[发明专利]一种带旁路引气的混合扩压器

说明书

本发明提供一种带旁路引气的混合扩压器，包括环形且起到扩压作用的挡板，挡板的一端连接涡轮后机匣，另一端延伸至隔热屏进口处的外侧；挡板与涡轮后锥体共同构成了一个渐扩型通道，从涡轮最后一级导向叶片流出的高速燃气流经此通道扩压、减速；所述挡板与涡轮后机匣、集气腔筒体构成环形的引气集气腔；所述引气集气腔通过压气机引气管连通压气机，从压气机中引入的气体一部分进入隔热屏，另一部分流经挡板上的引气狭缝，进入加力燃烧室。压气机引气管上设置阀门，涡喷模式下阀门关闭，冲压模式下阀门开启。本发明能在涡喷模式与冲压模式两种工作模式下工作，并支持模式的切换，实现发动机的变循环。

技术领域

本发明涉及航空航天动力技术领域，涉及一种带旁路引气的混合扩压器，适用于可以自行起飞并能以高马赫数飞行的飞行器。

背景技术

目前航空飞行器动力主要有涡轮发动机和冲压发动机。涡轮发动机燃油经济性高，推重比低，一般工作高度低于20km，工作速度一般不超过2Ma。冲压发动机结构简单，重量轻，推重比大，成本低，适用于高空高速飞行。在Ma＞3的条件下使用，有较高的经济性。缺点是不能零速自行启动，须用其他动力形式作为助推器。单一使用两种动力中的其中一种均难以使飞行器同时具备起飞、加速与高空高速经济巡航的能力。

随着超声速民用飞行器需求的提出，通过组合的方式将两种动力循环集成在一起，使动力系统以变循环的方式工作是拓展超声速民用航空飞行器工作范围的一种手段。这种动力形式在低速段以涡轮发动机模式工作，在高速段以冲压发动机模式工作，工作范围宽，燃油经济性好，但需要发展简单可靠的模式转换结构以及复杂的控制系统。

同时对于高推重比的变循环发动机，加力燃烧室进口处的温度可达到1350K。考虑到加力燃烧室进口温度场的不均匀性，加力燃烧室进口气流局部热点温度可达1500K以上。在如此高的温度下，很容易引起火焰稳定器、喷油杆和内锥体等结构的变形和疲劳破坏。

现有涡喷或涡扇发动机中用的扩压器或混合扩压器不能满足涡喷/冲压变循环发动机的工作特性和结构，阻碍了高效变循环发动机的发展。

发明内容

鉴于背景技术中存在的问题，本发明的目的在于提供一种带旁路引气的混合扩压器，该装置能在涡喷模式与冲压模式两种工作模式下工作，并支持模式的切换，使飞行器更稳定、高效地到达高马赫数飞行状态。通过从发动机压气机引气为隔热屏和加力燃烧室入口提供一个均匀、适度的速度场和温度场以及充足的燃烧耗氧，以满足发动机在不同的工作模式下都获得最大推进效率，使飞行器同时具备起飞、加速与高空高速经济巡航的能力，扩大飞行包线。

为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种带旁路引气的混合扩压器，包括环形且起到扩压作用的挡板，挡板沿进气方向截面积渐扩。所述挡板的一端连接涡轮后机匣，另一端延伸至隔热屏进口处的外侧；挡板与涡轮后锥体共同构成了一个渐扩型通道，从涡轮最后一级导向叶片流出的高速燃气流经此通道扩压、减速；所述挡板与涡轮后机匣、集气腔筒体构成环形、且流动通面积逐渐减小的的引气集气腔；所述引气集气腔通过压气机引气管连通压气机，从压气机中引入的气体一部分进入隔热屏，另一部分流经挡板上的引气狭缝，进入加力燃烧室。

进一步的，所述涡轮后锥体为截锥，涡轮后锥体轴向长度小于涡轮出口截面锥体半径。

进一步的，所述压气机引气管为等径圆管，数量为6～8个，周向均布在引气集气腔外。

进一步的，所述压气机引气管以进气角60～90度引气进入引气集气腔。

进一步的，所述引气集气腔出口面积等于或略大于所有压气机引气管流通面积的总和。

进一步的，所述挡板在周向上等距分布数个结构稳定缝，结构稳定缝周向上位于两压气机引气管中间位置。