水冲压引射的高超声速组合循环动力系统及其控制方法

技术领域

本发明涉及一种水冲压引射的高超声速组合循环动力系统及其控制方法，属于跨域组合动力技术领域。

背景技术

进入二十一世纪，随着雷达技术的发展，传统战略打击武器例如战术导弹和战略导弹，在敌方雷达的监测下，在飞行高空域容易被发现，难以适应战场环境。

基于战略打击武器在飞行高空域易被发现的缺陷，提出了一种空海跨域的组合动力发动机，在接近打击目标时，近海平面飞行，能够大大提高隐蔽性；火箭基组合循环发动机基于火箭动力和冲压推进两种动力组合起来，实现全空域可持续的飞行，但是无法做到掠海飞行。目前水下高速航行器大多采用水冲压发动机推进。水冲压发动机采用海水作为氧化剂，自身携带金属基推进剂，可实现高比冲和长时间工作的特点。但缺陷在于水下航行受到较大的水下阻力。所以变成掠海飞行，将水冲压发动机与超燃冲压发动机工作方式上结合起来，实现高低空域战略武器有效打击。

发明内容

针对战略打击武器在飞行高空域易被发现的缺陷，本发明的主要目的是提供一种水冲压引射的高超声速组合循环动力系统及其控制方法，实现高空域高超音速飞行，接近目标时掠海飞行的工作需求，提高打击武器的打击能力和其飞行的灵活性。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的：

本发明公开的水冲压引射的高超声速组合循环动力系统，包括超燃冲压发动机主体、伸缩式进水管路、水冲压发动机。所述超燃冲压发动机主体包括可变高度的进气道、与进气道相连的隔离段、隔离段端部设置燃料喷口、燃烧室、可调角度喷管。所述水冲压发动机包括燃气发生器、与燃气发生器相连通的补燃室、补燃室尾端的尾喷管，燃气发生器内设置有金属基固体推进剂装药，尾喷管出口是超燃冲压发动机燃烧室。所述水冲压发动机燃气发生器包括前封头、筒体、燃气发生器喷管；补燃室包括与燃气发生器喷管连通的前盖、补燃室筒体；尾喷管包括尾喷管收敛段、扩张段，所述尾喷管收敛段前端与补燃室筒体通过法兰连接，后端与尾喷管扩张段在喷管喉口处采用螺纹连接。所述伸缩式进水管路用于为水冲压发动机的补燃室供水。所述伸缩式进水管路包括流线型进水口、主进水管道、与主进水管道相连的进水管缓冲室、与进水管缓冲室连接的端部进水管道和中部进水管道，端部进水管道和中部进水管道的一部分别与补燃室连通，在连通处设置有进水管球形控制阀。

为了实现高空模态向减速模态及近水模态的转换，作为优选，所述超燃冲压发动机主体中的可变高度进气道由两块活动斜板组成，所述两块活动斜板通过轴相连，通过航行体进行驱动控制，实现进气道喉部高度调节；同时所述可调角度喷管通过调节喷管下底板，实现扩张比的改变，从而实现超燃冲压发动机主体向水冲压发动机工作模态的转换。

为了近水模态时推进剂能够与水反应，作为优选，所述水冲压发动机中的燃气发生器采用高能固体推进剂，含有易与水反应的金属，用于产生较大推力。所述含有易与水反应的金属包括但不限于镁、铝。

作为进一步优选，采用含金属的PBAN/Al/Mg/AP新式高能固体推进剂，其配方为2.5％-15％的PBCN、60％-70％的铝、7.5％-10％的镁以及15％-20％的过氯酸铵；超燃冲压发动机采用碳氢燃料与空气进行燃烧，储存方便，易于点火。

为了水冲压发动机补燃室燃烧均匀，作为优选，所述补燃室上连接有多个进水管道，分为端部进水管道和中部进水管道，分别有多个交替设置，端部进水管道设置在补燃室端部，中部进水管道设置在补燃室中部。

为了减小航行体在前进过程中遇到空气或水产生的阻力，作为优选，在进水口处选用流线型进水口，两端开口，流线型一端进水，另一端与主进水管道连接，形成伸缩管路，固定在飞行器下面，当在高空模态和减速模态时，进水管路收缩贴合飞行器下壁面，当飞行器转换到近水模态时，进水管路伸展打开，用于进水。

本发明还公开一种水冲压引射的高超声速组合循环动力系统的控制方法，用于控制所述水冲压引射的高超声速组合循环动力系统。所述一种水冲压引射的高超声速组合循环动力系统的控制方法包括高空模态、减速模态和近水模态，包括如下步骤：

(1)高空模态：流线型进水口和主进水管道缩回，进水管缓冲室、端部进水管道，中部进水管道组成的伸缩式进水管路不工作，水冲压发动机中燃气发生器、水冲压发动机补燃室不工作，可变高度进气道打开高度最大，空气冲压经过可变高度进气道与隔离段，储存在超燃冲压发动机燃料储箱的燃料通过超燃冲压发动机燃料喷口喷出，与空气在超燃冲压发动机燃烧室中进行充分反应，产生的燃气通过可变角度喷管喷出，产生推力。

(2)减速模态：流线型进水口和主进水管道缩回，进水管缓冲室、端部进水管道，中部进水管道组成的伸缩式进水管路不工作，水冲压发动机中燃气发生器、水冲压发动机补燃室不工作，可变高度进气道打开高度随着飞行高度降低，控制通过可变高度进气道和隔离段的空气流量，减少超燃冲压发动机燃料喷口喷出的燃料，并调整可变角度喷管的角度，产生逐渐减小的推力，并逐渐降低可变高度进气道，停止超燃冲压发动机的工作，实现减速。

(3)近水模态：流线型进水口和主进水管路伸展，末端深入海平面以下，可变高度进气道打开高度再次降低，超燃冲压发动机隔离段通过气体，燃烧室燃料喷口不喷出燃料，海水经过流线型进水口，流入主进水管道，通过入水缓冲室，打开端部进水管道控制阀和中部进水管控制阀，海水通过管路流入水冲压发动机补燃室中，燃气发生器中装药燃烧，产生持续高温高压携带大量镁铝颗粒的一次燃气，流入水冲压发动机补燃室中，与海水进行反应，燃烧后的燃气通过水冲压发动机喷管流出，流过超燃冲压发动机燃烧室中，引射空气通过可变高度进气道及隔离段，空气被高温高压燃气加热，可变角度喷管恢复工作角度，燃气与空气一同流出产生推力。

有益效果：

1、本发明公开的水冲压引射的高超声速组合循环动力系统及其控制方法，针对超燃冲压发动机高马赫数的飞行特点及水冲压发动机利用水作为氧化剂的特点，通过将高空超燃冲压与近水面水冲压引射的方式进行组合，满足航行体在高空与近水两种工作环境下持续高速飞行的要求，提高打击武器的打击能力和其飞行的灵活性。

2、本发明公开的水冲压引射的高超声速组合循环动力系统及其控制方法，针对进水口在高空产生的阻力，采用伸缩式进水管路，在高空水冲压发动机不工作时，进水管路收缩避免产生额外阻力；同时在近水环境中，进水口采用流线型进水口，大幅减小航行体的进水管路在水下移动时带来的阻力。

3、本发明公开的水冲压引射的高超声速组合循环动力系统及其控制方法，在高空阶段，发动机进入超燃冲压模态，采用碳氢燃料喷注的方式与空气进行反应，实现高效燃烧，减轻航行体重量，简化航行体结构，更易实现高空阶段高马赫数的高机动性。

4、本发明公开的水冲压引射的高超声速组合循环动力系统及其控制方法，在减速阶段，航行体由高空转到近海平面的过程中，通过调节可变高度进气道，不断调整进气量，减少燃料的喷注，并随之调整可变角度喷管，使其完成高空到海平面的减速，在空气与水模态转换阶段，为避免大量水的注入导致熄火，水冲压发动机中燃气发生器推进剂进行自持燃烧，与通过进气道引射进入的空气进行反应，实现平稳过渡，直至水冲压发动机稳定燃烧，进气道关闭，超燃冲压发动机不工作，进入近水阶段。

5、本发明公开的水冲压引射的高超声速组合循环动力系统及其控制方法，在近水模态时，通过进水口进入的水在水冲压发动机燃气发生器中产生反应产生推力，本发明采用含金属的PBAN/Al/Mg/AP新式高能固体推进剂，具有高比冲的特点，可实现在近海平面环境下，航行体大推力前进，带来高动能，使打击武器产生更大杀伤力。

附图说明

图1是本发明一种水冲压引射的高超声速组合循环动力系统及控制过程示意图，其中图1a为高空模态，图1b为减速模态，图1c为近水模态。

图2是本发明一种水冲压引射的高超声速组合循环动力系统中水冲压发动机立体图。

图3是本发明一种水冲压引射的高超声速组合循环动力系统中水冲压发动机剖视图。

图4是本发明一种水冲压引射的高超声速组合循环动力系统的流线型进水口。

其中，1-可变高度进气道、2-隔离段、3-燃烧室燃料喷口、4-超燃冲压发动机燃烧室、5-可变角度喷管、6-伸缩式进水管路、7-燃气发生器、8-超燃冲压发动机壳体、9-水冲压发动机补燃室、10-水冲压发动机喷管、11-超燃冲压发动机燃料储箱、6.1-流线型进水口、6.2-主进水管道、6.3-入水缓冲室、6.4-端部进水管道、6.5-端部进水管控制阀、6.6-中部进水管道、6.7-中部进水管控制阀、7.1-燃气发生器装药弹性垫、7.2-燃气发生器装药、7.3-燃气发生器前封头、7.4-燃气发生器壳体、7.5-燃气发生器后封头、9.1-补燃室前壳体、9.2-补燃室壳体、10.1-水冲压发动机喷管收敛段、10.2-水冲压发动机喷管扩张段。

具体实施方式

下面结合附图与具体实施方式对本发明作进一步详细描述，

参见图1和图2、图3，本实施例公开的一种水冲压引射的高超声速组合循环动力系统，包括伸缩式进水管路、超燃冲压发动机主体、水冲压发动机。所述伸缩式进水管路6包括流线型进水口6.1，主进水管道6.2，入水缓冲室6.3，端部进水管道6.4，端部进水管控制阀6.5，中部进水管道6.6，中部进水管控制阀6.7。

所述超燃冲压发动机主体包括可变高度进气道1，隔离段2，燃烧室燃料喷口3，超燃冲压发动机燃烧室4，可变角度喷管5，超燃冲压发动机壳体8，超燃冲压发动机燃料储箱11。

所述水冲压发动机包括燃气发生器7，水冲压发动机补燃室9，水冲压发动机喷管10；所述燃气发生器7包括燃气发生器前封头7.3，燃气发生器装药弹性垫7.1，燃气发生器装药7.2，燃气发生器壳体7.4，燃气发生器后封头7.5；所述水冲压发动机补燃室9包含补燃室前壳体9.1，补燃室壳体9.2；所述水冲压发动机喷管10包含水冲压发动机喷管收敛段10.1和水冲压发动机喷管收敛段10.2，通过螺纹连接。

所述伸缩式进水管路6在航行体高空阶段与减速阶段时，流线型进水口6.1和主进水管道6.2缩回至壳体附近，减少空气阻力；在航行体近水阶段时，流线型进水口6.1和主进水管道6.2伸展开，使水通过管路流入水冲压发动机补燃室中。

所述主进水管道6.2一端与流线型进水口6.1通过螺纹连接，另一端连接入水缓冲室6.3，从入水缓冲室6.3中伸出端部进水管道6.4和中部进水管道6.6，分别通过端部进水管控制阀6.5，中部进水管控制阀6.7与水冲压发动机补燃室9通过螺纹相连；端部进水管控制阀6.5处在水冲压发动机补燃室9的端部，中部进水管控制阀6.7处在水冲压发动机补燃室9的中部，增强氧化剂与燃气的掺混效果。

所述可变高度进气道1由两块活动平板通过贯穿杆相连，并与隔离段2通过活动杆相连，通过改变与隔离段2相连的活动杆，带动可变高度进气道1中的贯穿杆运动实现不同工作过程时进气道的开闭；所述可变角度喷管5与超燃冲压发动机壳体8通过活动杆相连。

所述伸缩式进水管路6位于超燃冲压发动机壳体8的内部，所述燃烧室燃料喷口位于隔离段2的尾部，与壳体成一定角度，并与超燃冲压发动机燃料储箱11相连。

所述燃气发生器壳体7.4与燃气发生器前封头7.3、燃气发生器后封头7.5通过法兰连接，燃气发生器后封头7.5与补燃室前壳体9.1通过螺纹连接，其中燃气发生器后封头7.5呈收敛状；所述燃气发生器装药7.2位于燃气发生器7内部，和燃气发生器前封头7.3中间通过燃气发生器装药弹性垫7.1接触，支撑固定燃气发生器装药7.2。

所述水冲压发动机补燃室9由补燃室前壳体9.1、补燃室壳体9.2、水冲压发动机喷管10依次通过法兰连接构成。

参考图4，流线型进水口6.1内侧与航行体前进方向开方形口，用于进水，进水口上端与主进水管道6.2通过螺纹相连，是从流线型到圆形管路的过渡段，进水口中间段是底面为流线型的柱状体，底部是以流线型为旋转面旋转180度得到的半旋转体。

本实施例还公开一种水冲压引射的高超声速组合循环动力系统的控制方法，用于控制所述水冲压引射的高超声速组合循环动力系统。所述一种水冲压引射的高超声速组合循环动力系统的控制方法包括高空模态、减速模态和近水模态，具体实现步骤如下：

1高空模态：流线型进水口6.1和主进水管道6.2缩回，入水缓冲室6.3、端部进水管道6.4，中部进水管道6.6组成的伸缩式进水管路6不工作，水冲压发动机中燃气发生器7、水冲压发动机补燃室9不工作，可变高度进气道1如图1a所示，打开高度最大，空气冲压经过可变高度进气道1与隔离段2，储存在超燃冲压发动机燃料储箱11的燃料通过超燃冲压发动机燃料喷口3喷出，与空气在超燃冲压发动机燃烧室4中进行充分反应，产生的燃气通过可变角度喷管5喷出，产生推力。

2减速模态：流线型进水口6.1和主进水管道6.2缩回，入水缓冲室6.3、端部进水管道6.4，中部进水管道6.6组成的伸缩式进水管路6不工作，水冲压发动机中燃气发生器7、水冲压发动机补燃室9不工作，可变高度进气道1如图1b所示，打开高度随着飞行高度降低，控制通过可变高度进气道1和隔离段2的空气流量，减少超燃冲压发动机燃料喷口3喷出的燃料，并调整可变角度喷管5的角度，产生逐渐减小的推力，并逐渐降低可变高度进气道1，停止超燃冲压发动机工作，实现减速。

3近水模态：流线型进水口6.1伸展，末端深入海平面以下，可变高度进气道1如图1c所示，高度再次降低，超燃冲压发动机隔离段2通过气体，燃烧室燃料喷口3不喷出燃料，海水经过流线型进水口6.1，流入主进水管道6.2，通过入水缓冲室6.3，打开端部进水管控制阀6.5和中部进水管控制阀6.7，海水通过管路流入水冲压发动机补燃室9中，燃气发生器7中装药燃烧，产生持续高温高压携带大量镁铝颗粒的一次燃气，流入水冲压发动机补燃室9中，与海水进行反应，燃烧后的燃气通过水冲压发动机喷管10流出，流过超燃冲压发动机燃烧室4中，引射空气通过可变高度进气道1及隔离段2，空气被高温高压燃气加热，可变角度喷管5恢复工作角度，燃气与空气一同流出产生推力。

综上，本实施例的一种水冲压引射的高超声速组合循环动力系统及控制方法采用超燃冲压发动机与水冲压发动机组合的方式，结合碳氢燃料和金属基固体推进剂，设计出一种组合动力系统，实现航行体在高空与近海平面不同工况下的飞行要求；伸缩式进水管路及流线型进水口的设计，有效减小航行体在高空高马赫数下的空气阻力；近海平面的飞行可以有效减小战略打击武器在靠近打击目标时被雷达发现的概率，提高打击成功率。

以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。