在涡轮尾喷管209中加速膨胀，产生推力1.2kN，比不使用预冷的涡喷模式产生的推力大0.4kN。

实施例6：

参见附图1，本发明实施例在实施例2的基础上进一步对冲压模式的具体信息进行限定：

当飞行器的飞行马赫数达到第四预设范围值时进入冲压模式；变循环推进模块20关闭，气流进入第一进气道101，进入冲压燃烧室103燃烧后，产生的燃气到达冲压尾喷管104。

在冲压模式时，模态转换阀门B202、燃料调节阀B303、强预冷器调节阀304关闭；模态转换阀门A102、燃料调节阀A302打开；可变面积涵道引射器205关闭，强预冷器305不工作。

第四预设范围值为大于或等于3.5，且小于或等于6。

为了进一步优化上述技术方案，强预冷器305的冷却剂与燃料泵301的燃料为同种工质。

为了进一步优化上述技术方案，冷却剂为航空航天低温燃料，可以为氢燃料或者甲烷燃料。

本实施例的工作原理为：

在实施例5的基础上，当飞行器的飞行马赫数达到第四预设范围值，即3.5至6之间时，进入冲压模式，此时模态转换阀门A102打开，燃料调节阀A302打开，冲压推进模块工作；模态转换阀门B202关闭，燃料调节阀B303关闭，强预冷器调节阀304关闭，变循环推进模块关闭，强预冷器305不工作；空气不进入涡轮推进系统，而是由第一进气道101，进入冲压燃烧室103燃烧产生高温燃气，最后由冲压尾喷管104排出产生推力。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的装置而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。