[發明專利]基于雙燃料復合冷卻的沖壓-強預冷組合飛行器推進系統

有效

• 申請號: 201711203229.5
• 申請日: 2017-11-27
• 公開（公告）號: CN107989699B
• 公開（公告）日: 2019-09-27
• 發明（設計）人: 鄒正平;梁科;王一帆;劉火星
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: F02C7/12
• 分類號: F02C7/12;F02C7/141
• 代理公司: 北京集佳知識產權代理有限公司 11227
• 代理人: 李海建

本發明公開了一種基于雙燃料復合冷卻的沖壓?強預冷組合飛行器推進系統，主要用于飛行馬赫數為0～6范圍內的高超聲速飛行。引入外涵燃油?沖壓系統，包括外涵燃油泵、外涵燃油調節閥、前端冷卻器、旁路燃燒室和旁路尾噴管，形成雙燃料復合冷卻的沖壓?強預冷組合循環。當飛行器的飛行馬赫數達到第三預設范圍值時，外涵燃油調節閥打開，前端冷卻器啟動冷卻劑冷卻功能。本發明引入外涵燃油?沖壓系統，解決在高超聲速飛行時由于來流氣流熱量大，單一燃料作為熱沉無法完全滿足冷卻需求導致的燃料浪費，以及采用氫等低比體積熱沉燃料帶來的有限空間內攜帶燃料質量小的問題。

技術領域

本發明涉及高超聲速飛行器技術領域，尤其是涉及用于飛行馬赫數為0～6范圍內基于雙燃料復合冷卻的沖壓-強預冷組合飛行器推進系統。

背景技術

高超聲速飛行器的發展是飛行器發展的一個重要方向。由于飛行器以高超聲速飛行時，來流空氣經進氣道滯止后溫度過高，而受到壓氣機材料的限制，壓氣機無法直接對來流空氣進行壓縮，此時一般的布雷頓循環已經不適合高超聲速發動機的氣動熱力循環，因此，人類試圖改變發動機內氣動熱力循環模式以提高飛行馬赫數、推力、比沖，擴展其飛行包線，預冷技術從而被開始使用。

最初設計的氫/氧火箭發動機，是利用低溫液氫燃料對來流空氣進行液化，隨后液態空氣經由增壓泵到火箭燃燒室中參與燃燒，高馬赫數下進氣道關閉，發動機進入純火箭模態，其推重比可以為飛行器提供一定動力，但是其比沖仍未達到飛行器單級入軌往返的要求，以及受其發射方式的限制與不能重復使用等其他問題，該預冷發動機具有較大的局限性。之后對于氫/氧火箭發動機，有一定改進，來流深度冷卻技術取代了原先的來流液化技術，且使用氫渦輪膨脹做功，從而帶動空氣壓氣機對空氣進行壓縮，該方案可以大幅度提高發動機比沖性能，但是在高溫高壓下金屬仍然容易發生氫脆問題以及高溫下的系統安全等問題，使得該預冷發動機也具有一定局限性；為了解決氫/氧火箭發動機的問題，將多路循環子系統耦合在一起，如在“熱源”空氣和“冷源”液氫之間設置有布雷頓氦循環出現了如英國的SABRE發動機等預冷發動機，但是在高馬赫數時，強預冷推進系統中用于冷卻的氫的量遠多于用于燃燒的量，造成了比沖低且浪費大的問題，同時氫體積大，儲存同等量的燃料，占據更大體積，以上因素皆限制了其應用。

因此，如何解決飛行器在高超聲速飛行時由于來流氣流熱量大，單一燃料作為熱沉無法完全滿足冷卻需求導致的燃料浪費的問題以及采用氫等低比體積熱沉燃料帶來的有限空間內攜帶燃料質量小的問題是本領域技術人員亟待解決的技術問題。

發明內容

有鑒于此，本發明的目的是提供一種基于雙燃料復合冷卻的沖壓-強預冷組合飛行器推進系統飛行器在高超聲速飛行時由于來流氣流熱量大，單一燃料作為熱沉無法完全滿足冷卻需求導致的燃料浪費，以及采用氫等低比體積熱沉燃料帶來的有限空間內攜帶燃料質量小的問題。

為了實現上述目的，本發明提供了如下方案：

一種基于雙燃料復合冷卻的沖壓-強預冷組合飛行器推進系統，包括進氣道和強預冷推進系統，還包括外涵燃油-沖壓系統；

所述外涵燃油-沖壓系統包括外涵燃油泵、外涵燃油調節閥、前端冷卻器、旁路燃燒室和旁路尾噴管；

所述旁路燃燒室的空氣入口與所述進氣道的出口導通，所述旁路燃燒室的出口與所述旁路尾噴管導通，所述外涵燃油調節閥的入口與所述外涵燃油泵的出口導通，所述外涵燃油調節閥的出口與所述前端冷卻器的燃油入口導通，所述前端冷卻器的燃油出口與所述旁路燃燒室的燃油入口導通；

所述強預冷推進系統中的主燃料為氫、甲烷、烴類物質以及航空煤油碳氫化合物；

所述外涵燃油-沖壓系統中的外涵燃料為甲烷、烴類物質以及航空煤油碳氫化合物；

當飛行器的飛行馬赫數達到第三預設范圍值時，所述外涵燃油調節閥打開，所述前端冷卻器啟動冷卻功能。