一种带级间燃烧室的甲烷预冷涡轮基组合循环发动机系统

技术领域

本发明涉及飞行器动力设计领域，涉及一种超声速飞行器动力系统，尤其涉及一种带级间燃烧室的甲烷预冷涡轮基组合循环发动机系统。

背景技术

美国从20世纪50年代开始主要研究射流预冷涡轮发动机。2002年，美国国防预先研究计划局(DARPA)提出快速响应小载荷低成本运载(RASCAL)计划，将射流预冷技术作为重点研究内容之一，同时在F100发动机上完成了模拟高空条件下发动机地面进气加温的液氧和喷水射流预冷技术试验验证。配装F100发动机的飞行平台，必须携带储存液氧和水的装置，大大降低了的飞机推重比，飞行马赫数Ma拓展不够明显，大Ma下只能工作很短的时间，且“背死重”问题突出。俄罗斯米格-25高空截击机的R-15-300发动机成功应用了喷水射流预冷技术，其最大工作马赫数达到Ma2.8，并具备短时间Ma3工作能力。但是付出代价巨大，需携带容量很大的水箱，飞机推重比大幅降低。2014年3月日本宇宙航空研究开发机构(JAXA)工程师在相当于Ma4的条件下对以液氢作为预冷剂和燃料的某涡喷发动机进行了地面试验。预冷器在高Ma飞行时所遇到的高温高压空气由JAXA火箭试验中心直接提供，省略了发动机进气道，即未考虑液氢预冷器的加装引起的进气道内较大的总压损失、流动畸变等，并且容易出现“氢脆”问题。若该发动机在后续能够应用于高空超声速飞行平台，则可能出现大量的液氢预冷完高温进气流后进入燃烧室，燃烧室处于“富油”状态不能把氢气完全燃烧室，降低了燃烧效率，需采取高空排放氢气，以降低燃烧室油气比，提高燃烧效率，这对氢能源造成一定的浪费。

国内对射流预冷技术研究始于20世纪70年代，并在涡喷发动机上开展了喷水增推效果的初步试验验证。采用水射流预冷时，需要携带大量水、氧化剂或挥发剂，“死重”问题难以解决，大幅提高了飞行器重量，降低了飞行器推重比，且只能超音速工作一段时间，目前处于演示阶段。对于采用其他的预冷剂或者装置提高发动机推力拓展发动机飞行包线的技术路线，目前都尚处于数值仿真阶段。

发明内容

(一)本发明解决的技术问题：

目前，对于采用预冷技术对涡轮发动机进行增推的研究广泛，每一种预冷增推技术，都存在其优缺点。例如，采用喷水预冷，预冷剂水很廉价，但需要飞行平台额外携带水、氧化剂等，飞行平台的推重比大幅下降，影响其有效载荷，不具备推广应用；采用液氢预冷时，预冷完的氢气能够作为燃料进入燃烧室燃烧，但是换热器容易出现“氢脆”问题，若发动机在后续能够应用于高空超声速飞行平台，则可能出现大量的液氢预冷完高温进气流后进入燃烧室，燃烧室处于“富油”状态不能把氢气完全燃烧室，降低了燃烧效率，需采取高空排放氢气，以降低燃烧室油气比，提高燃烧效率，这对氢能源造成一定的浪费；采用闭式换热介质循环和惰性冷却介质等相结合的预冷发动机系统极其复杂，需突破高强度强换热器技术、高压下密封技术等，技术成熟度太低，研制周期难以掌握；采用煤油射流预冷的涡轮发动机适应于低成本短寿命小型涡轮发动机，不能重复使用，且由于使用包线范围的限制，不具备高马赫数Ma3.5+飞行能力。

目前国内外尚未研究带级间燃烧室的甲烷预冷循环发动机布局方式，本发明提出了一种带级间燃烧室的甲烷预冷循环发动机系统，是在带导流锥的进气道之后涡轮发动机压气机前，加装液态甲烷强换热器，通过高汽化潜热甲烷冷却进气道高温气流，使气流总温降低或维持在某温度，使压缩系统能在可承受的进口气流温度下工作，大幅提高推力。当发动机飞行速度大于等于Ma1.6时，开启级间燃烧室，继续提高涡轮功，提高发动机转子转速，大幅提高单位推力至Ma3.5。此时，开启超燃冲压发动机，关闭涡轮发动机，超燃冲压发动机将飞行平台的速度推至Ma5以上，大幅拓展了发动机工作包线范围。在本方案中，预冷后的甲烷可以作为高热值燃料，进入发动机主燃烧室、补燃燃烧室、超燃冲压发动机燃烧室。

(二)本发明的解决技术方案：

本发明提出的一种带级间燃烧室的甲烷预冷循环发动机系统，发动机的主机为带导流锥的涡轮发动机，与超燃冲压发动机并联。在进气道之后涡轮发动机的压气机前，加装液态甲烷强换热器，通过高汽化潜热液态甲烷冷却进气道高温气流，使气流总温降低或维持在某温度，使压缩系统能在可承受的进口气流温度下工作，大幅提高推力。当发动机飞行速度大于等于Ma1.6时，开启级间燃烧室，提高第二级涡轮前进口温度，大幅提高涡轮功，提高发动机转子转速，发动机进气流量大幅增加，提高单位推力，将飞行平台推至Ma3.5。此时，开启超燃冲压发动机，关闭涡轮发动机，超燃冲压发动机将飞行平台的速度推至Ma5以上，大幅拓展了发动机工作包线范围。在本方案中，预冷后的甲烷可以作为高热值燃料，进入发动机主燃烧室、补燃燃烧室、超燃冲压发动机燃烧室，不需要额外背负预冷剂、氧化剂或者挥发剂，有效解决背死重问题，提高推重比。

具体来说，本发明为解决其技术问题所采用的技术方案为：

一种带级间燃烧室的甲烷预冷涡轮基组合循环发动机系统，包括同心设置的外涵道、内涵道以及分别设置在所述内涵道中的涡轮主发动机和设置在所述外涵道中的超燃冲压发动机，所述涡轮主发动机与超燃冲压发动机并联设置，所述内涵道的进气段形成为所述涡轮主发动机的进气道，且所述涡轮主发动机的进气道的前端轴心处设有一轴向位置可调节的进气导流锥，所述外涵道的进气段形成为所述超燃冲压发动机的进气道，所述内涵道的位于所述涡轮主发动机下游的出口段设置一尾喷管截面积可调节的收敛喷管，所述外涵道的位于所述超燃冲压发动机下游的出口段设置一尾喷管截面积可调节的收扩喷管，所述涡轮主发动机包括沿轴向依次布置的压气机、主燃烧室和涡轮，所述涡轮通过一涡轮轴驱动连接所述压气机，其特征在于，

所述涡轮主发动机还包括一级间补燃燃烧室，所述涡轮包括第一级涡轮以及设置在所述第一级涡轮下游的第二级涡轮，所述级间补燃燃烧室在轴向上位于所述第一级涡轮与第二级涡轮之间，

所述涡轮主发动机的进气道中还设有一液态甲烷预冷换热器，所述液态甲烷预冷换热器在轴向上位于所述进气导流锥与压气机之间，所述液态甲烷预冷换热器的冷侧进口端通过管路与一设置在所述外涵道外部的液态甲烷燃料箱连通，所述液态甲烷预冷换热器的冷侧出口端通过管路与一甲烷泵的进口连通，所述甲烷泵的出口通过管路分别与所述涡轮主发动机的主燃烧室、级间补燃燃烧室以及所述超燃冲压发动机的燃烧室连通，所述液态甲烷预冷换热器用以对进气道来流高温气流进行预冷，降低所述压气机的进口气流总温。

优选地，当所述循环发动机系统的飞行速度马赫数小于3.5时，关闭所述超燃冲压发动机，仅所述涡轮主发动机工作，且在飞行速度马赫数小于1.6时，关闭所述涡轮主发动机的级间补燃燃烧室，仅所述主燃烧室工作，所述甲烷泵仅向所述主燃烧室供油。

进一步地，当所述循环发动机系统的飞行速度马赫数大于等于1.6而小于3.5时，同时开启所述级间补燃燃烧室，所述甲烷泵同时向所述级间补燃燃烧室供油，以提高所述第二级涡轮前气流进口温度，提升所述涡轮轴的转速，继而提升所述压气机转子转速，提高所述涡轮主发动机的进气流量，增加所述循环发动机系统的单位推力，直至扩展所述循环发动机系统的工作包线至马赫数3.5。

进一步地，当所述循环发动机系统的飞行速度马赫数大于等于3.5时，开启所述超燃冲压发动机，而逐渐关闭所述涡轮主发动机，所述甲烷泵逐渐停止向所述主燃烧室及级间补燃燃烧室供油，而仅向所述超燃冲压发动机的燃烧室供油。

优选地，当所述循环发动机系统的飞行速度马赫数大于等于1.6时，根据飞行平台的超音速需求，调节所述进气导流锥的轴向位置以调节进气道喉道面积，并通过与所述液态甲烷预冷换热器的联合控制，实现进气道出口气流总温与液体甲烷流量相匹配，以将所述压气机的进口气流总温降低至合适的工作温度和裕度范围。

优选地，所述液态甲烷预冷换热器必须在不影响进气道总压恢复系数、不影响压气机稳定工作裕度的前提下，采用高换热效率设计，使低温液态甲烷与来流高温气流进行强换热，有效降低进气道出口总温，同时其强度需满足大负荷要求。

优选地，所述压气机布置在所述液态甲烷预冷换热器的下游、主燃烧室的上游，并被所述超燃冲压发动机环绕，采用高效率宽裕度宽折合转速范围轴流压气机设计技术，在有效降低所述循环发动机系统的外径尺寸的同时，扩展发动机工作稳定包线范围。

优选地，所述主燃烧室采用高温升顺流燃烧室设计技术，可以大幅提高燃烧室总压恢复系数和涡轮前温度，大幅提高单位推力，有效地扩展发动机工作包线范围。

优选地，所述级间补燃燃烧室采用高温升顺流燃烧室设计技术，开启所述级间补燃燃烧室，可提高所述第一级涡轮的出口气流总温，产生富余的涡轮功继续提高压气机转子转速，提高发动机进气流量，大幅提高发动机的单位推力，有效扩展发动机工作包线。

优选地，所述超燃冲压发动机开启后，调节所述收扩喷管的尾喷管截面积与喉道面积之比，以继续加速喷管出口的超音速气流，提高喷管出口的排气速度，提高发动机的推力。

优选地，所述超燃冲压发动机开启前，调节所述收敛喷管的尾喷管截面积，以调节所述涡轮主发动机的稳定工作特性，使其能够最大限度的提高喷管出口的排气速度，提高发动机的推力。

本发明提出的带级间燃烧室的甲烷预冷涡轮基组合循环发动机系统中，进气道采用进气导流锥，配合发动机的飞行Ma状态进行空气流量调节。进气道后的换热器采用强换热和高强度设计，能够有效降低来流总温；轴流压气机采用宽折合转速范围(50％～140％)、宽压比范围(3.0≤OPR≤9.0)设计，能够满足发动机宽速域范围内稳定工作裕度；燃烧室与补燃燃烧室采用高效高稳定性顺流燃烧室设计技术，采用甲烷作为燃料，补燃燃烧室开启后，可提高第二级涡轮前进口温度，大幅提高涡轮功，提高发动机转子转速，发动机进气流量大幅增加，提高单位推力；超燃冲压发动机与主发动机形成并联，接力对飞行平台提供推力，拓展飞行马赫数至Ma5以上。

配装本发明提出的带级间燃烧室的甲烷预冷涡轮基组合循环发动机系统的飞行平台，需要携带液态甲烷、不需额外携带大量水、氧化剂或者挥发剂，有效降低了重量，提高了推重比，可应用于高超音速水平起降飞行器，提供空天往返动力装置。

(三)本发明与现有技术相比所具有的优点：

1)本发明的带级间燃烧室的甲烷预冷涡轮基组合循环发动机系统中，高汽化潜热液态甲烷通过强换热器换热后，可作为高热值燃料，进入发动机燃烧室燃烧。当超燃冲压发动机开启时，涡轮发动机关闭，可直接供给超燃冲压发动机液态甲烷进行燃烧。

2)本发明的带级间燃烧室的甲烷预冷涡轮基组合循环发动机系统中，相比其他高超音速飞行平台携带大量水或者氧化剂或者挥发剂的预冷发动机、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，本发明只需携带液态甲烷，既可以作为预冷介质，也可以作为燃料，不需要额外其他介质，降低了重量，提高飞机了推重比。

3)本发明的带级间燃烧室的甲烷预冷涡轮基组合循环发动机系统中，补燃燃烧室能够有效提高涡轮功，提高发动机转速，大幅提高发动机进口空气流量，提高发动机推力，有效地扩展发动机工作包线范围至Ma3.5。本方案不需要加力燃烧室，有效减少了发动机轴向长度，降低了发动机重量，提高了发动机推重比。

4)本发明的带级间燃烧室的甲烷预冷涡轮基组合循环发动机系统中，与超燃冲压发动机形成并联模式，当主发动机开启级间燃烧室将发动机推至Ma3.5后，可以直接开启超燃冲压发动机，有效解决超燃冲压发动机的“推力鸿沟”难题。

5)本发明的带级间燃烧室的甲烷预冷涡轮基组合循环发动机系统中，进气道A、进气道B与发动机采用一体化设计，可根据飞行平台的超音速(Ma＞1.6)需求，调节发动机进气道A导流锥于合适的进气道喉道面积，并实现与液体甲烷预冷强换热器的联合控制，解决进气道出口总温与液体甲烷流量相匹配的问题，以能够降低涡轮发动机压气机E进口总温处于合适的工作温度和裕度范围。

附图说明

图1为本发明的带级间燃烧室的甲烷预冷涡轮基组合循环发动机系统的布局结构示意图。

附图标记说明：

进气道A，进气道B，液态甲烷预冷换热器C，超燃冲压发动机D，压气机E，主燃烧室F，级间补燃燃烧室G，涡轮H，收扩喷管I，收敛喷管J，甲烷泵K。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，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更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。

如图1所示，本发明的带级间燃烧室的甲烷预冷涡轮基组合循环发动机系统，包括同心设置的外涵道、内涵道以及分别设置在内涵道中的涡轮主发动机和设置在外涵道中的超燃冲压发动机D，涡轮主发动机与超燃冲压发动机D并联设置，内涵道的进气段形成为涡轮主发动机的进气道A，且涡轮主发动机的进气道A的前端轴心处设有一轴向位置可调节的进气导流锥，外涵道的进气段形成为超燃冲压发动机D的进气道B，内涵道的位于涡轮主发动机下游的出口段设置一尾喷管截面积可调节的收敛喷管J，外涵道的位于超燃冲压发动机D下游的出口段设置一尾喷管截面积可调节的收扩喷管I，涡轮主发动机包括沿轴向依次布置的压气机E、主燃烧室F和涡轮H，涡轮H通过一涡轮轴驱动连接压气机E。

涡轮主发动机还包括一级间补燃燃烧室G，涡轮H包括第一级涡轮以及设置在第一级涡轮下游的第二级涡轮，级间补燃燃烧室G在轴向上位于第一级涡轮与第二级涡轮之间，涡轮主发动机的进气道A中还设有一液态甲烷预冷换热器C，液态甲烷预冷换热器C在轴向上位于进气导流锥与压气机E之间，液态甲烷预冷换热器C的冷侧进口端通过管路与一设置在外涵道外部的液态甲烷燃料箱连通，液态甲烷预冷换热器C的冷侧出口端通过管路与一甲烷泵K的进口连通，甲烷泵K的出口通过管路分别与涡轮主发动机的主燃烧室F、级间补燃燃烧室G以及超燃冲压发动机的燃烧室连通，液态甲烷预冷换热器C用以对进气道来流高温气流进行预冷，降低压气机E的进口气流总温。

本发明的带级间燃烧室的甲烷预冷涡轮基组合循环发动机系统，当其飞行速度马赫数小于3.5时，关闭超燃冲压发动机D，仅涡轮主发动机工作，且在飞行速度马赫数小于1.6时，关闭涡轮主发动机的级间补燃燃烧室G，仅主燃烧室F工作，甲烷泵K仅向主燃烧室F供油。当循环发动机系统的飞行速度马赫数大于等于1.6而小于3.5时，同时开启级间补燃燃烧室G，甲烷泵K同时向级间补燃燃烧室G供油，以提高第二级涡轮前气流进口温度，提升涡轮轴的转速，继而提升压气机转子转速，提高涡轮主发动机的进气流量，增加循环发动机系统的单位推力，直至扩展循环发动机系统的工作包线至马赫数3.5。当循环发动机系统的飞行速度马赫数大于等于3.5时，开启超燃冲压发动机D，而逐渐关闭涡轮主发动机，甲烷泵K逐渐停止向主燃烧室F及级间补燃燃烧室G供油，而仅向超燃冲压发动机D的燃烧室供油。

本发明的带级间燃烧室的甲烷预冷涡轮基组合循环发动机系统，当其飞行速度马赫数大于等于1.6时，根据飞行平台的超音速需求(Ma＞1.6)，调节进气导流锥的轴向位置以调节进气道喉道面积，并通过与液态甲烷预冷换热器C的联合控制，实现进气道出口气流总温与液体甲烷流量相匹配，以将压气机E的进口气流总温降低至合适的工作温度和裕度范围。

本发明的带级间燃烧室的甲烷预冷涡轮基组合循环发动机系统中，液态甲烷预冷换热器C必须在不影响进气道总压恢复系数、不影响压气机E稳定工作裕度的前提下，采用高换热效率设计，使低温液态甲烷与来流高温气流进行强换热，有效降低进气道出口总温，同时其强度需满足大负荷要求。

本发明的带级间燃烧室的甲烷预冷涡轮基组合循环发动机系统中，压气机E布置在液态甲烷预冷换热器C的下游、主燃烧室F的上游，并被超燃冲压发动机D环绕，采用高效率宽裕度宽折合转速范围轴流压气机设计技术，在有效降低循环发动机系统的外径尺寸的同时，扩展发动机工作稳定包线范围。

本发明的带级间燃烧室的甲烷预冷涡轮基组合循环发动机系统中，主燃烧室F采用高温升顺流燃烧室设计技术，可以大幅提高燃烧室总压恢复系数和涡轮前温度(Tt4>1700K)，大幅提高单位推力，有效地扩展发动机工作包线范围。级间补燃燃烧室G同样采用高温升顺流燃烧室设计技术，开启级间补燃燃烧室G，可提高第一级涡轮的出口气流总温Tt4>1700K，产生富余的涡轮功继续提高压气机转子转速，提高发动机进气流量，大幅提高发动机的单位推力，有效扩展发动机工作包线。

本发明的带级间燃烧室的甲烷预冷涡轮基组合循环发动机系统中，超燃冲压发动机D开启后，调节收扩喷管I的尾喷管截面积与喉道面积之比，以继续加速喷管出口的超音速气流，提高喷管出口的排气速度，提高发动机的推力。超燃冲压发动机D开启前，调节收敛喷管J的尾喷管截面积，以调节涡轮主发动机的稳定工作特性，使其能够最大限度的提高喷管出口的排气速度，提高发动机的推力。

本发明提出的带级间燃烧室的甲烷预冷涡轮基组合循环发动机系统，发动机的主机为带导流锥的涡轮发动机，与超燃冲压发动机并联。在进气道之后涡轮发动机的压气机前，加装液态甲烷强换热器，通过高汽化潜热液态甲烷冷却进气道高温气流，使气流总温降低或维持在某温度，使压缩系统能在可承受的进口气流温度下工作，大幅提高推力。当发动机飞行速度大于等于Ma1.6时，开启级间燃烧室，提高第二级涡轮前进口温度，大幅提高涡轮功，提高发动机转子转速，发动机进气流量大幅增加，提高单位推力，将飞行平台推至Ma3.5。此时，开启超燃冲压发动机，关闭涡轮发动机，超燃冲压发动机将飞行平台的速度推至Ma5以上，大幅拓展了发动机工作包线范围。在本方案中，预冷后的甲烷可以作为高热值燃料，进入发动机主燃烧室、补燃燃烧室、超燃冲压发动机燃烧室，不需要额外背负预冷剂、氧化剂或者挥发剂，有效解决背死重问题，提高推重比。

通过上述实施例，完全有效地实现了本发明的目的。该领域的技术人员可以理解本发明包括但不限于附图和以上具体实施方式中描述的内容。虽然本发明已就目前认为最为实用且优选的实施例进行说明，但应知道，本发明并不限于所公开的实施例，任何不偏离本发明的功能和结构原理的修改都将包括在权利要求书的范围中。

本发明未详细阐述部分属于本领域技术人员的公知技术。