[发明专利]涡轮冲压组合发动机冲压空气涡轮热电转换及预冷方法

说明书

涡轮冲压组合发动机冲压空气涡轮热电转换及预冷方法，涉及组合发动机。提供可满足高马赫数飞行时组合发动机飞行器供电需求及实现涡轮发动机进气道气流预冷目的，结构简单，且进气量可调节，还能减少冲压喷气发动机进气道的溢流阻力的涡轮冲压组合发动机冲压空气涡轮热电转换及预冷方法。当飞行马赫数达到2时，涡轮发动机开始逐渐关闭，冲压喷气发动机进气道打开，冲压喷气发动机开始工作；涡轮发动机进气道完全关闭时，涡轮发动机完全关闭。解决了现有的组合发动机在高超声速飞行时飞机供电不足，在涡轮发动机与冲压喷气发动机同时工作时涡轮发动机压气机前气流温度过高等问题。

技术领域

本发明涉及组合发动机领域，尤其是涉及一种涡轮冲压组合发动机冲压空气涡轮热电转换及预冷方法。

背景技术

宽速域飞行器动力系统不仅要求自由进入临近空间的能力，还要求高空高速巡航工作能力，同时临近空间飞行器动力系统应具备高性能、轻质量、高可靠、低成本、长航程、免助推、可重复使用、适应速度范围宽等其它特点。现有的航空发动机、火箭发动机以及冲压喷气发动机由于自身技术原因，均难以满足上述要求。

通过组合现有成熟动力装置，实现飞行器宽速域自主飞行，是航空军事强国近年来研究的热点，也是我国空天研究领域重要的方向之一。组合循环发动机由低速范围(Ma0～Ma3)使用的涡轮基发动机和高速范围(Ma3～Ma5)使用的冲压喷气发动机组成，称为涡轮-冲压组合发动机(Turbine Based Combined Cycle,TBCC)。TBCC由于它能作为战术导弹、巡航导弹、靶机、低成本高速飞行试验平台、轨道飞行器的第一级推进系统的动力装置，是我国成为空天军事强国重要的突破性技术之一，具有重要军事需求和价值。

现阶段涡轮机工作模态转冲压模态的推力鸿沟是急需突破的关键技术，为了保证模态转换过程推力的连续性，目前主要通过研制高速涡轮发动机、通过射流预冷技术扩涡轮机包线、强预冷涡轮火箭技术、引射火箭冲压组合以及连续爆震组合技术等实现。无论采用何种技术，组合发动机的热管理和能量管理都是其亟待解决的问题。TBCC处于从涡轮发动机工作模态向冲压喷气发动机工作模态转换的过渡阶段，涡轮发动机进气道内的气流温度可能会超出压气机可承受温度范围，导致压气机损坏，进而减少涡轮发动机的使用寿命。另外，由于在飞行过程中机载电力能源的供应是由涡轮发动机的部分涡轮功转化而来的，当飞行器处于冲压喷气发动机工作模态时，涡轮发动机不工作，此时机载电力能源的供应即成为了一个需要解决的问题。

发明内容

本发明的目的是针对现有的组合发动机在高超声速飞行时飞机供电不足，在涡轮发动机与冲压喷气发动机同时工作时涡轮发动机压气机前气流温度过高等问题，提供可满足高马赫数飞行时组合发动机飞行器供电需求及实现涡轮发动机进气道气流预冷目的，结构简单，且进气量可调节，还能减少冲压喷气发动机进气道的溢流阻力的涡轮冲压组合发动机冲压空气涡轮热电转换及预冷方法。

本发明包括以下步骤：

1)当飞行马赫数达到2时，涡轮发动机开始逐渐关闭，冲压喷气发动机进气道打开，冲压喷气发动机开始工作；

在步骤1)中，所述当飞行马赫数达到2时，涡轮发动机开始逐渐关闭，冲压喷气发动机进气道打开，冲压喷气发动机开始工作的具体步骤如下：

(1)进气口和出气口完全打开，引入高温气流；

(2)高温气流推动冲压涡轮做功；

(3)做功后的气流通过出气口回到涡轮发动机进气道。

2)涡轮发动机进气道完全关闭时，涡轮发动机完全关闭。

在步骤2)中，所述涡轮发动机进气道完全关闭时，涡轮发动机完全关闭的具体步骤如下：

(1)出气口打开；

(2)高温气流推动冲压涡轮做功；