一種新概念高速飛行器推進系統布局方法
【專利摘要】一種新概念高速飛行器推進系統布局方法，在推進系統中建立兩個循環，即以空氣為工質的布萊頓循環和以超臨界狀態流體為工質的封閉循環。利用超臨界微小尺度換熱技術以及超臨界狀態流體渦輪和壓氣機功平衡將兩個循環相耦合。通過調節相關活門，使推進系統在起飛和低速飛行時，處于渦輪風扇發動機模式，在高馬赫數飛行時，處于渦輪火箭發動機模式，從而保證飛行器在亞、超聲速狀態下均能長時間高效巡航。所采用的超臨界微小尺度換熱技術可以有效降低高速飛行時壓氣機進口氣流溫度，其與封閉循環技術聯合使用可以實現推進系統能量的優化分配。本發明有效地克服了已有高速飛行器推進系統的缺點，顯著提高高速飛行器推進系統在Ma＝0～5范圍內的工作性能。
【專利說明】
【技術領域】
[0001] 本發明涉及一種基于渦扇-火箭組合發動機和超臨界狀態流體循環的推進系統 布局方法，主要用于飛行馬赫數為0?5范圍內的高速飛行器的推進系統。 一種新概念高速飛行器推進系統布局方法
【背景技術】
[0002] 軍民用領域對高速飛行均有很迫切的需求，高速飛行器是未來航空領域的一個重 要發展方向。在軍用方面，實施全球打擊和時敏攻擊必然需要飛行器具有高速飛行能力，在 民用方面，具有良好經濟性的超音速客貨運輸會給人們的生活帶來極大的方便。目前，困擾 高速飛行的一個主要問題就是飛行器的推進系統。雖然現有的很多推進系統均可以為高速 飛行器提供動力，但其都有各自的缺點。
[0003] 為實現高速飛行，人們最早采用了氫/氧火箭發動機，其具有較高的推重比，可以 為高速飛行器提供足夠的動力，但是受其發射方式限制且不能重復使用等缺點，其應用只 被局限在航天推進和導彈動力等少數領域；先進的渦輪噴氣式發動機也可以在飛行馬赫數 為0?3的范圍內為飛行器提供動力，但是在較高速度飛行時，其經濟性較差、技術代價太 大，且其無法為在更高馬赫數下工作的飛行器提供足夠的動力；沖壓發動機可以在很高的 飛行速度下工作，且具有比較優良的性能，但是在低速時卻無法自行起動；渦輪基組合式發 動機如圖1是將渦輪發動機和沖壓發動機兩種技術結合到一起，整合了渦輪發動機和沖壓 發動機在各自適用飛行范圍內的優勢，可以常規起降、重復使用。但是由于其在低速飛行 時，耗油率太大；高速飛行時，其中的渦輪發動機不工作而成為附加重量，且需對其外表進 行熱防護等問題，至今只得到了少數實際工程應用。
[0004] 本發明涉及一種基于渦扇-火箭組合發動機和超臨界狀態流體循環的高速飛行 器推進系統布局，在推進系統中建立兩個循環，一個是以空氣為工質的布萊頓循環，一個是 以超臨界狀態流體為工質的封閉循環。利用超臨界工質微小尺度換熱技術以及超臨界狀態 流體渦輪和核心壓氣機間的功平衡將兩個循環相互耦合。通過調節系統中的相關活門，改 變兩個循環的相應循環參數，使得推進系統在渦輪風扇發動機模式和渦輪火箭發動機模式 之間切換。由于在壓氣機進口利用微小尺度超臨界高效快速換熱技術對來流進行冷卻，改 善了高速飛行時壓氣機的工作環境，同時，利用吸熱后的超臨界狀態流體推動渦輪做功以 驅動壓氣機，可以使壓氣機工作特性不受來流條件影響，始終處于最佳狀態。因此，本發明 可以為飛行馬赫數為0?5范圍內的飛行器提供可靠而有效的動力。
【發明內容】
[0005] 本發明技術解決問題：克服現有高速飛行器布局方式的不足，提供新概念高速飛 行器推進系統布局，該系統擁有兩個循環，利用超臨界工質微小尺度換熱技術以及超臨界 狀態流體渦輪和核心壓氣機間的功平衡將兩個循環相互耦合，并通過相應幾何尺寸和循環 參數的調節實現渦輪風扇發動機模式和渦輪火箭發動機模式的相互切換，使得飛行器在亞 音速和超音速兩種狀態下均能長時間高效巡航。本發明能夠為飛行馬赫數為〇?5范圍內 工作的高速飛行器提供可靠而有效的動力。
[0006] 本發明所提供的技術方案是：一種新概念高速飛行器推進系統布局方法，包括以 空氣為工質的布萊頓循環和以超臨界狀態流體為工質的封閉循環。兩個循環通過超臨界工 質微小尺度換熱技術以及超臨界狀態流體渦輪和核心壓氣機間的功平衡相互耦合；所述封 閉循環中的工質在整個循環過程中均處于超臨界狀態，以保證循環流路中的低壓力損失。 如圖2、3所示，所述布萊頓循環包括：風扇、核心壓氣機、預燃室、空氣渦輪、加力燃燒室、主 燃燒室、尾噴管，所述封閉循環包括：第一換熱器、第二換熱器、核心渦輪、工質渦輪、第三換 熱器、工質泵；系統中還包括第一活門和第二活門。在布萊頓循環中，風扇位于最前端，通 過軸與空氣渦輪相連，并由空氣渦輪驅動，風扇后依次為第一活門和核心壓氣機，核心壓氣 機通過另一根軸與封閉循環中的核心渦輪相連，并由核心渦輪驅動，核心壓氣機后依次布 置預燃室、第二換熱器、空氣渦輪、第二活門、加力燃燒室、主燃燒室和尾噴管。在封閉循環 中，第一換熱器布置在最前方，其通過管路與第二換熱器相連，之后依次為核心渦輪、工質 渦輪、第三換熱器和工質泵，最后工質泵再通過管路連接到第一換熱器上，從而形成封閉循 環。
[0007] 所述推進系統具有兩種工作模式，第一工作模式為渦輪風扇發動機循環模式，第 二工作模式為渦輪火箭發動機循環模式，通過調節所述第一活門和第二活門，改變所述兩 個循環的相應循環參數，使得推進系統在所述兩種工作模式之間切換。
[0008] 在飛行馬赫數為0.9時，采用第一工作模式，此時第一活門和第二活門打開，主燃 燒室不點火，預燃室點火，同時調節尾噴管相關截面面積，使所述推進系統處于渦輪風扇發 動機循環模式。在此工作模式中，燃料和空氣在預燃室內摻混后點火燃燒，燃燒后的高溫氣 體在第二換熱器中對封閉循環中的超臨界狀態流體加熱使其升溫，升溫后的流體在核心渦 輪中膨脹做功以驅動核心壓氣機，再流經工質渦輪膨脹做功以驅動工質泵，接著流經第二 換熱器對燃料放熱降溫，之后在工質泵中壓縮，最后在流經第一換熱器后，流入第二換熱器 形成封閉的循環。同時，流入推進系統的空氣通過風扇后分別流入內外涵道，流經內涵道的 氣體經核心壓氣機壓縮，預燃室加熱后，在空氣渦輪中膨脹做功來驅動風扇，并在空氣渦輪 后與流入外涵道中的氣流摻混，最后在尾噴管中膨脹加速以產生推力。
[0009] 在飛行馬赫數為5時，采用第二工作模式，此時第一活門和第二活門關閉，預燃室 和主燃燒室點火，同時調節尾噴管相關截面面積，使推進系統處于渦輪火箭發動機循環模 式。在此工作模式中，超臨界狀態下的流體在第一換熱器中吸收來流空氣熱量升溫，并在第 二換熱器中進一步吸收熱量升溫，進而推動核心渦輪做功以驅動核心壓氣機，再流經工質 渦輪膨脹做功以驅動工質泵，然后流經第三換熱器對燃料放熱降溫，之后在工質泵中壓縮， 最后流回第一換熱器形成封閉的循環；同時，流入推進系統的空氣經第一換熱器降溫后，由 風扇、核心壓氣機壓縮，接著經預燃室加熱，并在空氣渦輪中膨脹做功來驅動風扇，最后在 主燃燒室中進一步加熱后，在尾噴管中膨脹加速以產生推力。
[0010] 在飛行馬赫數從〇. 9向5變化時，加力燃燒室點火，第一活門、第二活門和尾噴管 相關截面相應調節，以完成過渡過程。
[0011] 上述第一換熱器、第二換熱器、第三換熱器均為超臨界微小尺度緊湊快速換熱器， 換熱器包括換熱元件和兩種工質，這兩種工質通過換熱元件進行換熱，其中一種工質采用 超臨界狀態流體，另一種工質不限，所述換熱元件的尺寸屬微小尺度范疇；所述超臨界狀態 流體是指工質的壓力高于臨界壓力至少0. 5MPa，溫度高于臨界溫度至少200度；所述微小 尺度是指基本換熱單元的幾何尺度不大于2毫米。
[0012] 上述換熱元件的幾何結構是圓形、方形或橢圓形。
[0013] 上述換熱器是單個或多個換熱元件的組合。
[0014] 上述多個換熱元件的組合選用典型的組合形式中的一種或數種組合形成成，也可 選用非典型的幾何結構形式；或選用典型的幾何結構形式與非典型的結合結構形式相互優 化組合形成；所述典型的組合形式包括螺旋形結構和波紋板結構。
[0015] 上述的換熱元件的材料為高溫合金，但不限于高溫合金。
[0016] 上述換熱器表面可根據需要采用強化換熱涂層或表面改性處理以強化換熱。
[0017] 上述強化換熱涂層為包含金的涂層；所述表面改性處理采用化學氣相沉積方法。
[0018] 本發明的優點在于：
[0019] (1)本發明在推進系統中建立兩個相互獨立的循環，一個是以空氣為工質的布萊 頓循環，一個是以超臨界狀態流體為工質的封閉循環；利用超臨界工質微小尺度換熱技術 以及超臨界狀態流體渦輪和核心壓氣機間的功平衡將兩個循環相互耦合。
[0020] (2)本發明可以通過相應幾何尺寸和循環參數的調節實現渦輪風扇發動機模式和 渦輪火箭發動機模式的相互切換，可以使推進系統在馬赫數〇?5范圍內持續工作，并允許 飛行器在亞音速和超音速兩種狀態下長時間高效巡航。
[0021] (3)本發明建立一個超臨界狀態下流體的封閉循環，循環使用超臨界流體換熱，超 臨界流體熱容大，換熱效率超高，響應快，能很好地適應變化的工況；同時采用微小尺度換 熱，大大增加了換熱面積，單位質量/體積的換熱量大。
[0022] (4)本發明利用超臨界微小尺度緊湊快速換熱技術有效地降低了高速飛行時風扇 進口溫度，從而解決了渦輪沖壓發動機高速飛行時其中的渦輪噴氣發動機外表面的熱防護 問題，減輕了推進系統的重量。
[0023] (5)本發明利用超臨界微小尺度緊湊快速換熱技術有效地降低了高速飛行時風扇 進口溫度，從而降低了整個壓氣機流動通道內的溫度，降低了壓氣機出口處對材料和加工 工藝的要求，減少了使用和維護成本。
[0024] (6)本發明利用以超臨界狀態下的流體為工質的渦輪驅動核心壓氣機，允許核心 壓氣機在各種來流條件下均工作在最佳狀態，提高了壓氣機工作的自由度。
[0025] (7)本發明在低速飛行時處于渦扇發動機模式，有效地解決了渦輪沖壓發動機低 速飛行時耗油率大的問題，使推進系統可以在亞音速狀態下長時間高效巡航。
[0026] (8)本發明有效地解決了渦輪沖壓發動機高速飛行時其中的渦輪噴氣發動機處于 不工作狀態，而成為此狀態下的一個附加重量的問題，充分發掘了推進系統各組成部分的 工作潛力，提高了結構的利用率。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0027] 圖1為渦輪沖壓發動機工作示意圖；
[0028] 圖2為本發明原理示意圖；
[0029] 圖3為圖2中的局部放大視圖；
[0030] 圖4為本發明實施例方案示意圖。
【具體實施方式】
[0031] 本發明是一種基于渦扇-火箭組合發動機和超臨界狀態流體循環的新概念高速 飛行器推進系統布局，包括一個超臨界狀態下流體的封閉循環和一個主流布萊頓循環。它 可用作高速飛行器推進系統，其具體實施例如圖4所示。系統的布萊頓循環包括：風扇1、核 心壓氣機2、預燃室3、空氣渦輪4、主燃燒室6、進氣道16、尾噴管7,系統的封閉循環包括 ： 第一換熱器8、第二換熱器9、核心渦輪10、工質渦輪11、第三換熱器12、工質泵13 ;在本實 施例中，發動機處于Ma = 4狀態，加力燃燒室5,第一活門14,第二活門15處于不工作狀態， 因此在圖4中未標出。在布萊頓循環中，進氣道16位于最前端，其后為封閉循環中的第一 換熱器8,風扇1位于第一換熱器8之后，通過軸與空氣渦輪4相連，并由空氣渦輪4驅動， 風扇1后為核心壓氣機2,核心壓氣機2通過另一根軸與封閉循環中的核心渦輪10相連，并 由核心渦輪10驅動，核心壓氣機2后依次布置預燃室3、第二換熱器9、空氣渦輪4、主燃燒 室6和尾噴管7。在封閉循環中，第一換熱器8布置在最前方，其通過管路與第二換熱器9 相連，之后依次為核心渦輪10、工質渦輪11、第三換熱器12和工質泵13,最后工質泵13再 通過管路連接到第一換熱器8上，從而形成封閉循環。本實施例中的推進系統主要由三個 子系統組成，即主流空氣循環系統（對應于布萊頓循環）、超臨界工質封閉循環系統（對應 于封閉循環）和燃料系統。圖中黑色細實線表示主流空氣系統，灰色細實線表示超臨界工 質封閉循環系統，灰色虛線表示燃料系統。本實施例選定的工質為氦，燃料為氫。工作時， 超臨界狀態下的氦在第一換熱器8中吸收來流空氣熱量升溫，并在第二換熱器9中進一步 吸收熱量升溫，進而推動核心渦輪10做功以驅動核心壓氣機2,再流經工質渦輪11膨脹做 功以驅動工質泵13,接著流經第三換熱器12對氫放熱降溫，之后在工質泵13中壓縮，最后 流回第一換熱器8形成封閉的循環。同時，流入推進系統的空氣經第一換熱器8降溫后，由 風扇1、核心壓氣機2壓縮，接著經預燃室3加熱，并在空氣渦輪4中膨脹做功來驅動風扇 1，最后在主燃燒室6中進一步加熱后，在尾噴管7中膨脹加速以產生推力。燃料氫在第三 換熱器12中吸收超臨界氦的熱量后，流入預燃室3和主燃燒室6參與燃燒。
[0032] 當飛行器在Ma = 4，H = 25km條件下飛行時，進氣流量為200kg/s，通過進氣道16 后的總溫和總壓分別為1124K和0. 35MPa。經過第一換熱器8后，空氣總溫和總壓分別變 為450K和0. 28MPa，風扇1壓比為1. 4,風扇1后空氣總溫和總壓分別為499K和0. 39MPa， 核心壓氣機2壓比為5,核心壓氣機2后空氣總溫和總壓分別為853K和1. 96MPa。氦循環 流量為112. 6kg/s，圖中各組件進出口總溫和總壓均通過可以通過能量守恒求得。利用圖4 中所示尾噴管面積比Ae/A t = 26. 14,可得尾噴管7出口馬赫數為4. 1。假設推進系統進出 口面積相同，由FN = IdCi+bd-pg)、FS = FN/We和sfc = 3600Wf/F可分別得到推進系統 總推力為14006. 9daN，單位推力為700. 4NAkg · s-1)，單位燃料消耗率為0· 105kgAN · h)。 英國R · R公司民用發動機Trent900巡航時的耗油率為0. 0538kgAN · h)。（陳光著，航空 發動機結構設計分析，北京航空航天大學出版社，2006. 7,北京）。由于本發明采用氫為燃 料，其熱值約為航空煤油的3倍，因此若將本發明的單位燃料消耗率轉化為使用航空煤油 時的耗油率則其值應為0. 315kgAN · h)，約為Trent900的5. 8倍，但是其飛行馬赫數約為 Trent900的5倍，因此，其單位飛行距離的燃料消耗率與Trent900相當。
[0033] 本發明未詳細闡述部分屬于本領域公知技術。
[0034] 顯然，對于本領域的普通技術人員來說，參照上文所述的實施例還可能做出其它 的實施方式。上文中的實施例都只是示例性的、而不是局限性的。所有的在本發明的權利 要求技術方案的本質之內的修改都屬于其所要求保護的范圍。
【權利要求】
1. 一種新概念高速飛行器推進系統布局方法，其特征在于，包括以空氣為工質的布萊 頓循環和以超臨界狀態流體為工質的封閉循環，兩個循環通過超臨界工質微小尺度換熱器 以及超臨界狀態流體渦輪和核心壓氣機間的功平衡相互耦合；所述封閉循環中的工質在 整個循環過程中均處于超臨界狀態，以保證循環流路中的低壓力損失；所述布萊頓循環包 括：風扇（1)、核心壓氣機（2)、預燃室（3)、空氣渦輪（4)、加力燃燒室（5)、主燃燒室（6)、 尾噴管（7)，所述封閉循環包括：第一換熱器（8)、第二換熱器（9)、核心渦輪（10)、工質渦 輪（11)、第三換熱器（12)、工質泵（13);系統中還包括第一活門（14)和第二活門（15);在 布萊頓循環中，風扇（1)位于最前端，通過軸與空氣渦輪（4)相連，并由空氣渦輪（4)驅動， 風扇（1)后依次為第一活門（14)和核心壓氣機（2)，核心壓氣機（2)通過另一根軸與封閉 循環中的核心渦輪（10)相連，并由核心渦輪（10)驅動，核心壓氣機（2)后依次布置預燃 室（3)、第二換熱器（9)、空氣渦輪（4)、第二活門（15)、加力燃燒室（5)、主燃燒室（6)和尾 噴管（7)。在封閉循環中，第一換熱器（8)布置在最前方，其通過管路與第二換熱器（9)相 連，之后依次為核心渦輪（10)、工質渦輪（11)、第三換熱器（12)和工質泵（13)，最后工質泵 (13)再通過管路連接到第一換熱器（8)上，從而形成封閉循環； 所述推進系統具有兩種工作模式，第一工作模式為渦輪風扇發動機循環模式，第二工 作模式為渦輪火箭發動機循環模式，通過調節所述第一活門（14)和第二活門（15)，改變所 述兩個循環的相應循環參數，使得推進系統在所述兩種工作模式之間切換，具體實現為： 在飛行馬赫數為0.9時，采用第一工作模式，此時第一活門（14)和第二活門（15)打 開，主燃燒室（6)不點火，預燃室（3)點火，同時調節尾噴管（7)相關截面面積，使所述推進 系統處于渦輪風扇發動機循環模式；在此工作模式中，燃料和空氣在預燃室（3)內摻混后 點火燃燒，燃燒后的高溫氣體在第二換熱器（12)中對封閉循環中的超臨界狀態流體加熱 使其升溫，升溫后的流體在核心渦輪（10)中膨脹做功以驅動核心壓氣機（2)，再流經工質 渦輪（11)膨脹做功以驅動工質泵（13)，接著流經第二換熱器（12)對燃料放熱降溫，之后 在工質泵（13)中壓縮，最后在流經第一換熱器（8)后，流入第二換熱器（9)形成封閉的循 環。同時，流入推進系統的空氣通過風扇（1)后分別流入內外涵道，流經內涵道的氣體經核 心壓氣機（2)壓縮，預燃室（3)加熱后，在空氣渦輪（4)中膨脹做功來驅動風扇（1)，并在空 氣渦輪（4)后與流入外涵道中的氣流摻混，最后在尾噴管中（7)膨脹加速以產生推力； 在飛行馬赫數為5時，采用第二工作模式，此時第一活門（14)和第二活門（15)關閉， 預燃室（3)和主燃燒室（6)點火，同時調節尾噴管（7)相關截面面積，使推進系統處于渦輪 火箭發動機循環模式。在此工作模式中，超臨界狀態下的流體在第一換熱器（8)中吸收來 流空氣熱量升溫，并在第二換熱器（9)中進一步吸收熱量升溫，進而推動核心渦輪（10)做 功以驅動核心壓氣機（2)，再流經工質渦輪（11)膨脹做功以驅動工質泵（13)，然后流經第 三換熱器（12)對燃料放熱降溫，之后在工質泵（13)中壓縮，最后流回第一換熱器⑶形成 封閉的循環；同時，流入推進系統的空氣經第一換熱器（8)降溫后，由風扇（1)、核心壓氣機 (2)壓縮，接著經預燃室（3)加熱，并在空氣渦輪⑷中膨脹做功來驅動⑴風扇，最后在主 燃燒室￠)中進一步加熱后，在尾噴管（7)中膨脹加速以產生推力； 在飛行馬赫數從0.9向5變化時，加力燃燒室（5)點火，第一活門（14)、第二活門（15) 和尾噴管（7)相關截面相應調節，以完成過渡過程。
2. 根據權利要求1所述的新概念高速飛行器推進系統布局方法，其特征在于：所述第 一換熱器（8)、第二換熱器（9)、第三換熱器（12)均采用超臨界微小尺度緊湊快速換熱器， 所述超臨界微小尺度緊湊快速換熱器包括換熱元件和兩種工質，所述兩種工質通過換熱元 件進行換熱，兩種工質中的一種工質采用超臨界狀態流體，另一種工質不限；所述換熱元件 的尺寸屬微小尺度范疇；所述超臨界狀態流體是指工質的壓力高于臨界壓力至少〇. 5MPa， 溫度高于臨界溫度至少200度；所述微小尺度是指基本換熱單元的幾何尺度不大于2毫米。
3. 根據權利要求2所述的新概念高速飛行器推進系統布局方法，其特征在于：所述換 熱元件的幾何結構是圓形、方形或橢圓形。
4. 根據權利要求2所述的新概念高速飛行器推進系統布局方法，其特征在于：所述換 熱器是單個或多個換熱元件的組合。
5. 根據權利要求2所述的新概念高速飛行器推進系統布局方法，其特征在于：所述多 個換熱元件的組合選用典型的組合形式中的一種或數種組合形成成，也可選用非典型的幾 何結構形式；或選用典型的幾何結構形式與非典型的結合結構形式相互優化組合形成；所 述典型的組合形式包括螺旋形結構和波紋板結構。
6. 根據權利要求2所述的新概念高速飛行器推進系統布局方法，其特征在于：所述的 換熱元件的材料為高溫合金，但不限于高溫合金。
7. 根據權利要求2所述的新概念高速飛行器推進系統布局方法，其特征在于：根據需 要，在所述換熱器表面采用強化換熱涂層或表面改性處理以強化換熱。
8. 根據權利要求2所述的新概念高速飛行器推進系統布局方法，其特征在于：所述強 化換熱涂層為包含金的涂層；所述表面改性處理采用化學氣相沉積方法。
【文檔編號】F02K7/16GK104110326SQ201410314358
【公開日】2014年10月22日 申請日期:2014年7月2日 優先權日:2014年7月2日
【發明者】陳懋章, 鄒正平, 劉火星, 付超 申請人:北京航空航天大學