一种外骨架涡轮冲压组合发动机及控制方法

1.本发明属于航空航天发动机技术领域，更具体地，涉及一种外骨架涡轮冲压组合发动机及控制方法。


背景技术：

2.实现更快、更高、更远的飞行是人类对飞行的不懈追求，水平起降、重复使用的远程高超声速飞机是未来航空飞行器的主要战略发展方向，其飞行包线范围十分宽广，飞行马赫数从亚声速、跨声速、超声速一直扩展到高超声速。可以预计，动力装置将是实现宽速域高超声速飞行的核心关键所在。当前，航空涡轮发动机适应的飞行马赫数一般在ma0～3，冲压发动机不具备低速启动工作能力、需要在飞行马赫数2以上，其中亚燃冲压发动机可以适应飞行马赫数ma2～6、超燃冲压发动机飞行马赫数可以大于ma6。由此可见，传统单一类型的吸气式动力装置均无法满足水平起降、宽速域高超声速飞机的推进需求。为此，人们提出了将传统涡轮发动机与冲压发动机进行组合使用，演化出以涡轮基组合循环发动机(tbcc)为代表的吸气式组合动力装置，以满足水平起降重复使用高超声速飞行需求。
3.涡轮基组合循环发动机(tbcc)整合了涡轮发动机和冲压发动机在各自适用飞行范围内的优势，使其具有可常规水平起降、重复使用、可靠性高、低速性能优(在ma＜3阶段，涡轮发动机的理论比冲是各类发动机中最高的)、技术风险小等优点，成为未来高超声速军民用飞机、高超声速巡航导弹以及两级入轨空天飞行器的理想动力装置选择，具有很好的工程应用前景。按照涡轮发动机和冲压发动机组合时的相对位置关系，tbcc发动机可分为共轴型布局和上下型布局，其中共轴型布局可分为共轴串联型(涡轮发动机与冲压发动机前后串联，采用加力/冲压共用燃烧室)、共轴环绕型(涡轮发动机位于中心，冲压发动机通道环绕在涡轮发动机外部，各自独立工作)；而上下并联型布局往往采用涡轮发动机与冲压发动机各自分置独立的通道布局，根据进气方式不同可分为外并联型和内并联型。
4.然而，基于传统成熟现货涡轮发动机的tbcc组合循环发动机，不论是串联还是并联布局，在结构集成、综合性能等方面仍面临着一些关键性瓶颈问题，制约着工程化应用。主要体现在：1)传统布局方式主要是围绕涡轮发动机进行结构组合集成，冲压发动机通道要么环绕于涡轮发动机外部、要么独立并联通道，空间共用程度、结构集成度偏低；2)发动机体积占用较高、结构重量大(尤其是涡轮发动机)，在高马赫数加速、巡航飞行时呆重影响显著，不利于组合推进综合性能的提升；3)宽范围多通道进气道调节与匹配性、模态转换调节、尾喷管调节等受到组合布局型式的制约影响较大，发动机性能与变结构调节自由度、结构重量的矛盾突出；4)发动机系统电力实时输出/供给、一体化设计与集成将是综合优化的关键。因此，需要针对涡轮、冲压发动机在组合工作方式、组合构型布局、一体化设计集成等方面提出整体性、创新性解决方案，实现组合推进的综合性能提升，以满足更高效率、更远航程的高超声速飞行。


技术实现要素：

5.针对现有技术缺陷和改进需求，本发明提供了一种外骨架涡轮冲压组合发动机及控制方法，其中创新性采用新型外骨架结构的涡轮发动机、并颠覆传统组合布局型式，采用圆截面冲压发动机在中心、外骨架涡轮核心机在外环的共轴串联式布局，共用轴对称课题进气道、共用超级燃烧室、可调尾喷管，最大化空间共用程度、结构集成度，同时充分发挥涡轮发动机、冲压发动机的性能优势以及外骨架构型的结构优势，目标是设计一种结构紧凑、集成度更高、重量更轻、推重比更大、且满足宽马赫数高性能工作要求的涡轮冲压组合发动机方案，支撑水平起降、重复使用、远程高超声速飞机的高效推进需求。
6.为实现上述目的，第一方面，本发明提供了一种外骨架涡轮冲压组合发动机，包括：中心锥、机体外壳、分流调节板、外骨架涡轮核心机、冲压发动机、共用超级燃烧室以及尾喷管；
7.所述中心锥的尾椎伸入机体外壳内部并与机体外壳固定连接；中心锥的锥面与所述机体外壳内壁形成可调进气道；所述中心锥的前锥可前后移动，以实现不同马赫数下气流的压缩与捕获；
8.所述外骨架涡轮核心机设置在机体外壳内部，包括由内向外的固定支板、定子叶片、转子叶片和永磁体外壳；所述固定支板呈圆环状，围绕形成所述冲压发动机的冲压通道；所述定子叶片固定在固定支板上并向外生长；所述转子叶片固定在永磁体外壳上并向内生长，且与定子叶片交错分布；
9.所述分流调节板与固定支板靠近中心锥的一端连接，可旋转，以调节进入所述外骨架涡轮核心机和冲压发动机的气流；
10.所述可调进气道、共用超级燃烧室和尾喷管依次连接。
11.进一步地，所述中心锥包括前锥、顶针、套筒以及尾锥；其中，尾锥通过四个周向相距90
°
的支板与机体外壳固定连接，所述套筒与尾锥固定连接；所述前锥与顶针固定连接，可沿套筒前后移动。
12.进一步地，所述外骨架涡轮核心机还包括涡轮燃烧室，所述涡轮燃烧室固定在固定支板上，且位于所述外骨架涡轮核心机气道的中后部。
13.进一步地，所述转子叶片为永磁体。
14.进一步地，所述冲压发动机还包括：固定在所述固定支板上的冲压通道内喷油支板。
15.进一步地，所述共用超级燃烧室入口可以前后移动。
16.进一步地，所述尾喷管可以根据落压比和膨胀需求调节尾喷管喉部面积。
17.第二方面，本发明还提供了一种关于第一方面所述外骨架涡轮冲压组合发动机工作的控制方法，所述外骨架涡轮冲压组合发动机适用于飞行马赫数0-7范围，ma为当前来流马赫数：
18.当0《ma≤2.0时，中心锥的前锥位于最后端，分流调节板与中心锥接触，气流全部进入外骨架涡轮核心机；
19.当2.0《ma≤3.0时，中心锥的前锥前移，分流调节板根据来流情况在中间位置变化以满足气流分配的需要，气流同时进入外骨架涡轮核心机和冲压发动机；
20.当3.0《ma≤6.0时，中心锥前移至较前端，分流调节板与基体外壳接触，气流全部
进入冲压发动机；
21.当6.0《ma≤7.0时，中心锥前移至最前端，分流调节板与基体外壳接触，气流全部进入冲压发动机。
22.总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案，能够取得以下有益效果：
23.(1)创新性地提出基于外骨架涡轮发动机、圆截面中心冲压发动机的共轴串联式涡轮冲压组合发动机构型方案，其中突出的特征是外骨架结构的涡轮核心机设计思想，转子叶片在空心轴承壳体上从外向内悬挂，取消了传统涡轮发动机中笨重的轮盘、轮毂和轴承，同时转子叶片在高速转动过程中表现为向内的压应力，具有更好的刚度、强度，根本上减小了涡轮核心机的结构体积和重量。同时外骨架结构涡轮核心机采用新型超导磁悬浮中空轴承结构一体化设计方案，通过永磁体在电磁场中的磁悬浮效应为高速旋转部件提供非接触式支撑力，一方面减少了在传统主轴设计中对高性能轴承材料的要求，另一方面可以实现非接触式相对旋转运动，消除了传统轴承旋转运动的摩擦损耗，同时大大降低对滑油附件系统的需求，有利于降低系统复杂度、减小重量。
24.(2)相较于传统串联组合布局方式，将冲压发动机通道一体化集成于外骨架涡轮核心机的中心中空壳体内部，可以实现从传统的外部环形流道转变为中心圆截面流道构型，最大化程度地共用内部结构空间，同时大幅减少冲压发动机流道湿面积(与气流接触面积)，减小气动摩擦阻力、结构防热面积，有利于提升冲压发动机工作阶段的综合推进性能。此外，通过中心圆截面冲压发动机流道面积扩张匹配设计，可以实现ma6～7以上纯超燃模态工作，具有适应更高飞行马赫数的工作能力。
25.(3)基于可调进气道、涡轮核心机、多模态燃烧室、可调尾喷管的一体化匹配思想，通过发动机内部有限结构调节方式，主要包括中心锥、分流调节板、涡轮核心机出口调节门、尾喷管喉部等，可以满足涡轮模态、涡轮-冲压过渡模态、亚燃冲压模态、超燃冲压模态的调节与控制，通过部件变结构调节，实现极宽工作马赫数范围的高效热力匹配工作与模态转换控制需求，更好地发挥涡轮冲压组合发动机的全包线推进性能优势。
附图说明
26.图1为本发明实施例提供的外骨架涡轮冲压组合发动机的整体结构示意图；
27.图2为本发明实施例提供的可调进气道示意图；
28.图3为本发明实施例提供的外骨架涡轮核心机与冲压发动机结构示意图；
29.图4为本发明实施例提供的外骨架涡轮冲压组合发动机剖视图；
30.图5为本发明实施例提供的共用超级燃烧室与尾喷管结构示意图；
31.图6为本发明实施例提供的外骨架涡轮冲压组合发动机在0《ma≤2时工作示意图；
32.图7为本发明实施例提供的外骨架涡轮冲压组合发动机在2《ma≤3时工作示意图；
33.图8为本发明实施例提供的外骨架涡轮冲压组合发动机在3《ma≤6工作示意图；
34.图9为本发明实施例提供的外骨架涡轮冲压组合发动机在6＜ma≤7工作示意图；
35.在所有附图中，相同的附图标记用来表示相同的元件或结构，其中：1-中心锥，2-机体外壳，3-分流调节板，4-外骨架涡轮核心机，5-冲压发动机，6-共用超级燃烧室，7-尾喷管，8-可调进气道，41-固定支板，42-定子叶片，43-转子叶片，44-涡轮燃烧室，45-涡轮进气入口，46-涡轮燃烧室出口，47-永磁体外壳，48-电磁场，51-冲压通道，52-冲压通道内喷油
支板，61-共用超级燃烧室入口，81-进气道唇口，82-进气道喉部，83-低速进气通道，84-高速进气通道。
具体实施方式
36.为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
37.在本发明中，本发明及附图中的术语“第一”、“第二”等(如果存在)是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。
38.参阅图1，结合图2至图5，本发明提供了一种外骨架涡轮冲压组合发动机，包括：中心锥1、机体外壳2、分流调节板3、外骨架涡轮核心机4、冲压发动机5、共用超级燃烧室6以及尾喷管7。
39.中心锥1包括前锥、顶针、套筒以及尾锥；中心锥1的尾椎伸入机体外壳2内部且通过四个周向相距90
°
的支板与机体外壳2固定连接，其锥面与机体外壳2内壁形成可调进气道8，套筒与尾锥固定连接；前锥与顶针固定连接，可沿套筒前后移动，并有配套的滑槽以及锁死机构，一方面与进气道唇口81结合，实现不同马赫数下气流的压缩与捕获，同时中心锥1的移动也会改变进气道喉部82的面积，从而更好地实现流量与压缩的匹配。
40.外骨架涡轮核心机4采用外骨架结构，去掉了传统轴对称涡轮发动机笨重的主轴。外骨架涡轮核心机4设置在机体外壳2内部，包括由内向外的固定支板41、定子叶片42、转子叶片43、永磁体外壳47；固定支板41呈圆环状，围绕形成所述冲压发动机5的冲压通道51；定子叶片42固定在固定支板41上并向外生长；转子叶片43固定在永磁体外壳47上并向内生长，且与定子叶片42交错分布。永磁体外壳47和转子叶片43整体由永磁体加工而成，在由磁场提供支撑力并转动产生电流供给给磁场以及电磁几何调节系统，形成电路的闭环；而定子叶片42则固定于固定支板41上不进行转动。
41.进一步地，外骨架涡轮核心机4还包括涡轮燃烧室44，涡轮燃烧室44固定在固定支板41上，且位于所述外骨架涡轮核心机4气道的中后部。
42.固定支板41所包围的中心区域作为冲压发动机5的冲压通道51，因此相对于传统的串联式布置大大节省了空间。
43.分流调节板3与固定支板41靠近中心锥1的一端连接，可旋转，以调节进入外骨架涡轮核心机4和冲压发动机5的气流。具体的，低速进气通道83在ma0-3.0一直工作，保证外骨架涡轮核心机4的工作状态，而高速进气通道84则在ma2.0之后开始启动，冲压发动机5开始工作，最终实现模态转换。通过分流调节板3来实现不同马赫数来流状态下双通道进气流量分配、空气压缩需求，同时确保进气道的起动性，从而确保安全、平稳的模态转换。
44.可调进气道8、共用超级燃烧室6和尾喷管7依次连接。共用超级燃烧室入口61可调节，在涡轮发动机单独工作时作为加力燃烧室工作，涡轮冲压协同工作时也作为亚燃冲压燃烧室，冲压发动机单独工作时，又可作为超燃冲压燃烧室，实现进气道-燃烧室匹配，更好地进行热力循环。尾喷管7可根据落压比和膨胀需求调节尾喷管喉部面积，实现大范围膨胀比的调节，以满足ma0-7宽范围的排气需求。
45.此外，中心锥1可以改变进气道喉部82的面积并结合尾喷管7实现不同工作马赫数来流下的匹配工作。通过判断不同来流条件下的进气，控制电磁调节系统进行迅速几何调节实现大范围的灵活调节，以满足ma0-7宽马赫数工作范围气流压缩以及膨胀需求。
46.进一步地，中心锥1、尾喷管7与共用超级燃烧室入口61协同工作，更好实现模态转换，通过几何调节实现通道的开启与关闭，实现宽马赫数范围内的气动热力调节。
47.本发明另一方面，还提供了一种外骨架涡轮冲压组合发动机的控制方法，外骨架涡轮冲压组合发动机马赫数工作范围为0-7，ma为当前来流马赫数。结合图6至图9，本发明提供的外骨架涡轮冲压组合发动机在不同马赫数下，工作过程如下：
48.(一)当0《ma≤2.0时，此时工作模态为纯涡轮模态，气流速度较小，中心锥1的前锥处于较后位置，分流调节板3与中心锥1接触，将高速进气通道84封闭，低速进气通道83完全打开，气流通过激波压缩之后全部进入外骨架涡轮核心机4，共用超级燃烧室入口61后移。经过涡轮燃烧室44的气流完全进入共用超级燃烧室6，此时相当于传统涡轮发动机的加力燃烧室。与此同时，由于共用超级燃烧室6气流为亚声速，因此尾喷管7为拉瓦尔喷管，先在尾喷管喉部收缩至ma＝1，再进行扩张加速，以满足此时膨胀要求。
49.(二)当2.0《ma≤3.0时，此时工作模态为涡轮和冲压发动机共同工作，随着飞行马赫数增加，逐渐从涡轮模式转换为冲压模式。由于来流马赫数上升，此时中心锥1的前锥沿着套筒前移并锁死，以便于更好压缩空气更好捕获来流，进气道喉部82面积也随之增大，分流调节板3根据来流情况在中间位置变化以便随时满足气流分配的需要，低速进气通道83和高速进气通道84同时处于开放状态，气流同时进入两个通道，外骨架涡轮核心机4和冲压发动机5共同工作，最终全部汇入共用超级燃烧室6。此时，共用超级燃烧室6气流仍为亚音速，因此尾喷管7仍为拉瓦尔喷管。随着马赫数的上升，低速进气通道83最终关闭，共用超级燃烧室入口61前移，封闭涡轮核心机燃烧室出口46，完成了涡轮至冲压的模态转换。
50.(三)当3.0《ma≤6.0时，此时为纯冲压工作模式，并且冲压发动机处于亚燃模态。随着飞行马赫数逐渐增加，中心锥1的前锥前移至较前端并锁死，以满足此时的气流压缩与捕获要求。此时捕获气流全部进入共用超级燃烧室6组织燃烧，且共用超级燃烧室6气流处于亚声速燃烧，因此尾喷管7仍采用拉瓦尔喷管，存在几何喉道，且喉道面积可随飞行马赫数及工况变化实时调节，以满足节流与排气需求。
51.(四)当6.0＜ma≤7.0时，此时仍为纯冲压工作模式，但此时冲压发动机处于超燃冲压模态。此时来流马赫数处于设计中的最大值，中心锥11的前锥前移至最前端并锁死，以满足此时进气要求。在超燃冲压模态下，燃烧区域前移，燃烧在整个冲压通道51中进行，气流均以超音速参与燃烧。采用扩张型喷管，此时不存在几何喉道，使燃烧后的超声速气流加速膨胀以满足此时排气需求。
52.综上所述，1)本发明通过引入新型轴对称外骨架磁悬浮涡轮发动机，去掉了传统涡轮发动机笨重的主轴，并通过磁悬浮效应支撑外骨架，避免了因为轴承的承载能力不足导致的问题，大大减轻了重量，并且向内生长的叶片产生的是压应力，大大增强了材料的强度，延长了使用寿命；2)固定支板中心的腔体空间与冲压发动机组合，改变了传统串联式tbcc布置中冲压通道位于侧面的弊端，扩大了冲压通道，能够在高马赫数来流条件下更好实现冲压发动机来流的捕获。使用共用超级燃烧室与可调尾喷管，合理利用了空间，优化了热力循环，大大提高发动机的推重比；3)可调对称分流调节板与冲压通道内挡板和可调共
用超级燃烧室入口共同作用，实现大幅度进气调节，显著提高发动机的进气捕获效率的同时，还可进行飞行中的模态转换，实现宽范围、多模态的协同匹配高效燃烧；流道内多处几何结构调节应用电磁感应(电磁几何调节系统)，速度快、范围大、重量轻。
53.本发明可为将来更大载荷、更远飞行距离的飞行器提供组合动力解决方案，实现飞行器水平起飞、亚声速或超声速经济巡航、大推力加速爬升、高马赫数吸气式巡航，满足经济性、灵活性、自由便捷性的应用需求。
54.本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.一种外骨架涡轮冲压组合发动机，其特征在于，包括：中心锥(1)、机体外壳(2)、分流调节板(3)、外骨架涡轮核心机(4)、冲压发动机(5)、共用超级燃烧室(6)以及尾喷管(7)；所述中心锥(1)的尾椎伸入机体外壳(2)内部并与机体外壳(2)固定连接；中心锥(1)的锥面与所述机体外壳(2)内壁形成可调进气道(8)；所述中心锥(1)的前锥可前后移动，以实现不同马赫数下气流的压缩与捕获；所述外骨架涡轮核心机(4)设置在机体外壳(2)内部，包括由内向外的固定支板(41)、定子叶片(42)、转子叶片(43)和永磁体外壳(47)；所述固定支板(41)呈圆环状，围绕形成所述冲压发动机(5)的冲压通道(51)；所述定子叶片(42)固定在固定支板(41)上并向外生长；所述转子叶片(43)固定在永磁体外壳(47)上并向内生长，且与定子叶片(42)交错分布；所述分流调节板(3)与固定支板(41)靠近中心锥(1)的一端连接，可旋转，以调节进入所述外骨架涡轮核心机(4)和冲压发动机(5)的气流；所述可调进气道(8)、共用超级燃烧室(6)和尾喷管(7)依次连接。2.根据权利要求1所述的外骨架涡轮冲压组合发动机，其特征在于，所述中心锥(1)包括前锥、顶针、套筒以及尾锥；其中，尾锥通过四个周向相距90
°
的支板与机体外壳(2)固定连接，所述套筒与尾锥固定连接；所述前锥与顶针固定连接，可沿套筒前后移动。3.根据权利要求1或2所述的外骨架涡轮冲压组合发动机，其特征在于，所述外骨架涡轮核心机(4)还包括涡轮燃烧室(44)，所述涡轮燃烧室(44)固定在固定支板(41)上，且位于所述外骨架涡轮核心机(4)气道的中后部。4.根据权利要求1或2所述的外骨架涡轮冲压组合发动机，其特征在于，所述转子叶片(43)为永磁体。5.根据权利要求1或2所述的外骨架涡轮冲压组合发动机，其特征在于，所述冲压发动机(5)还包括：固定在所述固定支板(41)上的冲压通道内喷油支板(52)。6.根据权利要求1或2所述的外骨架涡轮冲压组合发动机，其特征在于，所述共用超级燃烧室(6)入口可以前后移动。7.根据权利要求1或2所述的外骨架涡轮冲压组合发动机，其特征在于，所述尾喷管(7)可以根据落压比和膨胀需求调节尾喷管喉部面积。8.一种如权利要求1至7任一项所述外骨架涡轮冲压组合发动机的控制方法，其特征在于，所述外骨架涡轮冲压组合发动机马赫数工作范围为0-7，ma为当前来流马赫数；当0<ma≤2.0时，中心锥(1)的前锥位于最后端，分流调节板(3)与中心锥(1)接触，气流全部进入外骨架涡轮核心机(4)；当2.0<ma≤3.0时，中心锥(1)的前锥前移，分流调节板(3)根据来流情况在中间位置变化以满足气流分配的需要，气流同时进入外骨架涡轮核心机(4)和冲压发动机(5)；当3.0<ma≤6.0时，中心锥(1)前移至较前端，分流调节板(3)与基体外壳(2)接触，气流全部进入冲压发动机(5)；当6.0<ma≤7.0时，中心锥(1)前移至最前端，分流调节板(3)与基体外壳(2)接触，气流全部进入冲压发动机(5)。

技术总结
本发明公开了一种外骨架涡轮冲压组合发动机及控制方法，属于航空航天发动机技术领域，通过引入新型外骨架涡轮发动机构型、超导磁悬浮中空轴承结构一体化设计思想，采用圆截面冲压发动机在中心、外骨架涡轮核心机在外环的共轴串联式布局，共用轴对称可调进气道、共用超级燃烧室、可调尾喷管，最大化空间共用程度、结构集成度，同时通过发动机内部有限变结构调节方式，实现极宽飞行马赫数范围内多模态高效热力匹配工作与模态过渡转换控制需求，充分发挥涡轮发动机、冲压发动机的性能优势以及外骨架构型的结构优势，整体结构更加紧凑、重量更轻，提高了推重比，可以满足更高效率、更远航程的水平起降重复使用高超声速飞行。航程的水平起降重复使用高超声速飞行。航程的水平起降重复使用高超声速飞行。


技术研发人员：罗飞腾 李新珂 渠镇铭 陈文娟 龙垚松 吴博平
受保护的技术使用者：华中科技大学
技术研发日：2022.07.11
技术公布日：2022/11/1