一种飞机并联组合发动机系统及其操控方法与流程

本申请属于飞机并联组合发动机设计，具体涉及一种飞机并联组合发动机系统及其操控方法。

背景技术：

1、并联组合发动机是一种将涡轮发动机、冲压发动机组合在一起的混合动力发动机，利用了不同发动机的优点，适应不同飞行阶段的需求。

2、并联组合发动机，在低速和起飞阶段，涡轮发动机提供主要的推力，通过压缩以及燃烧空气和燃料的混合物产生推力，涡轮发动机的高推力可使飞机容易起飞，在中速以上的飞行阶段，冲压发动机接管主要的推力，利用飞行中的气流压缩以及燃烧空气和燃料的混合物燃烧产生推力，冲压发动机的高效率，可使飞机能够以较低的燃油消耗进行飞行。

3、当前并联组合发动机存在以下缺陷：

4、1)在低速飞行阶段，并联组合发动机以涡轮发动机工作模式运行，通过涡轮增压器提供压气机所需的气流压缩产生较高的推力，而在高速飞行阶段，并联组合发动机以冲压发动机工作模式运行，通过冲压增压提供气流压缩，但由于空气动力学和燃烧过程的限制，推力产生能力较低，因此，并联组合发动机会在特定飞行速度范围内，随着飞行速度的增加，推力逐渐下降，即出现推力陷阱，这会对飞机的性能和飞行特性产生重要影响，需要进行复杂的优化设计以及控制策略进行克服；

5、2)随着飞行速度的增加，并联组合发动机进行模态转换时，冲压发动机从关停逐渐转换到高状态，涡轮发动机从高状态逐渐关停，存在某一时段，无法保证辅助动力系统连续可靠的工作，为飞机提供足够的能源；

6、3)飞机高速飞行时，会产生大量的气动热，对飞机及其发动结构产生严重影响，当前，利用燃油对飞机及其发动结构进行热防护，热沉能力有限，难以防止飞机及其发动结构遭受热损伤。

7、鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

技术实现思路

1、本申请的目的是提供一种飞机并联发动机系统及其操控方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

2、本申请的技术方案是：

3、一方面提供一种飞机并联发动机系统，包括涡轮发动机、冲压发动机、液态氢燃料罐、初始增压泵、涡轮泵、涡轮发动机滑油换热器、发电机、飞机上换热器、涡轮发动机进气道内换热器、燃料调节器；

4、涡轮发动机、冲压发动机并联设置；

5、初始增压泵连接液态氢燃料罐，以及连接涡轮泵中增压泵，涡轮泵中增压泵连接涡轮发动机滑油换热器，涡轮发动机滑油换热器连接飞机上换热器、涡轮发动机进气道内换热器，其间设置选择阀；

6、飞机上换热器、涡轮发动机进气道内换热器连接涡轮泵中膨胀涡轮，涡轮泵中膨胀涡轮连接燃料调节器，且连接发电机；

7、燃料调节器连接涡轮发动机的主燃烧室、加力燃烧室，以及连接冲压发动机燃烧室。

8、另一方面提供一种飞机并联发动机系统操控方法，用以对上述的飞机并联发动机系统进行操控，包括：

9、在起飞、低速飞行和爬升阶段，控制冲压发动机停机，以初始增压泵从液态氢燃料罐中抽出氢燃料，增压后，流向涡轮泵中增压泵，进一步增压后，流向涡轮发动机滑油换热器，进而以选择阀门控制流向涡轮发动机进气道内换热器，其后流向涡轮泵中膨胀涡轮进行做功，带动涡轮泵中增压泵工作，以及驱动发电机工作，为飞机提供能源，其后流向燃料调节器，控制流向涡轮发动机主燃烧室、加力燃烧室进行燃烧，使涡轮发动机工作，产生推力；

10、在模态转换阶段，控制涡轮发动机从高工作状态逐步变为停机，冲压发动机从停机向高工作状态逐步转化，以初始增压泵从液态氢燃料罐中抽出氢燃料，增压后，流向涡轮泵中增压泵，进一步增压后，流向涡轮发动机滑油换热器，进而以选择阀门控制流向涡轮发动机进气道内换热器、飞机上换热器，自涡轮发动机进气道内换热器、飞机上换热器流出的氢燃料流向涡轮泵中膨胀涡轮进行做功，带动涡轮泵中增压泵工作，以及驱动发电机工作，为飞机提供能源，其后流向燃料调节器，控制流向涡轮发动机主燃烧室、加力燃烧室进行燃烧，以及流向冲压发动机燃烧室进行燃烧，使涡轮发动机、冲压发动机工作，产生推力；

11、在中速和高速飞行阶段，控制涡轮发动机停机，以初始增压泵从液态氢燃料罐中抽出氢燃料，增压后，流向涡轮泵中增压泵，进一步增压后，流向涡轮发动机滑油换热器，进而以选择阀门控制流向飞机上换热器，其后流向涡轮泵中膨胀涡轮进行做功，带动涡轮泵中增压泵工作，以及驱动发电机工作，为飞机提供能源，其后流向燃料调节器，控制流向冲压发动机燃烧室进行燃烧，使冲压发动机工作，产生推力。

12、根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机并联发动机系统操控方法中，在起飞、低速飞行和爬升阶段，马赫数为0-2。

13、根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机并联发动机系统操控方法中，在模态转换阶段，马赫数为2-4。

14、根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机并联发动机系统操控方法中，在中速和高速飞行阶段，马赫数大于4。

15、本申请至少存在以下有益技术效果：

16、提供一种飞机并联组合发动机系统及其操控方法，设计以液氢作为燃料，在模态转换阶段，利用氢燃料气化降低进入涡轮发动机的空气温度，以此可使涡轮发动机的推力在马赫数2-3之间保持较大的推力，避免产生推力陷阱，以及可在飞行速度大于4时，利用氢燃料气化降低飞机结构温度，避免了高速飞行状态下的气动热，对飞机结构造成损伤，此外，在整个飞行剖面内利用氢燃料的吸收和膨胀过程释放的能量驱动发电，保证辅助动力系统连续可靠的工作，为飞机提供能源，保证飞机的安全飞行。

技术特征：

1.一种飞机并联发动机系统，其特征在于，包括涡轮发动机(1)、冲压发动机(2)、液态氢燃料罐(3)、初始增压泵(4)、涡轮泵(5)、涡轮发动机滑油换热器(7)、发电机(8)、飞机上换热器(9)、涡轮发动机进气道内换热器(10)、燃料调节器(6)；

2.一种飞机并联发动机系统操控方法，用以对权利要求1所述的飞机并联发动机系统进行操控，其特征在于，包括：

3.根据权利要求2所述的飞机并联发动机系统操控方法，其特征在于，

4.根据权利要求2所述的飞机并联发动机系统操控方法，其特征在于，

5.根据权利要求4所述的飞机并联发动机系统操控方法，其特征在于，

技术总结本申请属于飞机并联组合发动机设计技术领域，具体涉及一种飞机并联组合发动机系统及其操控方法，设计以液氢作为燃料，在模态转换阶段，利用氢燃料气化降低进入涡轮发动机的空气温度，以此可使涡轮发动机的推力在马赫数2‑3之间保持较大的推力，避免产生推力陷阱，以及可在飞行速度大于4时，利用氢燃料气化降低飞机结构温度，避免了高速飞行状态下的气动热，对飞机结构造成损伤，此外，在整个飞行剖面内利用氢燃料的吸收和膨胀过程释放的能量驱动发电，保证辅助动力系统连续可靠的工作，为飞机提供能源，保证飞机的安全飞行。技术研发人员：刘旭阳,郭帅帆,段玉发受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所技术研发日：技术公布日：2024/7/15