技术领域
[0001] 本实用新型涉及吸气式宽速域高超声速动
力技术领域，尤其是涉及一种预冷涡轮超燃冲压组合发动机。
背景技术
[0002] 涡轮基组合循环动力系统是吸气式宽速域高超声速动力系统，该类动力主要由涡轮发动机、超燃冲压发动机等动力组成，部分动力系统还带有
火箭发动机及空气涡轮等。常规涡轮发动机只能在0～2.5范围内工作，而超燃冲压发动机一般需要在4
马赫以上才能工作，因此，通过多种手段与动力形式的结合，使得单一动力的速域得到扩展，从而使得组合动力系统能够在0～5马赫以上的速域内工作，预冷便是扩展单一动力速域的一种方法。
[0003] 预冷动力已经有了许多年的研究，并在部分型号
飞行器上已经有了使用。苏联在上世纪70年代便在米格25战斗机上使用了R15涡喷发动机，该发动机使用酒精在
压气机前进行喷射预冷，曾经创造了3马赫的世界速度记录。
[0004] 美国也采用了该方案，提出了一种MIPCC发动机方案，该发动机使用
水在进气道前喷射预冷，该发动机已经完成24.7km，3.5马赫来流速度的工作试验，而在数值仿真中，该发动机具备5马赫的飞行能力。
[0005] 日本提出了一种预冷空气涡轮+冲压发动机的动力形式，命名为ATREX，该动力系统通过闭式的预冷循环对空气涡轮前的空气进行预冷，高压的预冷剂还要驱动空气涡轮带动压气机进行吸气，压气机进气进入冲压发动机燃烧产生推力，该系统过于复杂，控制困难，且速域仅仅为0～5马赫，刚刚进入高超声速的范围。
[0006] 英国提出了一种名为SABRE(佩刀)的方案，该方案是一种空气涡轮+冲压+火箭的动力方案，其特点是采用闭式的氦循环预冷，然后加热后的氦来加热氢
燃料。目前，该方案还没有做出实物样机，仅在预冷器上取得了一定突破，能在0.01秒内冷却1000摄氏度。
[0007] 公开号为CN105156227A的实用新型提出了一种预冷吸气式变循环发动机，其本质是一种涡轮发动机+预冷亚燃冲压发动机+超燃冲压发动机的组合，该动力系统通过通过涡轮发动机加力
燃烧室与预冷器结合，构造预冷亚燃冲压发动机，从而下延超燃冲压发动机速域，达到涡轮发动机工作速域与亚燃冲压发动机相接，亚燃冲压发动机的工作速域再与超燃冲压发动机工作速域相接，其问题在于该动力相当于一个三组合的TBCC动力系统，会导致机构调节复杂，操控困难，结构难以实现；此外发动机迎
风面积会变得极大，大幅占用飞行器
机体空间；该方案采用液氢、液氦或燃料预冷，液氢本身的体积
密度极低(70kg/m3)，这导致了动力系统体积庞大，无法用于飞行器，液氢还会带来氢脆现象，存储困难，较为危险；液氢、液氦
热容低，燃料流量少，冷却效果差。
[0008] 公开号为CN106014637A的实用新型提出了一种预冷涡轮发动机方案，该方案通过闭式循环的冷却剂对涡轮推进系统进行冷却，用于扩展发动机的工作速域。但是其问题在于闭式循环会大幅度增加动力系统的复杂性，可行性不高；其次，该方案采用液氢预冷，液氢本身的
体积密度极低(70kg/m3)，这导致了动力系统体积庞大，无法用于飞行器，液氢还会带来氢脆现象，存储困难，较为危险。
[0009] 综上所述，目前的预冷用高超声速动力系统均对现有动力系统提出了较大的改造需求，改造难度高、可行性较低，研制成本极高，性能不能确保，且多种系统在原理上是否可行还仍待考究。
发明内容
[0010] 本实用新型的目的在于避免
现有技术的
缺陷而提供一种预冷涡轮超燃冲压组合发动机，有效解决了现有技术存在的问题。
[0011] 为实现上述目的，本实用新型采取的技术方案为：所述的一种预冷涡轮超燃冲压组合发动机，其特点是包括外并联混压式进气道、射流预冷涡轮发动机、双模态超燃冲压发动机和外并联单边膨胀喷管，所述的射流预冷涡轮发动机并联设置在双模态超燃冲压发动机的上方，所述的外并联混压式进气道设置有两个通道，两个通道分别连接在射流预冷涡轮发动机和双模态超燃冲压发动机的前方；所述的外并联单边膨胀喷管设置有两个通道，两个通道分别连接在射流预冷涡轮发动机和双模态超燃冲压发动机的后方；所述的射流预冷涡轮发动机由预冷器、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、涡轮轴组成，射流预冷涡轮发动机安装在飞行器主机体和隔离机体之间形成的低速通道内；所述的双模态超燃冲压发动机由隔离段和超燃冲压发动机燃烧室组成，双模态超燃冲压发动机安装在隔离机体和飞行器机体下
底板之间形成的低速通道内；所述的外并联混压式进气道由飞行器前体下压缩面、低速通道可调进气斜板、高速通道可调进气斜板和低速通道扩张段组成，所述的外并联单边膨胀喷管由高速通道可调排气斜板、低速通道可调排气斜板和飞行器后体下扩张面组成。
[0012] 所述的低速通道可调进气斜板为一
块长方形板状结构，低速通道可调进气斜板安装在隔离机体的前端，低速通道可调进气斜板与水平方向旋转成0～90度夹
角，用于控制低速通道进气道的
开关，当低速通道可调进气斜板与水平方向夹角为0度时，飞行器前体下压缩面、低速通道可调进气斜板、低速通道扩张段和隔离机体组成了低速通道进气道，当低速通道可调进气斜板与飞行器前体下压缩面相
接触，低速通道关闭；所述的高速通道可调进气斜板为一块长方形板状结构，高速通道可调进气斜板安装于飞行器机体下底板的前端，高速通道可调进气斜板与水平方向旋转成0～90度夹角，当高速通道可调进气斜板与水平方向夹角为0度，低速通道可调进气斜板上与飞行器前体下压缩面相接触时，飞行器前体下压缩面、低速通道可调进气斜板和高速通道可调进气斜板形成高速通道进气道。
[0013] 所述的低速通道可调排气斜板为一块长方形板状结构，低速通道可调排气斜板安装于隔离机体的后端，低速通道可调排气斜板与水平方向旋转成0～90度夹角，用于控制低速通道进气道的开关，当低速通道可调排气斜板与水平方向夹角为0度时，低速通道收敛段、飞行器后体下压缩面和低速通道可调排气斜板形成了低速通道喷管，所述的高速通道可调排气斜板为一块长方形板状结构，高速通道可调排气斜板安装于飞行器机体下底板的后端，高速通道可调排气斜板与水平方向旋转成0～90度夹角，当高速通道可调排气斜板与水平方向夹角为0度，低速通道可调排气斜板旋转，与飞行器后体下压缩面接触时，飞行器飞行器后体下扩张面、低速通道可调排气斜板和高速通道可调排气斜板形成高速通道喷管。
[0014] 所述的射流预冷涡轮发动机的预冷器用于对来流气流进行预冷，从而扩展涡轮发动机工作速域，其涡轮发动机为涡扇发动机或涡喷发动机，采用单
转子发动机或双
转子发动机；低速通道打开时，预冷涡轮发动机工作，提供推力，到达3～4.5马赫时，由低速通道向高速通道切换，双模态超燃冲压发动机开始工作，产生推力，将飞行器
加速至大于6马赫的高超声速。
[0015] 本实用新型的有益效果是：所述的一种预冷涡轮超燃冲压组合发动机，其将预冷涡轮发动机与超燃冲压发动机结合起来，通过在涡轮发动机压缩部件前喷射预冷剂，预冷后涡轮发动机性能与工作速域得到大幅提升，能够与超燃冲压发动机速域相接接力，其具备改动小、技术成熟度高、可行性高、经济性好、研制周期短、性能优异的特点。
附图说明
[0016] 图1为本实用新型原理示意图；
[0017] 图2为本实用新型结构示意图。
[0018] 图中所示：1、飞行器前体下压缩面；2、低速通道可调进气斜板；3、高速通道可调进气斜板；4、隔离段；5、飞行器机体下底板；6、超燃冲压发动机燃烧室；7、高速通道可调排气斜板；8、隔离机体；9、低速通道可调排气斜板；10、低速通道扩张段；11、预冷器；12、压气机；13、燃烧室；14、涡轮；15、加力燃烧室；16、低速通道收敛段；17、飞行器后体下扩张面；18、涡轮轴；19、飞行器机体；20、外并联单边膨胀喷管；21、双模态超燃冲压发动机；22、外并联混压式进气道；23、射流预冷涡轮发动机。
具体实施方式
[0019] 以下结合附图对本实用新型的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本实用新型，并非用于限定本实用新型的范围。
[0020] 如图1和2所示，所述的一种预冷涡轮超燃冲压组合发动机，其特点是包括外并联混压式进气道22、射流预冷涡轮发动机23、双模态超燃冲压发动机21和外并联单边膨胀喷管20，所述的射流预冷涡轮发动机23并联设置在双模态超燃冲压发动机21的上方，所述的外并联混压式进气道22设置有两个通道，两个通道分别连接在射流预冷涡轮发动机23和双模态超燃冲压发动机21的前方；所述的外并联单边膨胀喷管20设置有两个通道，两个通道分别连接在射流预冷涡轮发动机23和双模态超燃冲压发动机21的后方；所述的射流预冷涡轮发动机23由预冷器11、压气机12、燃烧室13、涡轮14、加力燃烧室15、涡轮轴18组成，射流预冷涡轮发动机23安装在飞行器机体19和隔离机体8之间形成的低速通道内；所述的双模态超燃冲压发动机21由隔离段4和超燃冲压发动机燃烧室6组成，双模态超燃冲压发动机21安装在隔离机体8和飞行器机体下底板5之间形成的低速通道内；所述的外并联混压式进气道22由飞行器前体下压缩面1、低速通道可调进气斜板2、高速通道可调进气斜板7和低速通道扩张段10组成，所述的外并联单边膨胀喷管20由高速通道可调排气斜板7、低速通道可调排气斜板9和飞行器后体下扩张面17组成。
[0021] 所述的低速通道可调进气斜板2为一块长方形板状结构，低速通道可调进气斜板2安装在隔离机体8的前端，低速通道可调进气斜板2与水平方向旋转成0～90度夹角，用于控制低速通道进气道的开关，当低速通道可调进气斜板2与水平方向夹角为0度时，飞行器前体下压缩面1、低速通道可调进气斜板2、低速通道扩张段10和隔离机体8组成了低速通道进气道，当低速通道可调进气斜板2与飞行器前体下压缩面1相接触，低速通道关闭；所述的高速通道可调进气斜板7为一块长方形板状结构，高速通道可调进气斜板7安装于飞行器机体下底板5的前端，高速通道可调进气斜板7与水平方向旋转成0～90度夹角，当高速通道可调进气斜板7与水平方向夹角为0度，低速通道可调进气斜板2与飞行器前体下压缩面1相接触时，飞行器前体下压缩面1、低速通道可调进气斜板2和高速通道可调进气斜板7形成高速通道进气道。
[0022] 所述的低速通道可调排气斜板9为一块长方形板状结构，低速通道可调排气斜板9安装于隔离机体8的后端，低速通道可调排气斜板9与水平方向旋转成0～90度夹角，用于控制低速通道喷管的开关，当低速通道可调排气斜板9与水平方向夹角为0度时，低速通道收敛段16、飞行器后体下扩张面17和低速通道可调排气斜板9形成了低速通道喷管，所述的高速通道可调排气斜板为一块长方形板状结构，高速通道可调排气斜板7安装于飞行器机体下底板5的后端，高速通道可调排气斜板7与水平方向旋转成0～90度夹角，当高速通道可调排气斜板7与水平方向夹角为0度，低速通道可调排气斜板9旋转，与飞行器后体下扩张面17接触时，飞行器后体下扩张面17、低速通道可调排气斜板9和高速通道可调排气斜板7形成高速通道喷管。
[0023] 所述的射流预冷涡轮发动机23的预冷器11用于对来流气流进行预冷，从而扩展涡轮发动机工作速域至3.5马赫以上，射流预冷涡轮发动机23所用的涡轮发动机为涡扇发动机或涡喷发动机，采用单转子或双转子结构。
[0024] 所述的一种预冷涡轮超燃冲压组合发动机，其工作模式为，在0～3.5马赫时由射流预冷涡轮发动机23进行推进，3.5～4马赫时发动机转模态，双模态超燃冲压发动机21、射流预冷涡轮发动机23共同提供推力；4～7马赫由双模态超燃冲压发动机21进行工作。其具体工作模式为，在0～3.5马赫时，低速通道可调进气斜板2与水平夹角为0度，低速通道可调排气斜板9与水平夹角为0度，这时，射流预冷涡轮发动机23工作，为飞行器提供推力，此时高速通道可调进气斜板3、高速通道可调排气斜板7向上翻转与隔离机体8接触，封死双模态超燃冲压发动机21的气路，并形成一定的机体外形，提供飞行器升力。在3.5～4.0马赫期间，低速通道可调进气斜板2向上翻转、高速通道可调进气斜板3向下翻转，低速通道可调排气斜板9向上翻转、高速通道可调排气斜板7向下翻转，此时，高速通道逐渐打开，双模态超燃冲压发动机21开始工作，产生推力，低速通道逐渐关闭，射流预冷涡轮发动机23依然保持工作。在4～7马赫时，低速通道可调进气斜板2与飞行器前体下压缩面1接触，封死低速通道，射流预冷涡轮发动机23逐渐停止工作。高速通道可调进气斜板3翻转至与水平夹角为0度，飞行器前体下压缩面1、低速通道可调进气斜板2形成对来流的
增压。低速通道可调排气斜板7向上翻转与飞行器后体下扩张面相接，高速通道可调排气斜板7翻转至与水平夹角为0度，低速通道可调排气斜板9、飞行器后体下扩张面17、高速通道可调排气斜板7形成高速通道喷管，此时只有双模态超燃冲压发动机21工作提供推力。
[0025] 本实用新型通过计算表明在F119发动机上使用水作为预冷剂，进行喷射预冷，可以将其工作速域上限扩展到4马赫以上，远超现有涡轮发动机的最大2.5马赫的速域上限，预冷F119已经可以与双模态超燃发动机(工作速域4～7马赫)接力，完成0～7马赫速域的飞行；在使用氢燃料的情况下，能够完成10马赫速域的飞行，可见该预冷涡轮超燃冲压发动机速域宽广；此外，通过预冷可以明显提升发动机的推力性能，增强了飞行器的机动性；本实用新型所使用的技术均为较为成熟的技术，可在现有涡轮动力
基础上通过简单改装，研制预冷涡轮发动机，可行性高、研制成本较低、研制周期短。
[0026] 以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何
修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。
