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CN106321283A - 基于组合动力的高超声速飞行器气动推进一体化布局方法 - Google Patents

基于组合动力的高超声速飞行器气动推进一体化布局方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种基于组合动力的高超声速飞行器气动推进一体化布局方法，双模态冲压发动机通道的高超声速进气道、尾喷管分别与飞行器前体、后体一体化设计，以双模态冲压发动机通道为基础，涡轮发动机通道、火箭引射冲压发动机通道与双模态冲压发动机通道并联布置，使不同飞行马赫数下三通道依各自工作条件相互协调工作，双模态冲压发动机通道与火箭引射冲压发动机通道上下并联，涡轮发动机通道与二者左右并联，并设计了左右并排布局的双发模式。本发明保留了涡轮发动机中低空的工作性能优势，火箭引射冲压发动机可保证飞行器在跨超声速爬升加速的过程中提供较大的剩余推力，实现飞行器短时间内爬升加速到巡航高度。

Description

基于组合动力的高超声速飞行器气动推进一体化布局方法
技术领域
本发明涉及高超声速飞行器气动/推进一体化布局设计技术领域，尤其指代一种采用TRBCC组合循环推进系统（Turbine and Rocket Based Combined Cycle，涡轮火箭基组合循环推进系统）的高超声速飞行器气动布局方法。
背景技术
高超声速飞行器是未来飞行器的重要研究方向之一。该类飞行器可在稠密大气、临近空间及跨大气层实现高超声速（Ma>5）机动飞行，在情报收集、监视、侦察、运输作战打击等方面具有广阔的应用前景，对于未来的军用及民用都有重大意义。
为实现从低速到高超声速并且能够起降飞行器的宽马赫数飞行，该类飞行器通常采用涡轮基或火箭基组合循环发动机，即TBCC发动机和RBCC发动机。这两种组合循环发动机基于不同的热力循环方式，在总体结构布置上有较大的区别，在巡航阶段（高超声速巡航时）均以超燃冲压发动机为主，但是这两种组合循环发动机都存在一些不足。TBCC发动机虽然具备较好的中、低空性能，但其安装在飞行器上时在跨声速、超声速爬升加速和马赫数大于2.5以后剩余推力比较小，涡轮模态过渡到亚燃模态以及亚燃模态过渡到超燃冲压模态时存在推力不连续性。RBCC发动机相对来讲比冲比较低，完成相同任务时相比TBCC发动机耗油率高和飞行器起飞重量大，多次重复使用时经济性较差，同样在亚燃模态过渡到超燃冲压模态时也存在推力不连续性；但其在工作马赫数范围内具有调节规律简单、推重比较大、适合短时间加速飞行的优点。因此，优越的组合循环发动机不仅要求在中、低空的跨声速阶段、爬升加速阶段拥有较好的加速性能和相对较低的燃油消耗率，其安装在飞行器上还应该具有较大的剩余推力，在模态转换阶段推力也应具有连续性。
发明内容
针对上述现有技术的不足，本发明的目的在于提供一种基于组合动力的高超声速飞行器气动推进一体化布局方法，以改善现有技术中采用涡轮基或火箭基组合循环发动机应用于飞行器上存在的不足；本发明将涡轮发动机通道、火箭引射冲压发动机通道以及双模态冲压发动机通道融合到一起，既具备中、低空飞行段的优越性能，安装在飞行器上在跨声速和超声速爬升加速段具备充裕的剩余推力，又保证发动机模态过渡时的连续性；同时火箭引射冲压通道可作为高超声速双模态冲压流道的流量调节通道，体现了对捕获来流的充分利用，消弱了溢流阻力带来的不利影响。
为达到上述目的，本发明公布了一种基于组合动力的高超声速飞行器气动推进一体化布局方法，其中，双模态冲压发动机通道的高超声速进气道、尾喷管分别与飞行器前体、后体一体化设计，以双模态冲压发动机通道为基础，涡轮发动机通道、火箭引射冲压发动机通道与双模态冲压发动机通道并联布置，使不同飞行马赫数下三通道依各自工作条件相互协调工作，包括步骤如下：
（1）依据高超声速飞行器总体设计要求，设计出巡航状态下的双模态冲压发动机通道；其中双模态冲压发动机通道的高超声速进气道采用流线追踪法与飞行器前体下表面一体化设计，同时基于一体化的进气道压缩面/前体下表面构造整个密切锥前体乘波面；尾喷管与飞行器后体下表面一体化设计；
（2）依据火箭引射冲压发动机设计点的尺寸参数，并基于上述双模态冲压发动机通道，在双模态冲压发动机通道背部构造火箭引射冲压发动机通道，并且与双模态冲压发动机通道共用进气道入口与尾喷管出口，采用上下并联模式；
（3）将上述并联的双通道布局构造成左右双发模式，并基于二者的位置与内侧空间，构造涡轮发动机通道，与二者左右并联；涡轮发动机通道在侧面共享进气道入口，同时在侧面共享尾喷管出口，拥有独立的通道调节板；依据上述三个发动机通道出口位置布局、尺寸以及工作模态的调节需求，采用二维与三维组合扩张的模式设计尾喷管；火箭引射冲压发动机通道与双模态冲压发动机通道出口并联段采用二维扩张设计，连续线性调节；涡轮发动机通道出口与二者的并联段采用三维扩张设计，独立调节。
优选地，上述的双模态冲压发动机通道包括：高超声速进气道、隔离段、燃烧室及尾喷管。
本发明的有益效果：
本发明采用高超声速飞行器机体与TRBCC推进系统一体化布局，通过推进系统三通道协调工作，解决了单独使用TBCC推进系统跨超声速爬升加速段剩余推力不足的问题和模态转换时推力不连续的问题，也解决了单独使用RBCC推进系统时经济性差和模态转换时推力不连续的问题，同时充分高效率利用了进气道捕获的来流，减小了溢流阻力带来的不利影响，另外进气道预压缩面与机体前体下表面的一体化设计，提高了高超声速飞行时的升阻比。
附图说明
图1为TRBCC推进系统与机体的一体化布局图；
图2为涡轮发动机通道、火箭引射冲压发动机通道、双模态冲压发动机通道均打开状态下飞行器前视图；
图3为涡轮发动机通道关闭，火箭引射冲压发动机通道打开，双模态冲压发动机通道打开状态下飞行器前视图；
图4为涡轮发动机通道关闭，火箭引射冲压发动机通道关闭，双模态冲压发动机通道打开状态下飞行器前视图；
图5为涡轮发动机通道、火箭引射冲压发动机通道、双模态冲压发动机通道均打开状态下飞行器后视图；
图6为涡轮发动机通道关闭，火箭引射冲压发动机通道打开，双模态冲压发动机通道打开状态下飞行器后视图；
图7为涡轮发动机通道关闭，火箭引射冲压发动机通道关闭，双模态冲压发动机通道打开状态下飞行器后视图；
图8为单个TRBCC推进系统工作模态切换示意图。
具体实施方式
为了便于本领域技术人员的理解，下面结合实施例与附图对本发明作进一步的说明，实施方式提及的内容并非对本发明的限定。
本发明的一种基于组合动力的高超声速飞行器气动推进一体化布局方法，将高超声速飞行器机体与TRBCC推进系统一体化设计，其中，双模态冲压发动机通道的高超声速进气道、尾喷管分别与飞行器前体、后体一体化设计；涡轮发动机通道、火箭引射冲压发动机通道与双模态冲压发动机通道并联布置，相互协调工作，保证了飞行器滑跑、起飞、跨超声速爬升加速到巡航阶段整个过程具有较大的剩余推力和模态转换时推力的连续性，同时消弱了溢流阻力，气动布局外形具有较高的升阻比，参照图1至图8所示，包括步骤如下：
（1）依据高超声速飞行器总体设计要求，设计出巡航状态下的双模态冲压发动机通道18，包括高超声速进气道、隔离段、燃烧室、尾喷管等部分；其中双模态冲压发动机通道的高超声速进气道采用流线追踪法与飞行器前体下表面17一体化设计，同时基于一体化的进气道压缩面/前体下表面构造整个密切锥前体乘波面1；尾喷管与飞行器后体下表面一体化设计，机体下表面3采用水平面布局方式；（2）依据火箭引射冲压发动机设计点的尺寸参数，并基于上述双模态冲压发动机通道18，在双模态冲压发动机通道背部构造火箭引射冲压发动机通道20，并且与双模态冲压发动机通道共用进气道入口2与尾喷管出口4，采用上下并联模式；
（3）将上述并联的双通道布局构造成左右双发模式，并基于二者的位置与内侧空间，构造涡轮发动机通道19，与二者左右并联；涡轮发动机通道在侧面共享进气道入口，同时在侧面共享尾喷管出口，拥有独立的通道调节板，即涡轮发动机通道与火箭引射冲压发动机通道入口调节板15及涡轮发动机通道与火箭引射冲压发动机通道出口调节板16；依据上述三个发动机通道出口位置布局、尺寸以及工作模态的调节需求，采用二维与三维组合扩张的模式设计尾喷管21；火箭引射冲压发动机通道出口10与双模态冲压发动机通道出口11并联段采用二维扩张设计，连续线性调节；涡轮发动机通道出口与二者的并联段采用三维扩张设计，独立调节；
（4）低空起飞加速阶段与低马赫数阶段，涡轮发动机通道完全打开，推力主要由涡轮发动机提供，如图2中5是打开了的涡轮发动机通道入口，图5中12是打开了的涡轮发动机通道出口；
（5）低马赫数爬升加速阶段，火箭引射冲压发动机通道完全打开，作为辅助推力，加快飞行器在短时间内飞过跨超声速爬升加速阶段，如图2中6是打开了的火箭引射冲压发动机通道入口，图5中10是打开了的火箭引射冲压发动机通道出口；
（6）模态转换爬升加速阶段，涡轮发动机随着飞行高度和速度的增加，基本不产生推力，此时将其通道关闭，如图3中8是关闭了的涡轮发动机通道入口，图6中13是关闭了的涡轮发动机通道出口，火箭引射冲压发动机通道与双模态冲压发动机通道则连续均匀过渡调节；
（7）双模态冲压发动机通道完全起动阶段，关闭火箭引射冲压发动机通道20，如图4中9是关闭了的火箭引射冲压发动机通道入口，图7中14是关闭了的火箭引射冲压发动机通道出口，此时推力完全由双模态冲压发动机产生；图2中7是打开了的双模态冲压发动机通道入口；
（8）涡轮发动机通道19在双模态冲压发动机通道18起动前需完全关闭，因此，涡轮发动机通道与火箭引射冲压发动机通道入口调节板15和涡轮发动机通道与火箭引射冲压发动机通道出口调节板16直接关闭；火箭引射冲压发动机通道20与双模态冲压发动机通道18需逐渐过度，因此，火箭引射冲压发动机通道与双模态冲压发动机通道入口调节板22和火箭引射冲压发动机通道与双模态冲压发动机通道出口调节板23均匀调节缓慢关闭。图8中箭头表示通道切换前后气流的走向变化。
本发明具体应用途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (2)

1.一种基于组合动力的高超声速飞行器气动推进一体化布局方法，其特征在于，双模态冲压发动机通道的高超声速进气道、尾喷管分别与飞行器前体、后体一体化设计，以双模态冲压发动机通道为基础，涡轮发动机通道、火箭引射冲压发动机通道与双模态冲压发动机通道并联布置，使不同飞行马赫数下三通道依各自工作条件相互协调工作，包括步骤如下：
（1）依据高超声速飞行器总体设计要求，设计出巡航状态下的双模态冲压发动机通道；其中双模态冲压发动机通道的高超声速进气道采用流线追踪法与飞行器前体下表面一体化设计，同时基于一体化的进气道压缩面/前体下表面构造整个密切锥前体乘波面；尾喷管与飞行器后体下表面一体化设计；
（2）依据火箭引射冲压发动机设计点的尺寸参数，并基于上述双模态冲压发动机通道，在双模态冲压发动机通道背部构造火箭引射冲压发动机通道，并且与双模态冲压发动机通道共用进气道入口与尾喷管出口，采用上下并联模式；
（3）将上述并联的双通道布局构造成左右双发模式，并基于二者的位置与内侧空间，构造涡轮发动机通道，与二者左右并联；涡轮发动机通道在侧面共享进气道入口，同时在侧面共享尾喷管出口，拥有独立的通道调节板；依据上述三个发动机通道出口位置布局、尺寸以及工作模态的调节需求，采用二维与三维组合扩张的模式设计尾喷管；火箭引射冲压发动机通道与双模态冲压发动机通道出口并联段采用二维扩张设计，连续线性调节；涡轮发动机通道出口与二者的并联段采用三维扩张设计，独立调节。
2.根据权利要求1所述的基于组合动力的高超声速飞行器气动推进一体化布局方法，其特征在于，上述的双模态冲压发动机通道包括：高超声速进气道、隔离段、燃烧室及尾喷管。
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