[发明专利]一种双连续爆轰模态涡轮基组合循环发动机

说明书

本发明公开了一种双连续爆轰模态涡轮基组合循环发动机，该发动机包括发动机外壳、中心体、圆筒形壳体、环形调节器以及核心机；中心体与发动机外壳的前端部之间形成变截面进气道；核心机包括依次相连的压气机、涡轮式连续爆轰发动机燃烧室和涡轮机；环形调节器将发动机外壳与中心体之间的环形腔体分隔为冲压爆轰流道和涡轮爆轰流道，用于调节涵道比以改变工作模态；在圆筒形壳体、发动机外壳以及环形调节器之间形成冲压式连续爆轰发动机燃烧室；圆筒形壳体与旋转轴之间形成涡轮式连续爆轰发动机燃烧室。上述发动机将低马赫数下的涡轮式爆轰发动机和高马赫数下的冲压式爆轰发动机进行组合，可以实现不同的工作模态，拓宽了发动机飞行速域。

技术领域

本发明涉及航空航天发动机结构设计技术领域，具体涉及一种双连续爆轰模态涡轮基组合循环发动机。

背景技术

传统的化学喷气推进发动机，无论是燃气涡轮发动机、火箭发动机，还是冲压发动机都是采用爆燃这种循环方式实现化学能向热能的转换。爆燃是由扩散现象主导的化学反应放热过程，因此较小的组分扩散速度和热扩散速度决定了其缓燃波传播速度比较低，一般是米每秒的量级，并且这种等压放热过程熵增大、热效率不高。经过多年发展，大幅度提高基于爆燃喷气推进系统的推进性能面临瓶颈问题，而采用爆轰这种新的能量释放方式将有望解决这一问题。爆轰波的传播速度一般在千米每秒的量级，其接近等容放热，因此熵增小、热效率高，并且具备自增压优势。

连续爆轰发动机具有结构简单、体积小、燃烧速度快、易控制、自压缩、效率高、比冲大、推力大幅可调、可多次熄火点火等特点，可以用较少的燃料提供更快、更远的动力。目前被广泛关注的有连续爆轰火箭发动机、连续爆轰冲压发动机和连续爆轰涡轮发动机；然而传统的爆轰发动机运行模式单一，在宽飞行马赫数下无法发挥最佳性能，如涡轮/冲压式爆轰发动机虽比冲较高，但对来流状态要求较为严苛，两者的工作速域都较为狭窄。因此，一种双连续爆轰模态涡轮基组合循环发动机原型机被提出并设计出来。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种双连续爆轰模态涡轮基组合循环发动机，该发动机将低马赫数下的涡轮式爆轰发动机和高马赫数下的冲压式爆轰发动机进行组合，可以实现不同的工作模态，既拓宽了发动机飞行速域(0～8Ma)，又可以使发动机在全流域内高效工作，能够解决传统涡轮基组合循环发动机在过渡区间(2～3Ma)存在的“推力陷阱”难题。

本发明采用以下具体技术方案：

一种双连续爆轰模态涡轮基组合循环发动机，该发动机呈轴对称结构，并包括发动机外壳、中心体、圆筒形壳体、环形调节器以及核心机；

所述中心体与所述发动机外壳同轴设置，前端部伸出于所述发动机外壳外部，后端部位于所述发动机外壳内且与所述发动机外壳固定连接；所述中心体与所述发动机外壳的前端部之间形成变截面进气道；

所述发动机外壳具有与所述变截面进气道相邻接的隔离段以及与所述隔离段相邻接的扩张段；沿所述发动机外壳的轴向，所述隔离段的内径逐渐变小，所述扩张段的内径快速变大；

所述圆筒形壳体同轴设置于所述发动机外壳内，并与所述中心体沿轴向相对间隔设置；所述圆筒形壳体内同轴设置有所述核心机和塞式喷管；所述核心机包括从所述中心体朝向所述圆筒形壳体方向依次相连的压气机、涡轮式连续爆轰发动机燃烧室和涡轮机；

所述环形调节器能够轴向移动地套设于所述圆筒形壳体的外壁面，前端部位于所述中心体与所述发动机外壳之间；所述环形调节器将所述发动机外壳与所述中心体之间的环形腔体分隔为冲压爆轰流道和涡轮爆轰流道，冲压爆轰流道形成于所述环形调节器与所述发动机外壳之间，涡轮爆轰流道形成于所述环形调节器、所述中心体、所述压气机以及所述圆筒形壳体之间；所述环形调节器用于通过轴向移动调节涵道比以改变工作模态；所述涵道比为冲压爆轰流道与涡轮爆轰流道的空气流量比值；