技术领域
[0001] 本
发明属于高超声速飞行器气动/推进布局设计技术领域，具体指代一种采用预冷型空气
涡轮火箭组合循环推进系统的高超声速飞行器气动布局及其工作方法。
背景技术
[0002] 高超声速飞行器是未来飞行器的重要研究方向之一，本文所提供的气动布局方法可以用作设计
水平
起飞和着陆的吸气式高超声速飞行器；此外，在情报搜集、监视、侦察以及在大气层内临近空间高超声速巡航等方面具有广阔的应用前景，对于未来的军用及民用都有重大意义。
[0003] 为实现从低速到高超声速并且能够起降飞行器的宽
马赫数飞行，该类飞行器通常采用组合循环
发动机，包含的发动机类型主要有：涡轮、
冲压及
火箭发动机，这几种发动机在总体结构布置上有较大的区别且具有各自的优点和不足：涡轮发动机具备较好的中、低空性能，但其安装在飞行器上时，在跨声速、超声速爬升
加速和马赫数大于2.5以后这几个阶段剩余推力比较小，会导致涡轮模态过渡到亚燃模态存在推力不连续性；冲压发动机在高超声速阶段有着良好的比冲和耗油率表现，但是其在低速阶段无法单独启动，必须要采用其他推进系统在低速时进行过渡，这对于其在飞行器上的使用产生了一定制约。此外，超燃冲压发动机在高马赫数下可以产生比亚燃冲压发动机更好的推进效果，但是其正常运行对飞行
姿态及点火器有着严格的要求，相比来讲亚燃冲压发动机在实际过程中有着更好的
稳定性和安全性。使用火箭发动机相对来说比冲较低，完成相同任务时比涡轮、冲压发动机的耗油率高且飞行器起飞重量大，多次重复使用时经济性较差，但其具有调节规律简单、推重比较大、适合短时间加速飞行的优点。因此，优越的组合循环发动机不仅要求在中、低空的跨声速阶段、爬升加速阶段拥有较好的加速性能和相对较低的燃油消耗率，其安装在飞行器上还应该具有较大的剩余推力，在模态转换阶段推力也应具有良好的连续性。
发明内容
[0004] 针对于上述
现有技术的不足和实际的吸气式高超声速飞行器水平起降运行需求，本发明提供了一种基于预冷型组合动力高超声速飞行器气动布局及工作方法，以改善现有技术中采用涡轮和亚燃冲压组合循环发动机应用于飞行器上存在的不足。本发明将基于涡轮发动机和亚燃冲压发动机的预冷型空气涡轮火箭发动机安装在高超声速飞行器内，使其既具备中、低空飞行段的优越性能，在跨声速和超声速爬升加速段具备充裕的剩余推力，又保证发动机模态过渡时的连续性。
[0005] 为达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：
[0006] 本发明的一种基于预冷型组合动力高超声速飞行器气动布局，包括：飞行器
气动外形及预冷型空气涡轮火箭发动机，其中，
[0007] 预冷型空气涡轮火箭发动机包含：进气道、预冷系统、
压气机、环形
燃烧室、涡轮、加力燃烧室及尾喷管，且各部分依次连接；该进气道与飞行器气动外形前体下表面一体化设计，且进气道的进气端设有可调半锥体，其前后伸缩始终保持进气道的性能最佳；该尾喷管与飞行器气动外形后体下表面一体化设计，且尾喷管的内部设有可调锥体，其前后移动调节始终保证尾喷管处于较佳的膨胀状态；此外，环形燃烧室内部结构中包含飞行器自身携带的
氧化剂通道和
燃料通道；而且，环形燃烧室内部设有
燃气发生器，上述的压气机、环形燃烧室和涡轮按顺序连接，组成了涡轮发动机；加力燃烧室位于涡轮与尾喷管之间，内部含有循环管路和
热交换器。
[0008] 优选地，所述的进气道的数量为两个，尾喷管的数量为四个，每一个进气道对应两个尾喷管。
[0009] 优选地，所述的尾喷管的数量与发动机的数量对应，一个尾喷管对应一组发动机，两组发动机对应一个进气管。
[0010] 优选地，所述的预冷系统包含预冷器、
阀门调节器、循环管路和热交换器，以液氢为燃料和冷却剂，所述的预冷器布置在进气道扩压段出口与压气机入口之间。
[0011] 优选地，依据飞行器的飞行马赫数要求，尾喷管设计为收敛-扩张形。
[0012] 本发明的一种基于预冷型组合动力的高超声速飞行器的工作方法，包括步骤如下：
[0013] 1）低空起飞加速阶段与低马赫数阶段（马赫数区间为0 2.5）：飞行器的推力由进~气道＋预冷器＋涡轮发动机提供；
[0014] 2）爬升加速阶段（马赫数区间为2.5 3.5）：当飞行器的速度达到2.5 以上时，一方~面预冷系统继续工作，保证涡轮发动机的吸气性能，提升了其马赫数上限；同时环形燃烧室中的燃气发生器将携带的燃料与
氧化剂混合，产生富燃气体，富燃气驱动涡轮做功后与压缩空气掺混在加力燃烧室内燃烧，产生的高温燃气经尾喷管排出产生推力，由于此过程的原理类似于火箭发动机，在本发明中，将其称为火箭模态；在此过程中，火箭模态和加入预冷器的涡轮发动机共同协作，实现飞行器从马赫数2.5 至3.5 的稳定过渡；此过渡阶段使用火箭模态+预冷型涡轮发动机的组合形式；
[0015] 3）亚燃冲压发动机完全起动阶段（马赫数区间为3.5 6）：关闭环形燃烧室中的燃~气发生器和涡轮发动机，继续保持预冷器的运行及可调半锥体、可调锥体的调节，此时推力完全由亚燃冲压发动机产生。
[0016] 本发明的有益效果：
[0017] 本发明采用高超声速飞行器
机体与预冷型空气涡轮火箭组合推进系统一体化布局，通过推进系统各组成发动机之间的协调工作，解决了单独使用涡轮发动机在跨超声速爬升加速段剩余推力不足的问题和模态转换时推力不连续的问题，也解决了单独使用亚燃冲压发动机时经济性差和模态转换时推力不连续的问题，同时可调式锥体的设计也提高了进气道总压恢复系数和流量系数以及尾喷管喷流的效率，减小了溢流阻力带来的不利影响。
[0018] 另外，进气道与飞行器气动外形前体下表面的一体化设计，提高了高超声速飞行时的
升阻比。同时，预冷器的应用也提升了单独使用涡轮发动机和亚燃冲压发动机时的可用马赫数和高度上限。最后，在高超声速飞行器的整个飞行过程中，几乎没有“死重”存在，有效地提高了经济性。
附图说明
[0019] 图1为高超声速飞行器的布局图；
[0020] 图2为高超声速飞行器的布局的侧视图；
[0021] 图3为高超声速飞行器预冷型空气涡轮火箭发动机整体布局设计示意图；
[0022] 图4为预冷型空气涡轮火箭发动机内流道内部结构与布局示意图；
[0023] 图5为预冷型空气涡轮火箭发动机可调半锥体及可调锥体在不同马赫数下的移动调整示意图；
[0024] 图6为涡轮发动机单独起动时内部气流流动示意图；
[0025] 图7为亚燃冲压发动机单独起动时内部气流流动示意图；
[0026] 图中，1为飞行器气动外形前体下表面；2为进气道；3为飞行器气动外形后体下表面；4为尾喷管；5为可调半锥体；6为可调锥体；7为预冷器；8为阀门调节器；9为压气机；10为环形燃烧室；11为涡轮；12为加力燃烧室；13为热交换器；14为涡轮发动机；15为亚燃冲压发动机；16为循环管路；17为预冷型空气涡轮火箭发动机内流道。
具体实施方式
[0027] 为了便于本领域技术人员的理解，下面结合
实施例与附图对本发明作进一步的说明，实施方式提及的内容并非对本发明的限定。
[0028] 本发明的一种基于预冷型组合动力高超声速飞行器气动布局，具体细节如下：
[0029] （1）依据高超声速飞行器总体设计要求，设计出巡航状态下高超声速飞行器的预冷型空气涡轮火箭发动机内流道17；其中进气道与飞行器气动外形前体下表面一体化设计，超声速飞行时可调半锥体可前后伸缩保持进气道性能较优；尾喷管与飞行器气动外形后体下表面一体化设计，尾喷管中心可调锥体可前后移动使尾喷管处于较佳膨胀状态；
[0030] （2）依据高超声速飞行器内部各发动机的工作条件和任务要求，并基于预冷型空气涡轮火箭发动机内流道17，在其内部将涡轮发动机和亚燃冲压发动机进行
串联布置，二者共用尾喷管出口；在整体结构上，高超声速飞行器的推进系统含有两个进气道入口和四个尾喷管出口，即四组组合推进系统（涡轮发动机+亚燃冲压发动机），每两组组合推进系统共用一个进气道入口；
[0031] （3）在高超声速飞行器中，预冷型空气涡轮火箭发动机的预冷器布置在进气道扩压段出口与压气机入口之间。依据飞行器的飞行马赫数要求，高超声速飞行器尾喷管设计为收敛-扩张形。
[0032] 参照图1至图4所示，具体包括：飞行器气动外形及预冷型空气涡轮火箭发动机，其中，
[0033] 预冷型空气涡轮火箭发动机，包括进气道2、预冷系统、压气机9、环形燃烧室10、涡轮11、加力燃烧室12、尾喷管4等部分；其中该进气道2与飞行器气动外形前体下表面1一体化设计，同时在进气道2处依据高超声速飞行器的任务马赫数范围设计可调半锥体5，其前后伸缩可始终保持进气道性能较佳；尾喷管4与飞行器气动外形后体下表面3一体化设计，内部设置可调锥体6，其前后移动调节可始终使得尾喷管处于较佳膨胀状态。此外，环形燃烧室内部结构中包含飞行器自身携带的氧化剂通道和燃料通道，且环形燃烧室内部设有燃气发生器，用以作为混合自带氧化剂与燃料的场所。整个压气机、环形燃烧室和涡轮按顺序连接，组成了涡轮发动机14，其中，可以通过控制涡轮发动机14来决定上游来流是流经涡轮11进入加力燃烧室12或是从预冷型空气涡轮火箭发动机内流道17边缘避开涡轮直接进入加力燃烧室12。加力燃烧室12位于涡轮11与尾喷管4之间，内部含有螺旋式的循环管路和杆式热交换器，构成一个亚燃冲压燃烧室15。高超声速飞行器在整体上的布局为：进气道有两个，尾喷管有四个，即四组组合推进系统（涡轮发动机+亚燃冲压发动机）；因此，每两组发动机共用一个进气道。高超声速飞行器预冷型空气涡轮火箭发动机整体的布局如图3所示；在高超声速飞行器的布局中，预冷型空气涡轮火箭发动机的预冷器布置在进气道扩压段出口与压气机入口之间。依据飞行器的飞行马赫数要求，高超声速飞行器尾喷管设计为收敛-扩张形。
[0034] 上述的预冷系统主要由预冷器7、阀门调节器8、循环管路16和热交换器13等部件组成，各部分之间的具体布置方式为：预冷器7为栅形结构，其主体部分位于进气道2出口与压气机9入口之间；循环管路16以圆形截面管道在预冷型空气涡轮火箭发动机内流道17的内部及外部布置，循环管路16在预冷器7至压气机9之间以及涡轮11至热交换器13之间的空间内按螺旋结构布置，这两部分的循环管路16依靠预冷型空气涡轮火箭发动机内流道17外部的管道在尾喷管外表面上相连接，最后，循环管路16通过两个由阀门调节器8控制的出口将管道通向预冷型空气涡轮火箭发动机内流道17内部。阀门调节器8位于预冷型空气涡轮火箭发动机内流道17外部的循环管路上，总数量为三个；热交换器13位于加力燃烧室12中，热交换器13的主体部分与预冷型空气涡轮火箭发动机内流道17外的循环管路相连，其表面有开孔，用以排出一部分冷却剂。
[0035] 整个预冷系统以液氢为燃料和冷却剂。低温液氢由阀门调节器8注入，在进气道的出口通过预冷器7与来流高温气体进行第一次热交换，带走一部分热量，给来流降温。通过循环管道流经涡轮发动机和亚燃冲压发发动机，并在加力燃烧室12中的热交换器13处进行第二次热交换，一部分氢燃料与混合气混合补燃，剩余部分循环至上游与来流掺混，通过位于压气机9
位置处的空气流道再次流入预冷型空气涡轮火箭发动机内流道17并参与燃烧，最终燃烧产物经尾喷管4喷出。
[0036] 本发明预冷型空气涡轮火箭发动机的进气道2、尾喷管4分别与飞行器气动外形前体、后体一体化设计，进气道2内部含有预冷器7及可调半锥体5，尾喷管4内部设置可调锥体6；涡轮发动机与亚燃冲压发动机采用串联布置，相互协调工作，保证了飞行器在滑跑、起飞、跨超声速爬升加速到巡航阶段整个过程中具有较大的剩余推力和模态转换时推力的连续性，同时削弱了溢流阻力，气动布局外形具有较高的升阻比。此外，预冷系统起到调节整个推进系统热量分布的作用，同时实现对涡轮发动机和亚燃冲压发动机的预冷却，提高了涡轮发动机最大工作马赫数以及降低冲压发动机最低工作马赫数，极大减弱内能耗散，从而提高
动能转化率。
[0037] 一种基于预冷型组合动力的高超声速飞行器的工作方式，包括步骤如下：
[0038] 低空起飞加速阶段与低马赫数阶段（马赫数区间为0 2.5），为了增加单位重量剩~余推力以实现短距滑跑起飞和加速爬升，飞行器中的预冷型空气涡轮火箭发动机内流道完全打开，推力主要由进气道＋预冷器＋涡轮发动机提供，图6为涡轮发动机起动、亚燃冲压发动机关闭时的内部流动示意图；
[0039] 爬升加速阶段（马赫数区间为2.5 3.5），环形燃烧室中的燃气发生器及预冷系统~工作，其中，飞行器自身所携带的氧化剂与燃料在燃气发生器中进行混合，所得的富燃气体驱动涡轮并进入加力燃烧室，与其中的空气进行混合燃烧，并经尾喷管排出高温燃气后为飞行器产生推力。此阶段中，在燃气发生器和涡轮发动机两种推力组合以及预冷系统的相互合作下，飞行器在马赫数2.5至3.5间实现了良好、稳定地过渡，使推进系统随着飞行高度和速度的增加持续产生推力。此时，该预冷型空气涡轮火箭发动机中的可调半锥体、可调锥体则开始按照图5中由a到b顺序连续均匀过渡调节；其中，a为低马赫数状态，b为高马赫数状态；
[0040] 亚燃冲压发动机完全起动阶段（马赫数区间为3.5 6），关闭环形燃烧室中的燃气~发生器和涡轮发动机，但继续保持预冷器的运行及可调半锥体、可调锥体的调节，此时推力完全由亚燃冲压发动机产生，图7为亚燃冲压发动机起动、涡轮发动机关闭时的内部流动示意图。
[0041] 本发明具体应用途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。
