CN107701312B - 一种高超声速发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种高超声速发动机，包括进气道、压气机、燃烧室和喷管，气流通过进气道进入压气机，压缩后再进入燃烧室，燃烧后通过喷管排出，所述进气道与压气机之间设置有气体预冷器，所述气体预冷器进口接燃油泵，出口连接到燃烧室，所述发动机内不设置有涡轮，由电机驱动压气机工作。本发明取消发动机的涡轮及相应的冷却系统，用等离子热射流发电、用电机驱动压气机，从而解决了目前涡轮前总温受限制的问题；用多个电机实现多转轴方案，以替代传统的空心轴方案。

Description

一种高超声速发动机

技术领域

本发明属于空天推进领域，具体涉及一种高超声速跨空域发动机。此种航空发动机可作为0到6马赫的飞行器动力，与超燃冲压组合可满足0-9马赫飞行动力需求。

背景技术

高超声速临近空间飞行器是当前世界大国的高技术战略武器，影响国家的政治和外交。而高超声速发动机是这个战略武器中最高技术的体现，是当前世界各大国争相研究的前沿课题。当前的研究表明，涡轮基冲压组合发动机(称“TBCC”，它将航空涡轮发动机与高速冲压发动机组合一起使用)是高超声速飞行器比较理想的动力；但当前的航空涡轮发动机受材料和冷却技术的限制，涡轮前总温不能太高，最大飞行马赫数过低(通常不超过3)；而超燃冲压发动机的最小工作马赫数过高(通常在4以上,甚至更高)；两者在飞行马赫数在存在一个鸿沟，无法实现工作模态转换。因此，TBCC一直未能应用于工程实际。

随着飞行马赫数增加，航空发动机压气机入口的静温和总温都增大。静温增大会使得空气粘性增大，雷诺数降低，这会使得高马赫数下发动机不能正常工作。总温增大使得压气机所需要的压缩功增大，需要增加发动机转速，以保持压气机的工作马赫数相似，但由此可能造成发动机的毁坏；同时在高马赫数下，压气机出口总温增幅比入口总温增幅要大得多，进一步加油燃烧后涡轮前总温超限，从而烧坏涡轮叶片。

由于高温燃气的影响，涡轮发动机需要对涡轮叶片进行冷却，这就要设计一个冷气系统，从压气机引气、然后从涡轮叶片表面的小孔吹出；这不仅增加了航空发动机的系统复杂度，还增加流动损失、降低航空发动机的热效率及推力。同时发动机的涡轮叶片工作于高温、高压环境，这使得涡轮叶片的生产成本高、使用寿命短，制约了发动机使用的经济性。

涡轮为高温旋转部件，需要有轴承及润滑系统。为避免涡轮轴承温度过高，需要引气对涡轮轴承附近的部件进行冷却，并阻止涡轮级间泄漏的高温燃气倒灌。而在现实使用中，常常存在涡轮叶片孔堵塞、高温燃气倒灌到轴承处。

为提高航空涡轮发动机推力和推重比，并规避高温材料和冷却技术的限制，需要发展一种结构简单、无涡轮叶片的高温燃气航空发动机。同时将此类发动机与预冷技术结合，可发展马赫5以上的高超声速临近空间发动机。

压气机与涡轮部分连在一根轴上，转速和功率相同；这使得航空涡轮发动机的压气机和涡轮存在匹配问题，只有采用空间轴才能实现多转轴设计。另外压气机与涡轮中间隔着燃烧室，转轴需要穿过燃烧室中间，这使得结构异常复杂，采用多转轴设计较为困难。因此当前涡轮发动机通常采用1-2转轴，仅英国罗.罗公司发展3转轴发动机。

发明内容

本发明的目的在于提供一种无涡轮叶片的预冷发动机，规避高温材料和冷却技术的限制；在没有组合其它发动机的情况下，可地面自起动，满足马赫5到马赫6的飞行动力需求；与超燃冲压发动机组合的情况下，解决当前TBCC的马赫数鸿沟，可顺利实现模态转换。

为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种高超声速发动机，包括进气道、压气机、燃烧室和喷管，气流通过进气道进入压气机，压缩后再进入燃烧室，燃烧后通过喷管排出，所述进气道与压气机之间设置有气体预冷器，所述气体预冷器进口接燃油泵，出口连接到燃烧室，所述发动机内不设置有涡轮，由电机驱动压气机工作。

在上述技术方案中，所述电机设置在压气机的轮毂内，所述电机包括线圈绕组和磁体，所述线圈绕组与压气机轮盘为一体。

在上述技术方案中，所述压气机具有若干级，压气机的轮毂内设置有若干个电机，每一个电机至少驱动一级压气机。

在上述技术方案中，所述喷管上设置有热射流磁电装置，所述热射流磁电装置包括正负电极和磁体。

在上述技术方案中，所述喷管为圆形转方形喷管，方形段包括收扩壁和平直壁，所述收扩壁内壁面设置有电极，所述平直壁外壁面设置有磁体。

在上述技术方案中，所述喷管上设置有若干个电极和磁体，电极的输出端连接到电机。

在上述技术方案中，所述燃烧室为流线形回转结构，从压气机一端到喷管端燃烧室其回转半径逐步减小。

在上述技术方案中，发动机的工作流程为：

步骤一：通过外部电源驱动压气机工作，并同时驱动热射流磁电装置工作，在压气机正常工作后，向燃烧室内喷入燃料，并点火，气体预冷器降低进入压气机的气体温度；

步骤二：成功点火后，燃烧室后喷出高速等离子气流，气流通过热射流磁电装置产生电流；

步骤三：等发动机稳定工作后，切断外部供电，由热射流磁电装置向电机供电，由电机带动压气机工作，发动机进入怠速工作状态。

步骤四：起飞过程中，增加供油，提高转速，发动机进入爬升状态，进入指定的高度和速度后减小供油和调节各个部件系统，发动机进入巡航状态。

在上述技术方案中，所述燃料为液氢，燃料同时作为冷却剂(本文将其称为“燃冷却剂”)，所述液氢在预冷器气化，从进气道末端吸收热量，降低气流温度，气化为氢气，直接喷入燃烧室燃烧，无需要燃油雾化装置。

在上述技术方案中，所述可燃冷却剂中包括有电离催化剂，在高温下将气体电离为等离子体，等离子气体流在高速通过热射流磁电装置的磁体中间时，等离子体在磁场中切割磁力线产生感应电动势，从而在两个电极之间形成电势差，产生稳定的直流电流。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

本发明中最大的创新点就在于提出一种新概念发动机，可地面起动，满足马赫6以下的飞行动力需求；取消发动机的涡轮及相应的冷却系统，用等离子热射流发电、用电机驱动压气机，从而解决了目前涡轮前总温受限制的问题；用液氢同时作为燃料和冷却剂，使得预冷系统设计简单，不再需要额外热力循环，不同于英国“佩刀”、“弯刀”等预冷方案；用多个电机实现多转轴方案，以替代传统的空心轴方案；传统高低压涡轮的功率只能传给对应的高低压压气机，这使得高低压部件的匹配存在困难，改用电驱机动压气机后可人为进行高低压部件的功率分配，改善高低压部件匹配。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1是本发明的结构示意图；

图2是本发明喷管的收扩壁结构示意图；

图3是本发明喷管的平直壁结构示意图；

其中：1是进气道，2是预冷器，3是压气机，4是燃烧室，5是电机，6是喷管，7是热射流磁电装置，8是电极，9是磁体。

具体实施方式

本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。

如图1所示，本发明所述的发动机包括进气道、压气机、燃烧室、喷管、电机、热射流磁电装置共六个核心组成部分，一改传统的发动机结构，去掉了涡轮叶片，不再由涡轮提供压缩功，为了减小压气机入口的静温和总温，在压气机和进气道之间设置一个预冷器，该预冷器内流动的是可燃冷却剂，主要是液氢，也可以是其他可燃液体，该预冷器的出口在燃烧室，进气道的大气先通过预冷器冷却后再进入压气机进行压缩，而预冷器中的液氢在吸收了进气道尾部的气流热量后喷射入燃烧室进行燃烧。

本发明中去掉涡轮后，最大的改进就在于对压气机进行了改进，以前的压气机转子是由涡轮驱动，并与涡轮同轴转动，而本发明采用独立的电机来驱动叶片转动。本发明中在压气机的轮毂内设置若干个电机，每一个电机至少带动一级压气机转子转动，本发明中的电机采用线圈绕组和磁体组成，电机的电源由压气机外部供电。

本发明中为了配合上述的电机工作，在喷管中引入了热射流磁电装置，如图2、图3所示，在喷管的收扩壁内壁面上设置有两个电极(当然，整个喷管上设置有若干个电极，图中只标识了两个方便理解)，在平直壁外壁面上设置有磁体(当然，整个喷管上设置有若干个磁体，图中只标识了两个方便理解)，当高速等离子体气流穿过两个电极之间时，气流切割电极之间磁场磁感线从而产生电动势，在两电极之间形成稳定的直流电压，而将直流电压输入到上述的电机中，带动压气机转子叶片转动。这里的磁场由超导电磁体或者其它磁性较强的永磁体提供，使得处于工作状况下的发动机，等离子热射流磁电装置可以不停的获得的电能然后输出到电机。

本发明中的电机的线圈绕组和压气机的轮盘为一体结构，并且结合永磁体(或者电磁铁)构成一个直流电机，当线圈中输入来自热射流磁电装置的直流电压，电机就能开始工作并带动压气机转子转动，实现压气机的工作。

本发明中的有一个关键点，在于如何实现等离子热射流磁电装置的电能提供，因此本发明中在可燃冷却剂中添加了催化剂，催化剂为电离催化剂，一般采用含碱金属的盐类(如钾盐)。当可燃冷却剂在燃烧后爆发出高温，催化剂在高温下就将空气电离成等离子体。大量的等离子体气流在喷管中加速，然后从喷管喷射出，而等离子体中携带有大量的电子，当等离子体穿过两个电极的磁场时，切割磁感线，带正负电荷的粒子体会在磁场的作用下向不同的电极飘移，从而使得两个电极之间形成电势差。

本发明中在上述的所有基础上，取消掉了传统的涡轮叶片和冷却气路，这使得燃烧室的出口温度更高，发动机热效率更高，单位流量推力更大。将燃烧室由传统的环形结构改成本方案的弧形结构，从压气机一端到喷管一端燃烧室的弧度逐步增加，实现燃烧室与喷管融合设计(如图2所示)。这种结构的改进使得燃烧后的气体快速膨胀，并使得发动机长度变短。

实施例1

如图1所示，本发明提出一种新型高超声速发动机，包括的油路系统、润滑系统、点火装置等，图中未示出。本发明所述发动机采用布雷顿循环，所述电机的线圈绕组与压气机轮盘一体，在通电后驱动压气机旋转，所述燃烧室的高温气体在崔化剂的作用下全部或者部分电离成等离子体，运动的等离子体流过磁体间的强磁场，切割磁感线而产生电动势，从而在两电极7之间形成稳定的直流电压，所述磁体采用超导电磁体或者其它磁性较强的永磁体，所述热射流磁电装置获得的电能作为电机的能源。

具体工作过程如下：

在起飞状态，通过机场外接电源驱动压气机，并使电磁铁工作；在压气机正常工作后，往燃烧室喷入燃油(燃油中加有钾盐或者其它电离崔化剂)，并点火。

成功点火后，外接电源维持数秒，待发动机稳定工作。在发动机稳定工作后，断开外接电源，由热射流磁电装置向压气机和电磁铁供电，发动机进入怠速状态。

接到起飞命令后，增加发动机供油，提供转速，发动机进入最大爬升状态，推力最大。

到指定高度和速度后，减小供油和调节个部件系统，发动机进入巡航状态。

实施例2

以本发明提出的高超声速发动机(如图1所示)为基础，并与超燃烧冲压发动机(图中未示出)组合，形成一种新型组合发动机。所述组合发动机采用两种燃料，液氢和航空煤油；其中液氢用于本发明所述发动机，航空煤油用于超燃冲压发动机。

所述给合发动机的具体工作过程如下：

在起飞状态，超燃冲压发动机关闭；通过机场外接电源驱动压气机，并使电磁铁工作；在压气机正常工作后，往燃烧室喷入燃油(燃油为液氢，其中加有钾盐或者其它电离崔化剂)，并点火。

成功点火后，外接电源维持数秒，待发动机稳定工作。在发动机稳定工作后，断开外接电源，由热射流磁电装置向压气机和电磁铁供电，发动机进入怠速状态。

接到起飞命令后，增加发动机供油，提高压气机转速，发动机进入最大爬升状态，推力最大。

当达到指定高度和马赫数后(这里以11公里和4.5马赫为例)，打开超燃冲压发动机，此时两个发动机一并工作；待飞行马赫数达5.5以后，超燃冲压发动机稳定工作，停止喷入氢燃料，断开电机电源，关闭所述发动机进气道。

本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

Claims (8)

1.一种航空高超声速发动机，包括进气道、压气机、燃烧室和喷管，气流通过进气道进入压气机，压缩后再进入燃烧室，燃烧后通过喷管排出，其特征在于所述进气道与压气机之间设置有气体预冷器，所述气体预冷器进口接燃油泵，出口连接到燃烧室，所述发动机内不设置有涡轮，由电机驱动压气机工作，所述电机设置在压气机的轮毂内，所述电机包括线圈绕组和电机磁体，所述线圈绕组与压气机轮盘为一体；所述压气机具有若干级，压气机的轮毂内设置有若干个电机，每一个电机至少驱动一级压气机。

2.根据权利要求1所述的一种航空高超声速发动机，其特征在于所述喷管上设置有热射流磁电装置，所述热射流磁电装置包括正负电极和磁体。

3.根据权利要求2所述的一种航空高超声速发动机，其特征在于所述喷管为圆形转方形喷管，方形段包括收扩壁和平直壁，所述收扩壁内壁面设置有正负电极，所述平直壁外壁面设置有磁体。

4.根据权利要求3所述的一种航空高超声速发动机，其特征在于所述喷管上设置有若干个正负电极和磁体，正负电极的输出端连接到电机。

5.根据权利要求1所述的一种航空高超声速发动机，其特征在于所述燃烧室为流线形回转结构，燃烧室回转半径从压气机一端到喷管端逐步减小。

6.根据权利要求1-5任一所述的一种航空高超声速发动机，其特征在于发动机的工作流程为：

步骤一：通过外部电源驱动压气机工作，并同时驱动热射流磁电装置工作，在压气机正常工作后，通过气体预冷器向燃烧室内喷入燃料，并点火，气体预冷器降低进入压气机的气体温度；

步骤二：成功点火后，燃烧后喷出高速气流，气流通过热射流磁电装置产生电流；

步骤三：等发动机稳定工作后，切断外部供电，由热射流磁电装置向电机供电，由电机带动压气机工作，发动机进入怠速工作状态；

步骤四：起飞过程中，增加供油，提高转速，发动机进入爬升状态，进入指定的高度和速度后减小供油和调节各个部件系统，发动机进入巡航状态。

7.根据权利要求6所述的一种航空高超声速发动机，其特征在于所述燃料为液氢，燃料同时作为冷却剂，所述液氢在预冷器气化，从进气道末端吸收热量，降低气流温度，气化为氢气，直接喷入燃烧室燃烧，不需要燃油雾化装置。

8.根据权利要求7所述的一种航空高超声速发动机，其特征在于所述液氢中包括有电离催化剂，在高温下将气体电离为等离子体，等离子气体流在高速通过热射流磁电装置的磁体中间时，等离子体在磁场中切割磁力线产生感应电动势，从而在两个电极之间形成电势差，产生稳定的直流电流。

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