1.本发明涉及燃气涡轮发动机设计领域，尤其涉及一种宽速域并联燃烧涡轮发动机。
背景技术：2.随着临近空间飞行器、空天一体化和天地往返系统等在军事上呈现越来越突出的作用，并在很多场合将会起到决定胜负的关键作用。涡轮基组合发动机（turbine based combine-cycle， tbcc）被证明是临近空间飞行器最佳的动力装置，该装置主要以宽速域、大空域、高效经济为主要发展方向。该组合动力装置的飞行马赫数能够到达7的条件，能够工作在临近空间的空域（20~100km），动力装置的循环效率得到进一步提高。对于该装置而言，现阶段技术上主要存在的问题是模态转换中存在“推力陷阱”，即是，涡轮基发动机的工作范围较窄，仅为ma=0~2.5，由于涡轮基发动机中压气机及涡轮等旋转部件的存在，其转速存在一定极限值，当马赫数大于2.5后，转速难以继续升高，喷管中的燃气能量难以继续增大，因此，涡轮基发动机不再产生推力；而冲压发动机工作范围为ma=3~7，飞行马赫数低于3时，冲压发动机很难启动，因此，对于该两类燃烧室如何向上向下两个边界拓宽其工作范围成为了该类发动机的重点技术难点。基于以上原因，若将涡轮基发动机工作范围拓宽至ma=0~3.5，这将大大减轻冲压发动机设计的技术难度，同时，高速涡轮基的发展，将极大推动燃气涡轮发动机技术的进步与革新。然而从单方面工程技术上来解决以上问题难度较大。因此，从发动机循环设计这一本质问题出发，重新提出、设计一种具备宽速域、高经济性的新式涡轮发动机循环，以此来解决组合动力装置的不足，进而促进组合动力装置的发展。
3.并联燃烧涡轮发动机的主要设计思路是基于一种并联混合动力创新方案提出的，该设计方案的特点是：1）包含内外两套模态工作流路，通过进气道气流调节阀、二级进气道进气调节阀和分流调节阀进行工作模态切换；2）在压气机后分流布置两个并联放置的燃烧室，内流道的燃烧室和外流道的二级燃烧室；3）存在特定的双燃烧室工作模态，即是两燃烧室同时工作，压气机后气流进行分流处理，此时，涡轮的做功量仅需满足压气机耗功量，发动机推力的产生仅依靠二级发动机产生。该循环发动机设计方案可适用于军民两个应用方向，从军事上来说，该方案可实现马赫数0~3.5的宽速域，大空域飞行要求；此外，该方案的发动机推力水平能够通过模态调节调整至与传统带加力燃烧室的航空燃气涡轮发动机推力水平相当，甚至更高。对民用而言，由于二级燃烧室的进口气流压力，温度均高于传统航空燃气涡轮发动机的加力燃烧室进口气流条件，所以，其理想循环热效率将高于传统带加力的航空燃气涡轮发动机循环效率，基本与传统航空燃气涡轮发动机的主燃烧室循环效率相当，进而将使得发动机耗油率得到下降，飞行经济性得到提高。
4.各个国家从上世纪60年代，特别是90年代以来，针对组合动力装置方向的研究制定了数十项研究计划，其中，对高速涡轮发动机的这一关键技术的研究亦是非常之多，目前来说主要存在着以下两点问题：1）高进口马赫数带来的转动轴强度问题；2）高进口马赫数带来的压气机叶片及涡轮叶片冷却的问题。现阶段，这两个方面都没有得到很好的解决。所
以，从发动机的基础循环模式入手，创新设计了一种并联燃烧循环发动机结构及循环工作模式。这将有利于我国高速涡轮发动机技术壁垒的攻关，促进临近空间发动机技术发展，为空天一体化建设提供“动力”。
技术实现要素：5.本发明所要解决的技术问题是针对背景技术中所涉及到的缺陷，提供一种宽速域并联燃烧涡轮发动机，具备并联放置的燃气涡轮发动机与二级发动机结构特征，两燃烧室分流燃烧共同工作的技术特点，在相同燃烧室进口速度条件下，能够使得发动机工作速域、空域显著扩大，循环效率提高，推力水平提高，耗油率降低。其控制结构简单，结构更为紧凑。
6.本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：一种宽速域并联燃烧涡轮发动机，包含燃气涡轮发动机和二级发动机；所述二级发动机包含二级机匣、二级喷嘴环、二级点火电嘴和气流角度调节模块；令燃气涡轮发动机为一级发动机，燃气涡轮发动机内的流道为内流道，燃气涡轮发动机内的进气道为一级进气道，燃气涡轮发动机的机匣为一级机匣，燃气涡轮发动机的燃烧室为一级燃烧室，燃气涡轮发动机的喷管为一级喷管；所述二级机匣套在所述一级机匣外，和其同轴设置，二级机匣和一级机匣之间形成外流道，二级机匣和一级进气道处的一级机匣之间形成二级进气道,二级机匣和一级喷管处的一级机匣之间形成二级喷管；所述一级机匣在一级进气道处的内壁上设有用于调节一级进气道开合程度以调节内流道进气气流流量的第一气流调节模块；所述二级机匣在二级进气道处的内壁上设有用于调节二级进气道开合程度以调节外流道进气气流流量的第二气流调节模块；所述燃气涡轮发动机的机匣在其压气机出口与燃烧室之间设有和其轴线同轴的环形通槽，所述环形通槽内设有用于调节环形通槽开合程度以调节经过环形通槽气流流量的第三气流调节模块；所述二级机匣内壁和环形通槽上游的一级机匣外壁之间、二级机匣内壁和环形通槽下游的一级机匣外壁之间均周向设有若干固定杆；所述固定杆一端和二级机匣内壁固连，另一端和一级机匣外壁固连；所述二级喷嘴环设置在所述一级燃烧室下游的外流道内，用于喷射燃油；所述二级机匣在二级喷嘴环下游的内壁上周向均匀设有若干稳焰钝体，用于降低来流速度并加强气流和燃油的参混，使得稳焰钝体下游的外流道形成二级燃烧室；所述二级点火电嘴由二级机匣伸入二级燃烧室内，用于点火；所述气流角度调节模块设置在所述二级喷管内，用于调节二级喷管的扩张角度，进而改变二级喷管的工作膨胀比。
7.所述稳焰钝体采用凹腔钝体稳定器、蒸发槽式钝体稳定器、u型钝体稳定器、十字稳定器中的任意一种。
8.本发明还公开了一种该宽速域并联燃烧涡轮发动机的工作方法，包含以下过程：所述宽速域并联燃烧涡轮发动机在工作马赫数为0~0.7时，第一气流调节模块处于全开启状态，第三气流调节模块与第二气流调节模块均关闭，此时一级发动机处于启动
状态，二级发动机不参与工作，仅一级发动机工作，；所述宽速域并联燃烧涡轮发动机在工作马赫数为0.7~2.5时，第二气流调节模块与第一气流调节模块开启，第三气流调节模块关闭，此时，一级发动机正常工作，二级燃烧室开始启动，调节第二气流调节模块进而调节一级燃烧室、二级燃烧室的进气流量，使得燃气涡轮发动机涡轮的输出功与燃气涡轮发动机压气机的耗功量持平，发动机推力来源于二级喷管；所述宽速域并联燃烧涡轮发动机在工作马赫数为2.5~3.5时，第一气流调节模块逐步关闭，第三气流调节模块全开启，调节第二气流调节模块进而调节一级燃烧室、二级燃烧室的进气流量，使得燃气涡轮发动机涡轮的输出功与燃气涡轮发动机压气机的耗功量持平，此时，一级发动机与二级发动机同时工作，发动机推力来源于二级喷管。
9.本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：1. 发动机工作马赫数范围更宽：0~3.5马赫；2. 发动机循环效率提高，耗油率降低；3. 发动机推力更大；4. 发动机整体长度更短，结构更紧凑；5. 发动机可调结构简单，便于模态转换控制，降低模态转换难度。
附图说明
10.图1为本发明宽速域并联燃烧涡轮发动机局部剖视图；图2为本发明宽速域并联燃烧涡轮发动机理想工作循环示意图；图3为宽速域并联燃烧循环发动机0~0.7马赫数工况下工作原理示意图；图4为宽速域并联燃烧循环发动机0.7~2.5马赫数工况下工作原理示意图；图5为宽速域并联燃烧循环发动机2.5~3.5马赫数工况下工作原理示意图。
11.图中，1-一级机匣，2-二级机匣，3-内流道，4-燃气涡轮发动机的压气机，5-一级燃烧室，6-燃气涡轮发动机的涡轮，7-一级喷管，8-第三气流调节模块，9-第一气流调节模块，10-第二气流调节模块，11-稳焰钝体，12-二级喷嘴环，13-二级点火电嘴，14-二级进气道，15-二级燃烧室，16-二级喷管，17-二级燃烧室燃烧后燃气，18-二级几何可调喷管中高温燃气，19-二级发动机进气，20-一级发动机工作循环，21-二级发动机工作循环，22-来流新鲜空气，23-一级发动机进气，24-一级燃烧室燃烧后的燃气，25-一级喷管中的高温燃气，26-分流至二级燃烧室的气流。
具体实施方式
12.下面结合附图对本发明的技术方案做进一步的详细说明：本发明可以以许多不同的形式实现，而不应当认为限于这里所述的实施例。相反，提供这些实施例以便使本公开透彻且完整，并且将向本领域技术人员充分表达本发明的范围。在附图中，为了清楚起见放大了组件。
13.如图1所示，本发明公开了一种宽速域并联燃烧涡轮发动机，包含燃气涡轮发动机和二级发动机；所述燃气涡轮发动机和二级发动机同轴放置，其中燃气涡轮发动机位于二级发动
机内侧，二级发动机环绕燃气涡轮发动机；所述二级发动机包含二级机匣、二级喷嘴环、二级点火电嘴和气流角度调节模块；令燃气涡轮发动机为一级发动机，燃气涡轮发动机内的流道为内流道，燃气涡轮发动机内的进气道为一级进气道，燃气涡轮发动机的机匣为一级机匣，燃气涡轮发动机的燃烧室为一级燃烧室，燃气涡轮发动机的喷管为一级喷管；所述二级机匣套在所述一级机匣外，和其同轴设置，二级机匣和一级机匣之间形成外流道，二级机匣和一级进气道处的一级机匣之间形成二级进气道,二级机匣和一级喷管处的一级机匣之间形成二级喷管；所述一级机匣在一级进气道处的内壁上设有用于调节一级进气道开合程度以调节内流道进气气流流量的第一气流调节模块；所述二级机匣在二级进气道处的内壁上设有用于调节二级进气道开合程度以调节外流道进气气流流量的第二气流调节模块；所述燃气涡轮发动机的机匣在其压气机出口与燃烧室之间设有和其轴线同轴的环形通槽，所述环形通槽内设有用于调节环形通槽开合程度以调节经过环形通槽气流流量的第三气流调节模块；所述二级机匣内壁和环形通槽上游的一级机匣外壁之间、二级机匣内壁和环形通槽下游的一级机匣外壁之间均周向设有若干固定杆；所述固定杆一端和二级机匣内壁固连，另一端和一级机匣外壁固连；所述二级喷嘴环设置在所述一级燃烧室下游的外流道内，用于喷射燃油；所述二级机匣在二级喷嘴环下游的内壁上周向均匀设有若干稳焰钝体，用于降低来流速度并加强气流和燃油的参混，使得稳焰钝体下游的外流道形成二级燃烧室；所述二级点火电嘴由二级机匣伸入二级燃烧室内，用于点火；所述气流角度调节模块设置在所述二级喷管内，用于调节二级喷管的扩张角度，进而改变二级喷管的工作膨胀比，以使得二级喷管能够适应宽范围的工作需求。
14.所述稳焰钝体采用凹腔钝体稳定器、蒸发槽式钝体稳定器、u型钝体稳定器、十字稳定器中的任意一种。
15.一级发动机用于宽速域并联燃烧涡轮发动机的正常启动及二级发动机工作模态的过渡转换。二级发动机用于实现高马赫数下并联燃烧，为发动机提供推力。
16.本发明还公开了一种该宽速域并联燃烧涡轮发动机的工作方法，包含以下过程：所述宽速域并联燃烧涡轮发动机在工作马赫数为0~0.7时，第一气流调节模块处于全开启状态，第三气流调节模块与第二气流调节模块均关闭，此时一级发动机处于启动状态，二级发动机不参与工作，仅一级发动机工作，；所述宽速域并联燃烧涡轮发动机在工作马赫数为0.7~2.5时，第二气流调节模块与第一气流调节模块开启，第三气流调节模块关闭，此时，一级发动机正常工作，二级燃烧室开始启动，调节第二气流调节模块进而调节一级燃烧室、二级燃烧室的进气流量，使得燃气涡轮发动机涡轮的输出功与燃气涡轮发动机压气机的耗功量持平，发动机推力来源于二级喷管；所述宽速域并联燃烧涡轮发动机在工作马赫数为2.5~3.5时，第一气流调节模块逐步关闭，第三气流调节模块全开启，调节第二气流调节模块进而调节一级燃烧室、二级燃烧室的进气流量，使得燃气涡轮发动机涡轮的输出功与燃气涡轮发动机压气机的耗功量持
平，此时，一级发动机与二级发动机同时工作，发动机推力来源于二级喷管。
17.本发明利用第一至第三气流调节模块共同工作调节工作模态，通过两并联燃烧室共同工作，针对不同工作需求，转换模态，从而提高发动机推力及效率，实现宽速域、大空域飞行。
18.图2为宽速域并联燃烧涡轮发动机理想工作循环示意图。其主要由一级发动机工作循环、二级发动机工作循环组成。两发动机理想循环均为布雷顿循环，实际工作时，存在两发动机、两燃烧室同时工作条件，两循环工作效率相当，同时，由于二级燃烧室出口温度不受涡轮旋转部件限制而高于一级燃烧室出口温度，所以其循环净工量高于内流道工作循环。
19.图3为宽速域并联燃烧循环发动机0~0.7马赫数工况下工作原理示意图，该工作模态下，第三气流调节模块关闭二级进气道，燃气涡轮发动机的压气机对一级进气道来流空气进行压缩后将气流送入一级燃烧室中燃烧，产出的燃气进入燃气涡轮发动机的涡轮推动其做功，剩余高温燃气在一级喷管中高速喷射进入大气，进而产生推力。
20.图4为宽速域并联燃烧循环发动机0.7~2.5马赫数工况下工作原理示意图，该工作模态下，第三气流调节模块关闭二级进气道，第二气流调节模块逐渐打开，此时燃气涡轮发动机的压气机对内流道来流空气进行压缩，压缩后的气流将分为两股，一股进入二级燃烧室中燃烧，燃烧后的高温燃气进入二级喷管，产生推力；另一股进入一级燃烧室中燃烧，一级燃烧室产出的燃气进入燃气涡轮发动机的涡轮推动其做功，进而进入一级喷管排出。由于二级燃烧室出口温度高于一级燃烧室出口温度，并且二级喷管进口压力高于一级喷管进口压力，所以相同品质气流分别进入一级发动机和二级发动机，二级发动机产生的推力远大于一级发动机，因此，为使得推力、耗油率及经济性达到最优，通过调节第二气流调节模块，尽可能的使得进入二级燃烧室的气流流量比例高，此时，进入一级燃烧室的气流流量仅需满足推动涡轮做功以此保证燃气涡轮发动机的压气机转速即可，一级喷管并不产生推力，推力直接由二级喷管产生。
21.图5为宽速域并联燃烧循环发动机2.5~3.5马赫数工况下工作原理示意图，该工作模态下，第三气流调节模块逐步开启，通过第一气流调节模块减小一级进气道进气流量，此时，一级进气道及二级进气道同时进气，一级燃烧室、二级燃烧室并联同时工作。由于燃气涡轮发动机的压气机及涡轮共同工作轴工作转速不能太高，当工作马赫数超过2.5之后，燃气涡轮发动机的压气机及涡轮转速不再增加，保持恒定，此时，通过控制第一气流调节模块与第二气流调节模块，保证燃气涡轮发动机的压气机及涡轮转速，并且保持燃气涡轮发动机的压气机耗功量与涡轮输出功相等，此时一级进气道进气流量基本保持恒定，通过控制第三气流调节模块补充二级燃烧室进口气流品质，保证二级喷管持续输出高推力，进而使得发动机能够实现马赫2.5以上的工作模态，突破涡轮发动机工作速域范围极限。
22.相较于军用带加力的燃烧室来说，由于二级燃烧室的进口气流压力及温度高于加力燃烧室进口气流温度，所以其燃烧效率比加力燃烧室的燃烧效率高，因此，能够使得装备该款发动机的飞行器耗油率降低，巡航范围得到提高；此外，由于二级燃烧室产生的高温燃气品质也优于加力燃烧室，所以对应的该并联燃烧涡轮发动机二级可变几何喷管产生的推力应大于传统带加力燃烧室的涡轮发动机。
23.宽速域并联燃烧涡轮发动机的工作模式基于分流并联燃烧技术，理想循环模式由
两个理想布雷顿循环组合形成。
24.下面将结合以下实施例具体说明本发明一种宽速域并联燃烧涡轮发动机。
25.本发明中的一种实施例为工作马赫数范围为0~3.5下的军用燃气涡轮发动机。在该模式中，装备该发动机的飞行器由地面开始启动，起飞时，气流仅通过一级进气道进入发动机，依靠一级燃烧室产生的高温燃气推动燃气涡轮发动机的涡轮做功，剩余的燃气在一级喷管中喷射入大气中产生推力；当飞行器工作马赫数大于0.7后，第二气流调节模块打开，此时，一级、二级燃烧室共同工作，此时一级燃烧室分配气流量满足产生的高温燃气推动燃气涡轮发动机涡轮的输出功量与燃气涡轮发动机压气机耗工量相等即可，一级喷管不再产生推力，更多的气流进入二级燃烧室中，产生的高温混气进入二级喷管产生推力；当飞行马赫数大于2.5后，第三气流调节模块逐步开启，一级进气道和二级进气道同时进气，一级、二级燃烧室同时工作，此时，通过调节第一气流调节模块和第二气流调节模块使得燃气涡轮发动机涡轮的做功量与燃气涡轮发动机压气机的耗工量一致，且压气机与涡轮转速基本保持恒定，一级喷管不再产生推力，二级进气道逐步开启，为二级发动机补充新鲜空气，使得二级燃烧室引燃的燃气量得到提高，进一步提高发动机推力。基于该实例，该发明能够实现宽范围马赫数飞行，飞行马赫数由原有的涡轮发动机的0~2.5拓宽至0~3.5。
26.从上述实施例可知，本发明一种宽速域并联燃烧涡轮发动机，可方便地实现获得更宽的速域、空域飞行的发动机，同时能够进一步的提高发动机效率，增大其推力。
27.本技术领域技术人员可以理解的是，除非另外定义，这里使用的所有术语（包括技术术语和科学术语）具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。
28.以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
