[发明专利]基于NH3

说明书

一种基于NH3的极宽速域多模态组合动力循环系统及方法，属于航空动力推进领域。本发明提出一种将NH₃作为辅助燃料，发挥预冷作用并将吸收的废热转化为驱动系统压气机的有用功，使得高超声速飞行器可以在多种模态下切换，从而达到更宽的工作速域、更广的工作空域的目的。与常规涡轮冲压超预冷组合动力循环相比，本发明提出的组合动力循环，NH₃模块拥有两种工作模态，可以让该飞行器在飞行包线内,随着飞行马赫数的变化,可调几何机构实现不同模态的合理切换，同时可以解决发动机工作模态转换点的“推力鸿沟”问题。此外，相比传统的氦气超预冷，本发明采用NH₃作为预冷工质，系统结构更加紧凑，超预冷模式下能提供更大的推力，能够快速实现宽域工作要求。

技术领域

本发明涉及一种基于NH₃的极宽速域多模态组合动力循环系统及方法，属于航空发动机组合动力循环系统改进领域。

背景技术

高超声速远程巡航飞行, 动力系统需满足Ma0~5飞行包线内性能最优, 传统单一形式的发动机难以实现全速域范围内的稳定工作。而近年发展起来的组合动力循环，如涡轮冲压组合循环发动机，则可以实现宽速域工作要求，但是当飞行速度增大时，则会导致进气道进口气流总温增加，同时受到材料限制，燃气涡轮进口总温存在上限，因此来流总温的增加使得空气加热量逐渐减少，在模态切换阶段的推力较小。为解决这个问题，复合预冷的方案应运而生，其中最为出名为“弯刀”发动机。“弯刀”发动机具有两种工作模态，分别为低速模式和高速模式。在低速模式(0~2.5)时主要通过外涵涡扇发动机提供推力，而在高速模式(2.5~5)时关闭外涵喷管，打开预冷系统，通过涡轮冲压发动机进行做功。“弯刀”发动机结合了涡轮发动机和冲压发动机的特点，使其工作速域更宽、工作空域更广, 同时避免了TBCC发动机模态转换点“推力鸿沟”的问题、避免了RBCC发动机低速段引射模态推力增益不足的问题，全工作区域内发动机各部件均可实现高效率工作。

但是“弯刀”发动机选择液氢作为燃料，存在氢脆问题，对飞行器的空间及材料管理技术提出了很高的要求；尽管采用液氢容易点火，但是加力燃烧室中氧含量不高，因此加力燃烧室效率不高，也成为该发动机无法进一步提高马赫数的关键因素之一；此外，氦气预冷循环的工作必须依赖液氢作为冷源，高马赫数条件下存在着各部件热负荷分配不均匀的问题；而为了尽可能提高预冷循环的效率，预冷循环采用了大量换热系数不高且结构尺寸较大的气-气或者气-液回热换热器，因此导致采用该预冷系统的组合动力循环存在结构庞大复杂，高马赫数条件下推力增益不足的问题。

发明内容

本发明的目的在于提出一种基于NH₃的极宽速域多模态组合动力循环系统及其方法。

一种基于NH₃的极宽速域多模态组合动力循环系统，其特征在于包括进气道、内涵道、预冷器、二次预冷器、内涵压气机、主燃烧室、燃气涡轮、加力燃烧室、内涵喷管、外涵道、外涵风扇、外涵燃烧室、外涵喷管、液NH₃罐、NH₃涡轮、液氧罐、第1开关、第2开关、第3开关、第4开关和第5开关；其中进气道出口分成第一出口支路和第二出口支路，第一支路与内涵道进口相连，内涵道出口与预冷器热侧进口相连，预冷器热侧出口与二次预冷器热侧进口相连，二次预冷器热侧出口与压气机进口相连，压气机出口与主燃烧室热侧进口相连；第二支路通过外涵道与外涵风扇进口相连，外涵风扇出口与外涵燃烧室进口相连，外涵燃烧室出口通过外涵喷管与外界环境相连；主燃烧室热侧出口分为两路：一路与加力燃烧室热侧进口相连，加力燃烧室热侧出口通过内涵喷管与外界环境相连；一路通过燃气涡轮与外涵燃烧室进口相连；液NH₃罐出口分为两路：一路通过第1开关与预冷器冷侧进口相连，预冷器冷侧出口与主燃烧室冷侧进口相连，主燃烧室冷侧出口与NH₃涡轮进口相连；一路通过第二开关与主燃烧室冷侧进口相连；NH₃涡轮出口分为两路，一路通过第三开关与外涵燃烧室辅助燃料入口相连；另一路通过第四开关与加力燃烧室辅助燃料入口相连；