基于跨临界的CO2多模态组合动力循环系统及方法

摘要

一种基于跨临界的CO2多模态组合动力循环系统及方法，属于航空动力推进领域。本发明将涡轮发动机、冲压发动机和超临界CO2布雷顿循环进行耦合，使得高超声速飞行器可以在多种模态下切换，从而达到更宽域工作的目的。系统包括进气道(1)、内涵道(2)、外涵道(3)、预冷器(4)、压气机(5)、主燃烧室(6)、空气涡轮(7)、加力燃烧室(8)、喷管(9)、CO2涡轮(12)、冷凝器(13)，泵(14)、液态CO2罐(10)、液氧罐(15)、第一开关（11）和第二开关（16）。本发明提出的组合动力循环，在超预冷飞行模式下采用了跨临界CO2闭式热能梯级回收布雷顿循环，并且利用液氧进行冷凝，使得系统能量利用最大化。此外，本发明采用超临界CO2作为预冷工质替代传统的氦气，系统结构更加紧凑，推力更大，能够快速实现更宽域工作要求。

权利要求

1.一种基于跨临界的CO2多模态组合动力循环系统，其特征在于包括进气道（1）、内涵道（2）、外涵道（3）、预冷器（4）、压气机（5）、主燃烧室（6）、空气涡轮（7）、加力燃烧室（8）、喷管（9）、液态CO2罐（10）、第一开关（11）、CO2涡轮（12）、冷凝器（13）、泵（14）、液氧罐（15）、第二开关（16）以及燃料（17）；其中进气道（1）出口分成第一出口支路和第二出口支路，第一出口支路通过内涵道（2）与预冷器（4）热侧进口相连，预冷器（4）热侧出口经过压气机（5）与主燃烧室（6）热侧进口相连，主燃烧室（6）热侧出口经空气涡轮（7）做功后与加力燃烧室（8）热侧进口相连，加力燃烧室（8）热侧出口中的空气经喷管（9）后排出；第二出口支路通过外涵道（3）与主燃烧室（6）热侧进口相连；液态CO2罐（10）出口经过第一开关（11）后与预冷器（4）冷侧进口相连，预冷器（4）冷侧出口与主燃烧室（6）冷侧进口相连，主燃烧室（6）冷侧出口经CO2涡轮（12）做功后与冷凝器（13）热侧进口相连，冷凝器（13）热侧出口经过泵（14）与液态CO2罐（10）进口相连；液氧罐（15）出口经过第二开关（16）与冷凝器（13）冷侧进口相连，冷凝器（13）冷侧出口与加力燃烧室（8）冷侧进口相连，加力燃烧室（8）冷侧出口与加力燃烧室（8）热侧进口相连；上述进气道（1）为可调式进气道。

2.根据权利要求 1 所述的基于跨临界的CO2多模态组合动力循环系统的工作方法，包括以下过程：可分为3种模态；

涡轮模态：飞行马赫数为0 0.9；关闭第一开关（11）和第二开关（16），同时通过调控进~

气道（1），打开外涵道（3），空气进入进气道（1）后被分入内涵道（2）和外涵道（3）中，外涵道（3）中的空气直接进入主燃烧室（6）中，内涵道（2）中的空气进入压气机（5）中进行升压，高压空气进入主燃烧室（6）中进行燃烧，高温高压的空气通过空气涡轮（7）进行做功提供压气机所需功，做功之后的高温高压空气直接通过喷管（9），产生所需推力；

跨声速模态：飞行马赫数为0.9 2.5；在涡轮模态的基础上，通过空气涡轮（7）做功之后~

的高温高压空气先进入加力燃烧室（8）进行进一步燃烧，之后将具有更高温度与更高压力的空气通过喷管（9），产生巨大推力；

高超预冷模态：飞行马赫数为2.5 8.0；打开第一开关（11）和第二开关（16），液态CO2罐~

（10）中的液态CO2将会进入预冷器（4）进行预热，初步升温的CO2气体通入到主燃烧室（6）进行换热，升温，高温高压的CO2气体通入CO2涡轮（12）中进行做功，增加推力，做功后的CO2气体通过冷凝器（13）进行冷凝，之后通过泵（14）的增压变为高压的液态CO2重新储存到液态CO2罐（10）中；同时通过调控进气道（1），关闭外涵道（3），空气进入进气道（1）后被进入内涵道（2），内涵道（2）中的空气经过预冷器（4）的冷却进入压气机（5）中进行升压，高压空气进入主燃烧室（6）中进行燃烧，高温高压的空气通过空气涡轮（7）提供压气机所需功，做功之后的高温高压空气通入加力燃烧室（8）进行进一步燃烧，之后将具有更高温度与更高压力的空气通过喷管（9）进行做功；液氧罐（15）中的液氧经过冷凝器（13）蒸发，变为O2气体通入到加力燃烧室（8）中，增加加力燃烧室（8）中氧气含量，使得燃烧更加充分，获得更大的推力从而实现更高的飞行速度。

3.根据权利要求1所述的基于跨临界的CO2多模态组合动力循环系统，其特征在于：上述主燃烧室（6）和加力燃烧室（8）的壁面各设置一个换热器，上述换热器采用间壁式换热器结构；上述预冷器（4）和冷凝器（13）均采用绕管式换热器结构。

4.根据权利要求3所述的基于跨临界的CO2多模态组合动力循环系统，其特征在于：高超预冷工作模态采用CO2作为工作介质。

说明书

基于跨临界的CO2多模态组合动力循环系统及方法

技术领域

[0001] 本发明涉及一种基于跨临界的CO2多模态组合动力循环系统及方法，属于航空发动机组合动力循环系统改进领域。

背景技术

[0002] 高超声速远程巡航飞行, 动力系统需满足Ma0 5飞行包线内性能最优, 传统单一~
形式的发动机难以实现全速域范围内的稳定工作。而近年发展起来的组合动力循环，如涡
轮冲压组合循环发动机，则可以实现宽速域工作要求，但是当飞行速度增大时，则会导致进
气道进口气流总温增加，同时受到材料限制，空气涡轮进口总温存在上限，因此来流总温的
增加使得空气加热量逐渐减少，在模态切换阶段的推力较小。为解决这个问题，复合预冷的
方案应运而生，其中最为出名为“弯刀”发动机。“弯刀”发动机具有两种工作模态，分别为低
速模式和高速模式。在低速模式（0 2.5）时主要通过外涵涡扇发动机提供推力，而在高速模
~
式（2.5 5）时关闭外涵通道，打开预冷系统，通过涡轮冲压发动机进行做功。“弯刀”发动机
~
结合了涡轮发动机和冲压发动机的特点，使其工作速域更宽、工作空域更广, 同时避免了
TBCC发动机模态转换点“推力鸿沟”的问题、避免了RBCC发动机低速段引射模态推力增益不
足的问题,全工作区域内发动机各部件均可实现高效率工作，但是“弯刀”发动机选择氦气
作为冷却介质，由于其密度低和利用显热换热能力有效的特点势必带来预冷能力不足以及
预冷系统结构庞大复杂，对飞行器的热管理技术提出了很高的要求，同时加力燃烧室中氧
含量的减少，也成为该发动机无法进一步提高马赫数的关键因素之一，因此设计一种预冷
能力强，预冷系统结构简单的飞行器成为涡轮冲压组合发动机下一步发展的重要方向。

发明内容

[0003] 本发明的目的在于提出一种基于跨临界的CO2多模态组合动力循环系统及其方法。

[0004] 一种基于跨临界的CO2多模态组合动力循环系统，其特征在于包括进气道、内涵道、外涵道、预冷器、压气机、主燃烧室、空气涡轮、加力燃烧室、喷管、液态CO2罐、第一开关、
CO2涡轮、冷凝器、泵、液氧罐、第二开关以及燃料；其中进气道出口分成第一出口支路和第
二出口支路，第一出口支路通过内涵道与预冷器热侧进口相连，预冷器热侧出口经过压气
机与主燃烧室热侧进口相连，主燃烧室热侧出口经空气涡轮做功后与加力燃烧室热侧进口
相连，加力燃烧室热侧出口中的空气经喷管后排出；第二出口支路通过外涵道与主燃烧室
热侧进口相连；液态CO2罐出口经过第一开关后与预冷器冷侧进口相连，预冷器冷侧出口与
主燃烧室冷侧进口相连，主燃烧室冷侧出口经CO2涡轮做功后与冷凝器热侧进口相连，冷凝
器热侧出口经过泵与液态CO2罐进口相连；液氧罐出口经过第二开关与冷凝器冷侧进口相
连，冷凝器冷侧出口与加力燃烧室冷侧进口相连，加力燃烧室冷侧出口与加力燃烧室热侧
进口相连；上述进气道为可调式进气道。

[0005] 上述基于跨临界的CO2多模态组合动力循环系统的工作方法，包括以下过程：可分为3种模态（涡轮模态、跨声速模态和高超预冷模态）；

[0006] 涡轮模态：飞行马赫数为0 0.9；关闭第一开关和第二开关，同时通过调控进气道，~
打开外涵道，空气进入进气道后被分入内涵道和外涵道中，外涵道中的空气直接进入主燃
烧室中，内涵道中的空气进入压气机中进行升压，高压空气进入主燃烧室中进行燃烧，高温
高压的空气通过空气涡轮进行做功提供压气机所需功，做功之后的高温高压空气直接通过
喷管，产生所需推力；

[0007] 跨声速模态：飞行马赫数为0.9 2.5；在涡轮模态的基础上，通过空气涡轮（7）做功~
之后的高温高压空气先进入加力燃烧室（8）进行进一步燃烧，之后将具有更高温度与更高
压力的空气通过喷管（9），产生巨大推力；

[0008] 高超预冷模态：飞行马赫数为2.5 8.0；打开第一开关和第二开关，液态CO2罐中的~
液态CO2将会进入预冷器进行预热，初步升温的CO2气体通入到主燃烧室进行换热，升温，高
温高压的CO2气体通入CO2涡轮中进行做功，增加推力，做功后的CO2气体通过冷凝器进行冷
凝，之后通过泵的增压变为高压的液态CO2重新储存到液态CO2罐中；同时通过调控进气道，
关闭外涵道，空气进入进气道后被进入内涵道，内涵道中的空气经过预冷器的冷却进入压
气机中进行升压，高压空气进入主燃烧室中进行燃烧，高温高压的空气通过空气涡轮提供
压气机所需功，做功之后的高温高压空气通入加力燃烧室进行进一步燃烧，之后将具有更
高温度与更高压力的空气通过喷管进行做功；液氧罐中的液氧经过冷凝器蒸发，变为O2气
体通入到加力燃烧室中，增加加力燃烧室中氧气含量，使得燃烧更加充分，获得更大的推力
从而实现更高的飞行速度。

[0009] 与现有技术相比，本发明至少具有如下优点：相比传统的氦气依靠显热进行超预冷，本发明采用超临界CO2作为预冷工质，充分利用CO2的汽化潜热，增强预冷效果，使得组
合循环在超预冷模式下的推力更大，同时超临界CO2高压、高密度的特点弥补了氦气密度低
的缺陷，使得携带和储存更为便捷，减小空间占用率，从而减少结构复杂性；并且该系统中
CO2先在预冷器中进行预热，再在主燃烧室中进行进一步加热，实现了CO2的梯级能量回收，
利用这部分回收的能量进行涡轮做功，实现整个过程的能量利用最大化。与目前最先进的
“弯刀”发动机相比，本发明加入补氧系统，在解决加力燃烧室中氧含量低点火困难，提高燃
烧效率，提升燃烧温度，增加推力的同时，也作为蒸发剂对CO2进行冷凝，使得整体结构更为
紧凑。该发明中的发动机所使用的燃料是航空煤油，而“弯刀”发动机中采用的燃料是液氢，
航空煤油具有可获得性高，获得成本低，安全系数高的优点。

[0010] 上述基于跨临界的CO2多模态组合动力循环系统，其特征在于：上述主燃烧室和加力燃烧室的壁面各设置一个换热器，上述换热器和冷凝器均采用间壁式换热器结构，在对
燃烧室壁面进行有效冷却的同时，还能回收部分高品位热能用于提高CO2布雷顿循环的推
力；上述预冷器采用绕管式换热器结构，绕管式换热器具有结构紧凑、快速冷却、重量较小
和换热效率高的优点，可有效避免对进气道造成堵塞。

[0011] 上述基于跨临界的CO2多模态组合动力循环系统，其特征在于：高超预冷工作模态采用CO2作为工作介质。相比与传统的氦气，采用CO2作为工作介质，区别与氦气的显热换
热，充分利用CO2的气化潜能可达到更好的预冷效果，产生更大的推力，并且携带的超临界
CO2具有高密度，高压的特点，相较于氦气携带与储存更为便捷，占用空间更小，可以使得整
个系统结构更加紧凑。

附图说明

[0012] 图1是基于跨临界的CO2多模态组合动力循环系统；

[0013] 图中标号名称： 1、进气道，2、内涵道，3、外涵道，4、预冷器，5、压气机，6、主燃烧室，7、空气涡轮，8、加力燃烧室，9、喷管，10、液态CO2罐，11、第一开关，12、CO2涡轮，13、冷凝
器，14、泵，15、液氧罐，16、第二开关，17、燃料。

具体实施方式

[0014] 下面参照图1说明基于跨临界的CO2多模态组合动力循环系统的运行过程。

[0015] 图1是本发明提出的基于跨临界的CO2多模态组合动力循环系统。该系统的工作过程如下：可分为3种模态（低速模态、高速模态和超高速模态）。

[0016] 涡轮模态：飞行马赫数为0 0.9；关闭第一开关 11和第二开关 16，同时通过调控~
进气道1，打开外涵道3，空气进入进气道1后被分入内涵道2和外涵道3中，外涵道3中的空气
直接进入主燃烧室6中，内涵道2中的空气进入压气机5中进行升压，高压空气进入主燃烧室
6中进行燃烧，高温高压的空气通过空气涡轮7进行做功提供压气机所需功，做功之后的高
温高压空气直接通过喷管9，产生所需推力；；

[0017] 跨声速模态：飞行马赫数为0.9 2.5；在涡轮模态的基础上，通过空气涡轮7做功之~
后的高温高压空气先进入加力燃烧室8进行进一步燃烧，之后将具有更高温度与更高压力
的空气通过喷管9，产生巨大推力；

[0018] 高超预冷模态：飞行马赫数为2.5 8.0；打开第一开关 11和第二开关 16，液态CO2~
罐10中的液态CO2将会进入预冷器4进行预热，初步升温的CO2气体通入到主燃烧室6进行换
热，升温，高温高压的CO2气体通入CO2涡轮12中进行做功，增加推力，做功后的CO2气体通过
冷凝器13进行冷凝，之后通过泵14的增压变为高压的液态CO2重新储存到液态CO2罐10中；
同时通过调控进气道1，关闭外涵道3，空气进入进气道1后被进入内涵道2，内涵道2中的空
气经过预冷器4的冷却进入压气机5中进行升压，高压空气进入主燃烧室6中进行燃烧，高温
高压的空气通过空气涡轮7提供压气机所需功，做功之后的高温高压空气通入加力燃烧室8
进行进一步燃烧，之后将具有更高温度与更高压力的空气通过喷管9进行做功；液氧罐15中
的液氧经过冷凝器13蒸发，变为O2气体通入到加力燃烧室8中，增加加力燃烧室8中氧气含
量，使得燃烧更加充分，获得更大的推力从而实现更高的飞行速度。