串联式涡轮/双模态冲压组合发动机模态转换装置的制作方法

[0001]
本发明属于涡轮/双模态冲压组合发动机技术领域，具体涉及一种串联式涡轮/双模态冲压组合发动机模态转换装置。


背景技术：

[0002]
涡轮/双模态冲压组合发动机作为空天飞机的理想动力装置，可以在ma0～7，高度0-30km范围内重复使用，是航空发动机新的研究方向，其在ma2以下低速通道工作，来流空气通过进气道进入压气机，由涡轮发动机燃烧室组织燃烧从而产生推力；加速到ma2以后需要进行模态转换，将来流空气引导至高速通道中，经高速通道压缩进入双模态冲压发动机燃烧室中组织燃烧，产生推力。涡轮/双模态冲压组合发动机集合了涡轮发动机零速度启动以及双模态冲压发动机高空高速工作的优势，避免了涡轮发动机高空高速无法工作以及双模态冲压发动机无法自启动的缺陷，因此涡轮/双模态冲压组合发动机是新一代高速飞机动力装置的核心研究方向。涡轮/双模态冲压组合发动机分为并联式、串联式两种。串联式布局发动机结构紧凑，但相比于并联式布局其模态转换过程更加复杂，是其应用的技术难点。
[0003]
串联式涡轮/双模态冲压组合发动机在进行模态转换时，进气道需要同时向涡轮发动机以及冲压发动机同时供给气流，配合发动机完成模态转换，需要保证其流量的连续变化、推力的平缓变化，则模态转化装置需要能调节开度，在其运动时需要能连续调整流道面积。


技术实现要素：

[0004]
(一)要解决的技术问题
[0005]
本发明要解决的技术问题是：如何设计一种串联式涡轮/双模态冲压组合发动机模态转化方案，可有效降低模态转换装置结构复杂程度和实现难度。
[0006]
(二)技术方案
[0007]
为了解决上述技术问题，本发明提供了一种串联式涡轮/双模态冲压组合发动机模态转换装置，包括：可调隔板装置3、可调进气锥装置4、可调进气锥装置设备舱7；
[0008]
其中，所述可调进气锥装置4包括高速通道预压缩面5、可调进气锥6、可调进气锥螺纹杆8；
[0009]
所述可调隔板装置3为圆筒结构，位于涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道1，即涡轮发动机通道内部；
[0010]
所述高速通道预压缩面5与可调进气锥6连接，二者为可移动部分，可调进气锥6与可调进气锥装置设备舱7面接触，可调进气锥装置设备舱7为固定部分，可调进气锥螺纹杆8一端位于可调进气锥6内，另一端拧入可调进气锥装置设备舱7内；可调进气锥装置设备舱7内由进气锥移动动力装置提供动力，进而带动可调进气锥螺纹杆8正向或反向旋转，从而带动高速通道预压缩面5、可调进气锥6一起前进或后退，实现可调进气锥装置4的前进或后
退；可调进气锥装置设备舱7固定于涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道1的内表面；
[0011]
飞行器在低于ma2飞行时，可调进气锥装置4可向后伸至与可调进气锥装置设备舱7接触,可调隔板装置3可向前伸至堵住涡轮/双模态冲压组合发动机高速冲压通道2的入口，二者为线接触；
[0012]
飞行器加速至ma2以上时，可调进气锥装置4可向前伸至堵住涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道1的入口，二者为线接触；
[0013]
优选地，所述涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道1内表面设有限位装置，用于固定可调进气锥装置4的位置。
[0014]
优选地，所述可调进气锥装置4可滑动控制双通道空气流量，采用弧形设计。
[0015]
优选地，所述可调隔板装置3具有液压作动机构作为动力装置以控制涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道1的开度。
[0016]
本发明还提供了一种所述的装置的工作方法，该方法基于以下原理实现：
[0017]
低速状态下涡轮/双模态冲压组合发动机高速冲压通道2不工作，采用可调隔板装置3封闭冲压发动机通道2入口，飞行器仅依靠涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道1提供推力，此时用于控制双通道空气流量的可调进气锥装置4位于最后端，涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道1的开度为全开，可调隔板装置3的动力装置液压作动机构控制涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道1的开度，实现对涡轮发动机通道1的开关控制。
[0018]
优选地，该方法中，该方法还基于以下原理实现：模态转换时可调隔板装置3完全打开，双通道流量仅由可调进气锥装置4控制，可调进气锥装置4向前移动，涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道1的空气流量连续下降，涡轮发动机改变工作状态，从慢车状态转到风车状态，在转换瞬间，流动损失增大，将造成推力陡降，可调进气锥装置4进一步向前移动，涡轮/双模态冲压组合发动机高速冲压通道2的空气流量上升，推力将恢复，直到模态转换完成，飞行器的动力由冲压发动机提供。
[0019]
优选地，该方法中，飞行器在低于ma2飞行时，涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道1打开，空气由涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道1进入涡轮发动机燃烧室，涡轮/双模态冲压组合发动机高速冲压通道2关闭。此时可调隔板装置3处于伸出状态，向前伸至堵住涡轮/双模态冲压组合发动机高速冲压通道2的入口，二者线接触，阻止气流进入涡轮/双模态冲压组合发动机高速冲压通道2，保证低速涡轮发动机进气道流量系数。
[0020]
优选地，飞行器加速至ma2以上时，需要低速涡轮发动机从慢车到风车，高速双模态冲压发动机点火工作，此时，可调隔板装置3收回，涡轮/双模态冲压组合发动机高速冲压通道2打开，可调进气锥装置4向前移动，直至可调进气锥装置4与涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道1的内壁面接触，触发限位装置。此时可调进气锥装置4封闭了涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道1，气流全部流入涡轮/双模态冲压组合发动机高速冲压通道2，双模态冲压发动机点火，涡轮发动机熄火，完成模态转换。
[0021]
本发明又提供了一种所述的装置在涡轮/双模态冲压组合发动机中的应用。
[0022]
本发明还提供了一种所述的装置在空天飞机动力装置中的应用。
[0023]
(三)有益效果
[0024]
本发明提供的一种串联式涡轮/双模态冲压组合发动机模态转化装置采用螺纹杆机械传动调节进气锥装置位置，在模态转换时，通过可调进气锥装置前后移动以及隔板伸
缩按照流量连续准则对来流空气进行分配，控制组合发动机高/低速通道工作。用可实现较为简单的机械结构实现了串联式涡轮/双模态冲压组合发动机模态转化，保证ma0-7宽域工况下发动机持续稳定动力输出。本发明能够有效降低模态转化的实现难度，减少模态转化系统部件数量。
附图说明
[0025]
图1为采用本发明的装置的串联式涡轮/双模态冲压组合发动机示意图；
[0026]
图2为本发明的串联式涡轮/双模态冲压组合发动机模态转换装置原理图；
[0027]
图3为本发明中的作为移动结构的可调进气锥装置，及可调进气锥装置设备舱的原理图。
具体实施方式
[0028]
为使本发明的目的、内容、和优点更加清楚，下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。
[0029]
如图2、图3所示，本发明提供的一种串联式涡轮/双模态冲压组合发动机模态转化包括可调隔板装置3、可调进气锥装置4、可调进气锥装置设备舱7；
[0030]
其中，所述可调进气锥装置4含高速通道预压缩面5、可调进气锥6、可调进气锥螺纹杆8；
[0031]
可调隔板装置3为圆筒结构，位于涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道1(即涡轮发动机通道)内部；
[0032]
高速通道预压缩面5与可调进气锥6连接，二者为可移动部分，可调进气锥6与可调进气锥装置设备舱7面接触，可调进气锥装置设备舱7为固定部分，可调进气锥螺纹杆8一端位于可调进气锥6内，另一端拧入可调进气锥装置设备舱7内；可调进气锥装置设备舱7内由进气锥移动动力装置提供动力，进而带动可调进气锥螺纹杆8正向或反向旋转，从而带动高速通道预压缩面5、可调进气锥6一起前进或后退，实现可调进气锥装置4的前进或后退；
[0033]
涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道1内表面设有限位装置，用于固定可调进气锥装置4的位置。可调进气锥装置4、可调进气锥装置设备舱7组成的低速通道流量控制装置为两段式设计，前段的可调进气锥装置4可滑动控制双通道空气流量，采用弧形设计，同时具备高速通道预压缩面以及封闭低速通道两个作用，后段的可调进气锥装置设备舱7固定于涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道1的内表面，前段的可调进气锥装置4中的可调进气锥螺纹杆8嵌套在后段的可调进气锥装置设备舱7中。该装置使用可调进气锥螺纹杆8，其暴露于低速通道中，对热防护要求较低，且机械结构简单可靠，易于实现。
[0034]
飞行器在低于ma2飞行时，可调进气锥装置4可向后伸至与可调进气锥装置设备舱7接触,可调隔板装置3可向前伸至堵住涡轮/双模态冲压组合发动机高速冲压通道2的入口，二者为线接触；
[0035]
飞行器加速至ma2以上时，可调进气锥装置4可向前伸至堵住涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道1的入口，二者为线接触；
[0036]
本发明的工作原理为：
[0037]
一、低速状态下涡轮/双模态冲压组合发动机高速冲压通道2不工作，采用可调隔
板装置3封闭冲压发动机通道2入口，飞行器仅依靠涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道1提供推力，此时用于控制双通道空气流量的可调进气锥装置4位于最后端，涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道1的开度为全开。可调隔板装置3采用隔层推拉式结构，可调隔板装置3的动力装置液压作动机构控制涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道1的开度，实现对涡轮发动机通道1的开关控制。
[0038]
二、模态转换时可调隔板装置3完全打开，双通道流量仅由可调进气锥装置4控制，可调进气锥装置4向前移动，涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道1的空气流量连续下降，涡轮发动机改变工作状态，从慢车状态转到风车状态，在转换瞬间，流动损失增大，将造成推力陡降，可调进气锥装置4进一步向前移动，涡轮/双模态冲压组合发动机高速冲压通道2的空气流量上升，推力将恢复，直到模态转换完成，飞行器的动力由冲压发动机提供。
[0039]
基于以上原理，本发明的装置的工作过程如下：
[0040]
飞行器在低于ma2飞行时，涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道1打开，空气由涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道1进入涡轮发动机燃烧室，涡轮/双模态冲压组合发动机高速冲压通道2关闭。此时可调隔板装置3处于伸出状态，向前伸至堵住涡轮/双模态冲压组合发动机高速冲压通道2的入口，二者为线接触，阻止气流进入涡轮/双模态冲压组合发动机高速冲压通道2，保证低速涡轮发动机进气道流量系数。
[0041]
飞行器加速至ma2以上时，需要低速涡轮发动机从慢车到风车，高速双模态冲压发动机点火工作。此时，可调隔板装置3收回，涡轮/双模态冲压组合发动机高速冲压通道2打开，可调进气锥装置4向前移动，直至可调进气锥装置4与涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道1的内壁面接触，触发限位装置。此时可调进气锥装置4封闭了涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道1，气流全部流入涡轮/双模态冲压组合发动机高速冲压通道2，双模态冲压发动机点火，涡轮发动机熄火，完成模态转换。
[0042]
本发明在宽域工况下利用可移动进气锥以及隔板方式，按照流量连续准则调节进入高/低速通道空气流量，完成串联式涡轮/双模态冲压组合发动机模态转化。
[0043]
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，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。