一种引射辅助式涡轮冲压组合循环发动机的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明专利涉及一种新型组合发动机，特别涉及一种应用于航空航天飞行器的可重复使用的引射辅助式祸轮冲压组合循环(Ejector-Assistant Turbine-Based CombinedCycle,简称E-TBCC)发动机。
【背景技术】
[0002]组合发动机是未来空天一体武器系统的重要发展方向，也将是下一代航空航天飞行器的主要动力形式。目前，组合发动机包括涡轮基组合循环发动机(Turbine BasedCombined Cycle，以下简称TBCC)和火箭基组合循环发动机(Rocket Based CombinedCycle，以下简称RBCC)两大类。TBCC动力系统由涡轮喷气(或涡轮风扇)发动机与冲压发动机有机结合而成的吸气式发动机；RBCC是将火箭与双模态冲压发动机有机结合形成的组合循环系统。随着对组合循环发动机研究工作的深入，遇到的问题越来越多，技术难度越来越大。
[0003]RBCC发动机的主要问题是在火箭阶段耗油率高，由于需要自带氧化剂，起飞阶段飞行器的质量最大，从起飞阶段到冲压阶段会占到整个油量的30%左右。TBCC发动机的主要问题是在涡轮向冲压转级过渡态存在不平稳。以上的缺点导致两类组合发动机的发展都存在瓶颈冋题。
【发明内容】
[0004]本发明的目的是针对目前火箭冲压组合中比冲较小，而涡轮冲压组合中存在无法转级的瓶颈问题，提供一种引射辅助式涡轮冲压组合循环发动机，即采用涡轮取代火箭助推器克服起飞耗油率大，采用引射燃烧克服Ma 2-3冲压发动机效率低的难题，因此可充分利用各发动机优势，又能解决目前各类发动机之间转级的困难。
[0005]为达到上述目的，本发明的技术方案如下:
[0006]—种引射辅助式涡轮冲压组合循环发动机，该组合循环发动机包括涡轮发动机和双模态超燃冲压发动机；涡轮发动机含有涡轮发动机进气道、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室和涡轮发动机尾喷管；双模态超燃冲压发动机含有冲压发动机进气道、冲压发动机隔离段、冲压发动机燃烧室和冲压发动机尾喷管；所述双模态超燃冲压发动机以并联方式安装在涡轮发动机的下方；其特征在于:所述的组合循环发动机还含有多个并列布置的壁面引射火箭、多个并列布置的凹槽和切换调节装置；多个并列布置的凹槽位于冲压发动机隔离段通道内的下壁面，每个壁面引射火箭对应安装在一个凹槽的侧壁台阶前方；所述切换调节装置包括涡轮发动机进口可调挡板、涡轮发动机出口可调挡板、冲压发动机可调前缘和冲压发动机可调后缘。
[0007]—种引射辅助式涡轮冲压组合循环发动机，该组合循环发动机包括涡轮发动机和双模态超燃冲压发动机；涡轮发动机含有涡轮发动机进气道、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室和涡轮发动机尾喷管；双模态超燃冲压发动机含有冲压发动机进气道、冲压发动机隔离段、冲压发动机燃烧室和冲压发动机尾喷管；所述双模态超燃冲压发动机以并联方式安装在涡轮发动机的下方；其特征在于:所述的组合循环发动机还含有多个并列布置的支板引射火箭、多个并列布置的支板和切换调节装置；多个并列布置的支板固定在冲压发动机燃烧室通道内的下壁面，每个支板引射火箭对应安装在一个支板的尾缘前方；所述切换调节装置包括涡轮发动机进口可调挡板、涡轮发动机出口可调挡板、冲压发动机可调前缘和冲压发动机可调后缘。
[0008]上述技术方案中，涡轮发动机采用涡轮喷气发动机或涡轮风扇发动机。
[0009]本发明与现有技术相比，具有以下优点和突出性效果:引射火箭喷出的燃气能够弥补涡轮向冲压发动机过渡时的推力不足，使本发明具有组合发动机转级平稳过渡的优势；此外，本发明将引射火箭与冲压发动机一体化设计，能够充分利用各类发动机优势，具有比火箭冲压组合比冲高的优点。
【附图说明】
[0010]图1为壁面引射辅助式涡轮冲压组合循环(E-TBCC)发动机结构示意图。
[0011]图2为壁面引射火箭在通道内的布置示意图。
[0012]图3为支板引射辅助式涡轮冲压组合循环(E-TBCC)发动机结构示意图。
[0013]图4为支板引射火箭在通道内的布置示意图。
[0014]图中:1-飞行器前体；2_涡轮发动机进气道；3_飞行器机身；4_涡轮发动机进气锥；5_导流支板；6_压气机；7_涡轮发动机；8_燃烧室；9-涡轮；10_加力燃烧室；11_涡轮发动机尾喷管；12_飞行器后体；13_涡轮发动机出口可调挡板；14_冲压发动机尾喷管；15-冲压发动机可调后缘；16-双模态超燃冲压发动机；17-冲压发动机燃烧室；18_凹槽；19-壁面引射火箭；20_冲压发动机隔离段；21_冲压发动机进气道；22_冲压发动机可调前缘；23_祸轮发动机进口可调挡板；24_支板引射火箭；25_支板后喷射孔；26_支板；27_支板前喷射孔
【具体实施方式】
[0015]下面结合附图，对本发明的结构、原理和工作过程做进一步详细地描述。
[0016]如图1?图4所示，本发明的引射辅助式涡轮冲压组合循环发动机(E-TBCC发动机)基于发动机与飞行器一体化的基础上，将壁面引射火箭19或支板引射火箭24与双模态超燃冲压发动机16集成，采用壁面引射或支板引射的方式解决了涡轮发动机模式向冲压发动机模式转换时所面临的推力不足的问题。该组合循环发动机主要由涡轮发动机(涡轮喷气发动机或涡轮风扇发动机)7、双模态超燃冲压发动机16、多个并列布置的壁面引射火箭19和多个并列布置的凹槽(或多个并列布置的支板引射火箭和多个并列布置的支板)；多个并列布置的凹槽位于冲压发动机隔离段通道内的下壁面，每个壁面引射火箭对应安装在一个凹槽的侧壁台阶前方，多个壁面引射火箭19分别在各自对应的凹槽18侧壁台阶处喷射。若采用支板引射火箭和支板结构，则多个并列布置的支板固定在冲压发动机燃烧室通道内的下壁面，每个支板引射火箭对应安装在一个支板的尾缘前方，多个支板引射火箭24分别在各自对应的支板26尾缘喷射。