一种脉冲爆震涡轮和超燃冲压组合循环发动机及工作方法

本发明涉及航空航天推进，尤其涉及一种冲爆震涡轮和超燃冲压组合循环发动机及工作方法。

背景技术：

1、空天飞行器若要实现从地面零速到高超声速（马赫数6及以上）的宽域飞行，其动力系统需攻克极端苛刻的技术难题。传统涡轮发动机依托压气机与涡轮的协同工作，在低马赫数区间具备高效推进性能，但进入超声速领域后，压气机叶片易受激波冲击发生气动失速，在涡轮前燃气温度的限制下，燃烧室也难以维持稳定燃烧，导致马赫数3以上无法高效输出动力；而冲压发动机（含超燃冲压发动机）依靠高速气流冲压压缩实现燃烧，虽省去压气机、涡轮等旋转部件，却存在低马赫数（≤4）无法启动的固有缺陷。

2、采用涡轮发动机+超燃冲压的组合，即涡轮基组合循环发动机（tbcc）虽然理论上能实现从零速到高超声速（马赫数6及以上）的宽域飞行，但现有研究表面，涡轮发动机因涡轮前燃气温度限制和压气机叶片超负荷等问题推力快速衰减，冲压发动机却未达到启动所需的气流压缩条件，无法及时补能接替，导致动力系统出现推力断崖式下降的“推力陷阱”问题。这一问题成为制约tbcc实现宽速域平滑过渡的核心技术障碍。

3、现有爆震/冲压组合方案虽试图借助爆震燃烧的高能特性弥补冲压发动机启动短板，但模态转换过程中爆震室与冲压燃烧室的气流参数匹配、燃烧模态切换时序控制难度极大，易引发燃烧不稳定甚至熄火；且多数设计仅将爆震模块作为辅助推进手段，未能充分释放爆震波短时释放巨大能量的核心潜力，无法有效强化低速段推力。因此，研发一种可平滑覆盖从零速起飞到高超声速巡航的全包线飞行、且能在跨声速阶段规避推力陷阱的新型组合动力装置，已成为突破空天飞行器动力瓶颈的关键技术。

技术实现思路

1、本发明的目的在于避免现有技术的不足提供一种脉冲爆震涡轮和超燃冲压组合循环发动机及工作方法，其通过调控不同油路、气路，多模态组合与二次爆震技术，能实现了发动机从零速到高超声速（ma 0-6+）的宽域工作，有效克服了传统组合动力的“推力陷阱”问题。

2、为实现上述目的，本发明采取的技术方案为：所述的一种脉冲爆震涡轮和超燃冲压组合循环发动机，其特点是包括进气道、压气机、涡轮、脉冲爆震火箭装置、主脉冲爆震燃烧室、一体化燃烧室、喷管及流路控制系统；

3、所述的进气道的出口设置有流路切换段，流路切换段包括高速直通流道以及连接分流调节机构形成并联的气路a和气路b，所述的高速直通流道在高速模态时开启，在低速模态和中速模态时关闭并直接连接一体化燃烧室，进气道的出口通过分流调节机构形成相互并联的气路a和气路b，气路a的出口与压气机的入口连通，压气机的出口与主脉冲爆震燃烧室的空气入口连通；气路b绕过压气机和主脉冲爆震燃烧室，并与一体化燃烧室的上游进气端连通；所述的涡轮与压气机通过共用转轴同轴连接且驱动压气机对进气道的部分空气增压后输送至主脉冲爆震燃烧室，脉冲爆震火箭装置的燃气出口的高温燃气通过燃气分配机构，将高温燃气分为分两路，一路驱动涡轮，另一路作为主脉冲爆震燃烧室的起爆源；主脉冲爆震燃烧室的燃气出口与一体化燃烧室的上游端连通，涡轮的排气出口通过涡轮排气管与一体化燃烧室的高温燃气汇合通过喷管排至大气。

4、所述的脉冲爆震火箭装置包括至少一个周期工作的爆震管、燃料喷注器、氧化剂喷注器、点火器和排气集气腔；所述的燃气分配构件设置于排气集气腔下游，涡轮驱动支路经导向喷嘴与涡轮的入口连通，起爆支路经爆震传递管和单向隔离阀与主脉冲爆震燃烧室的预爆震段连通；涡轮的出口与喷管的上游段连通。

5、所述的一体化燃烧室是超燃冲压燃烧室与二次爆震燃烧室共用同一壳体和主流道，构成能够在二次爆震模态与超燃冲压模态之间切换的一体化燃烧室；一体化燃烧室的下游端与喷管的入口连通。

6、所述的一体化燃烧室包括沿流向依次设置的汇合段、隔离段、二次爆震混合段、燃烧模态过渡段、超燃燃烧段和出口扩张段；各段共用壳体和主流道，二次爆震混合段内设置有第一组燃料喷注器及用于促进掺混和爆震形成的扰流构件，超燃燃烧段内沿轴向设置有第二组燃料喷注器及火焰稳定构件；主脉冲爆震燃烧室的出口朝向汇合段布置，使其爆震产物能够作为二次爆震的起爆源以及超燃冲压模态转换时的点火源；在低速工况下一体化燃烧室视为通道，在中速工况一体化燃烧室开始工作，利用二次爆震来增加发动机的推力，在高速工况一体化燃烧室作为超燃冲压发动机燃烧室来工作。

7、进一步，所述的流路控制系统分别与进气道的分流调节机构、高速直通流道、脉冲爆震火箭装置的氧化剂供给管和燃料供给机构、主脉冲爆震燃烧室的燃料供给机构、一体化燃烧室的燃料供给机构连接；脉冲爆震火箭装置的氧化剂供给管和燃料供给机构分别与氧化剂和燃料相连，主脉冲爆震燃烧室的燃料供给机构与燃料相连。

8、进一步，所述的流路控制系统包括燃料供给总管和独立氧化剂供给管，燃料供给总管分为脉冲爆震火箭燃料支路、主脉冲爆震燃料支路、二次爆震燃料支路和超燃冲压分级燃料支路，独立氧化剂供给管和脉冲爆震火箭燃料支路接脉冲爆震火箭装置，主脉冲爆震燃料支路接主脉冲爆震燃烧室，二次爆震燃料支路接第一组燃料喷注器，超燃冲压分级燃料支路接第二组燃料喷注器；脉冲爆震火箭燃料支路、主脉冲爆震燃料支路、二次爆震燃料支路和超燃冲压分级燃料支路上均设置有截止阀、流量调节阀、止回阀与流量检测元件；独立氧化剂供给管上设置有压力调节阀和截止阀；

9、所述的流路控制系统还包括控制器以及与控制器连接的飞行马赫数传感器、进气道总压总温传感器、气路a和气路b压力传感器、压气机出口压力传感器、涡轮转速传感器、燃烧室压力传感器和燃烧状态检测器；所述的控制器根据飞行马赫数、进气道压缩能力、压气机压比、涡轮转速及燃烧稳定状态确定工作模态，并对分流调节机构、各燃料支路、氧化剂供给管、点火器和喷管的有效喉道面积进行闭环控制。

10、进一步，所述的分流调节机构的前端与进气道的出口相连，分流调节机构的分叉流道处设置有转动分流板、转动分流板通过转轴和分流执行机构相连，所述的气路a和气路b上分别设置有气路a调节阀和气路b调节阀，气路a中在压气机下游设置稳压腔和防止爆震压力波向压气机传播的止回隔离构件，气路b中在一体化燃烧室上游设置隔离段；流路控制系统通过调节气路a和气路b的有效流通面积，连续改变进入主脉冲爆震燃烧室与一体化燃烧室的空气流量比。

11、进一步，所述的燃气分配构件包括高温燃气分流仓，高温燃气分流仓将高温燃气分为两路分别接涡轮驱动流管和起爆传递管；所述的高温燃气分流仓前端接脉冲爆震火箭装置的出口，涡轮驱动流管上设置有第一高温燃气调节阀，涡轮驱动流管的末端通过涡轮入口与涡轮相连；所述的起爆传递管上依次设置有第二高温燃气调节阀、止回隔离件和燃气喷口，燃气喷口对应主脉冲爆震燃烧室起爆端设置。

12、一种脉冲爆震涡轮和超燃冲压组合循环发动机的工作方法，其特点在于：包括第一工作模态、第二工作模态和第三工作模态，所述的第一工作模态是在飞行器起飞及低速飞行阶段启动，马赫数0~2，脉冲爆震火箭装置和主脉冲爆震燃烧室工作，流路控制系统控制氧化剂和燃料供给进入脉冲爆震火箭装置，在内部点火形成爆震波，爆震燃烧产物一部分用于驱动涡轮带动压气机压缩空气，另一部分作为主脉冲爆震燃烧室的起爆源，将从压气机压缩后进入主脉冲爆震燃烧室的空气和燃料混合物起爆后，先通过一体化燃烧室，再经过喷管高速排出来产生推力；

13、所述的第二工作模态是当飞行马赫数在2~4时启动，流路控制系统开始调节燃料分配和流道几何，打开进气道通往所述的一体化燃烧室的流路，空气与燃油在一体化燃烧室混合后被主脉冲爆震燃烧室出口的爆震波点火起爆形成二次爆震，然后通过喷管高速排出来满足高速飞行时大推力的需求；

14、所述的第三工作模态是当飞行马赫数超过4时，先开启超燃冲压分级燃料支路并确认超燃燃烧稳定，再逐步关闭主脉冲爆震燃料支路、脉冲爆震火箭燃料支路、独立氧化剂供给管及气路a，气路b，使来流全部来自进气道的高速气流，完全进入超燃冲压燃烧室燃烧，发动机完全进入所述第三工作模态。

15、进一步，所述的第一工作模态为低速工况0≤ma＜2，用一个脉冲爆震火箭装置驱动涡轮带动压气机从进气道吸气后给主脉冲爆震燃烧室供气，脉冲爆震火箭装置同时作为主脉冲爆震燃烧室的起爆装置；主脉冲爆震燃烧室点火工作后，若达到第二工作模态，即中速工况2≤ma＜4，采用二级起爆的方式引燃一体化燃烧室内的燃料和氧化剂，此时一体化燃烧室作为二次爆震室；第三工作模态为高速工况ma≥4，脉冲爆震空气涡轮火箭发动机流道关闭，只有一体化燃烧室工作，进入超燃模态。

16、所述的第一工作模态、第二工作模态和第三工作模态的模态切换条件由流路控制系统根据飞行马赫数、进气道压缩能力、压气机压比、涡轮转速及燃烧稳定状态确定工作模态。

17、本发明的有益效果是：所述的一种脉冲爆震涡轮和超燃冲压组合循环发动机，其通过将脉冲爆震火箭装置、涡轮—压气机组件、主脉冲爆震燃烧室以及二次爆震/超燃冲压一体化燃烧室进行有机集成，并利用流路控制系统对气路分配、燃料及氧化剂供给等实施闭环调节，使发动机在低速工况下由脉冲爆震火箭装置驱动涡轮和压气机，为主脉冲爆震燃烧室提供增压空气及可靠起爆能量，改善低速来流压缩不足和推力不足的问题；在中速工况下，利用主脉冲爆震燃烧室出口的高温燃气和爆震波在一体化燃烧室内形成二次爆震，补偿涡轮动力推力衰减而超燃冲压模态尚未充分建立时的推力缺口，减轻传统组合循环发动机的“推力陷阱”；在高速工况下关闭脉冲爆震涡轮支路并切换至超燃冲压燃烧模态，从而提高不同工作模态间气流参数、燃料供给和燃烧组织的匹配程度，降低模态转换过程中燃烧振荡、熄火及推力突降的风险，实现从零速起飞至高超声速飞行范围内较为连续、稳定的推力输出，同时一体化燃烧室共用壳体和主流道，有利于简化结构、减小系统体积和质量。