CN108561244B - 一种超燃与亚燃燃烧室共存的三动力组合发动机设计方法 - Google Patents

Abstract

一种超燃与亚燃燃烧室共存的三动力组合发动机设计方法，涉及组合发动机。根据飞行任务制定总体性能要求，基于总体性能要求设计基本流场，进而通过流线追踪得到三维内转进气道；在三维内转进气道出口，根据发动机总体性能得到超燃燃烧室进出口参数，设计超燃燃烧室；在超燃燃烧室入口前，基于Ma2～5发动机推力需求布置相应大小的引射火箭通道，其中包括中心锥、火箭发动机以及亚燃燃烧室；根据Ma0～2阶段发动机流量需求，利用流量公式计算涡轮通道入口面积，在三维内转进气道上壁面开口，布置涡轮通道；在述超燃燃烧室出口和涡轮通道出口，布置几何面积可调的共用尾喷管，并根据尾喷管不同工作状态设计分流板。

Description

一种超燃与亚燃燃烧室共存的三动力组合发动机设计方法

技术领域

本发明涉及组合发动机，尤其是涉及一种超燃与亚燃燃烧室共存的三动力组合发动机设计方法。

背景技术

高超声速飞行被誉为继螺旋桨推进飞行和喷气推进飞行之后航空史上的第三次“革命”，是21世纪航空、航天科学技术的制高点([1]王旭豪,王文发,王兆雷.高超声速飞行器的特点及其对未来作战的影响[J].飞航导弹,2011(5):26-28.)。当前，空天飞行器的学术研究前沿热点正在从超燃冲压发动机的研制转向能够实现水平起飞、自主加速到高超声速的组合动力系统的研制([2]刘大响,陈光.21世纪的航空发动机(下)[J].航空知识,2004(6):34-37)。其中涡轮基组合动力已成为组合动力的研制重点。涡轮基组合动力TBCC是以低速(Ma0～Ma2)涡轮发动机为基础，集成高速(Ma3～Ma8)冲压发动机形成的宽速域高超声速动力系统。它具有比冲高、飞行速度范围广、重复使用等优势，是全速域高超声速飞行最为理想的航空动力推进系统([3]王芳,高双林.高超声速巡航导弹理想动力系统——TBCC发动机及其关键技术[J].飞航导弹,2007(11):49-53)。

但在马赫2～3范围内，TBCC动力系统存在涡轮发动机工作马赫数“上不去”、冲压发动机工作马赫数“下不来”的问题；且在模态转换过程TBCC动力系统难以满足飞行器推力需求，陷入难以逾越的“推力鸿沟”。此外，现阶段亚燃冲压发动机工作马赫数集中在Ma3-5，超燃冲压发动机工作马赫数为Ma5-8。为实现Ma3-8速域范围内的冲压发动机工作，现阶段的主要措施是采用双模态超燃冲压发动机，其在Ma3-5状态燃烧室进口马赫数为亚声速，Ma5以上为超音速。然而目前双模态超燃冲压发动机技术成熟度较低，且离工程实践较远。

发明内容

本发明的目的在于针对涡轮-冲压、亚燃-超燃模态转换过程中存在的问题，提供引入火箭进行涡轮-冲压推力桥接、超燃与亚燃燃烧室共存的一种超燃与亚燃燃烧室共存的三动力组合发动机设计方法。

所述超燃与亚燃燃烧室共存的三动力组合发动机设有三维内转进气道、涡轮通道、冲压火箭通道和尾喷管；所述涡轮通道和冲压火箭通道共用一个三维内转进气道和尾喷管；所述冲压火箭通道设有冲压通道和引射火箭通道，所述引射火箭通道设有亚燃燃烧室，所述冲压通道和引射火箭通道出口接有一个共用的超燃燃烧室。

本发明包括以下步骤：

1)根据飞行任务制定总体性能要求，基于总体性能要求设计基本流场，进而通过流线追踪得到三维内转进气道；

2)在步骤1)所述三维内转进气道出口，根据发动机总体性能得到超燃燃烧室进出口参数，设计超燃燃烧室；

3)在步骤2)所述超燃燃烧室入口前，基于Ma2～5发动机推力需求布置相应大小的引射火箭通道，其中包括中心锥、火箭发动机以及亚燃燃烧室；

4)根据Ma0～2阶段发动机流量需求，利用流量公式计算涡轮通道入口面积，其中表示流量，ρ表示密度，A表示面积，v表示速度，在步骤1)所述三维内转进气道上壁面开口，布置涡轮通道；

5)在步骤3)所述超燃燃烧室出口和步骤4)所述涡轮通道出口，布置几何面积可调的共用尾喷管，并根据尾喷管不同工作状态设计分流板。

本发明通过形成动力混用(涡轮/冲压/火箭)，同时引射火箭冲压与超燃冲压集成的流道形式，可有效跨越推力鸿沟及降低三动力系统复杂度。该组合发动机汇集涡轮发动机高比冲、冲压发动机高马赫数和火箭发动机全速域的优点于一身，具有技术难度适中、可重复使用等优点。

本发明具有以下优点：

利用本发明生成的带双燃烧室的三动力组合发动机兼顾了宽速域飞行和高性能的特点，既解决了Ma2-3情况下推力鸿沟问题，又解决了亚燃燃烧室和超燃燃烧室难以共存的问题。本发明结构简单，工作速域宽。高马赫数状态下，三维内转进气道可保证高流量捕获来流，在增大发动机推力的同时减小外流阻力；低马赫数状态下，进气道能自动调整溢流，拓宽动力系统工作马赫数范围。依靠超燃亚燃共存的双燃烧室，以及三种动力发动机组合，可在不降低推力性能的情况下满足宽速域Ma0～Ma8的飞行要求。

附图说明

图1为本发明超燃与亚燃燃烧室共存的三动力组合发动机的整体结构示意图。

图2为本发明超燃与亚燃燃烧室共存的三动力组合发动机的超燃-亚燃通道局部放大图。

具体实施方式

如图1和图2所示，所述超燃与亚燃燃烧室共存的三动力组合发动机包括三维内转进气道1、涡轮通道2、冲压火箭组合通道3和尾尾喷管4。当飞行马赫数0～2时，涡轮发动机8点火工作，此时三维内收缩进气道1内分流板5处于最上方，即状态①，尾喷管4内分流板6处于中间，即状态①，使得气流既可以流过涡轮通道2，也可以流过冲压火箭通道3。但是冲压火箭通道3不点火并处于泄流状态；当飞行马赫数2～3时，火箭发动机14及亚燃燃烧室9点火工作，此时位于进气道1内的分流板5向下旋转，处于状态②，尾喷管4处分流板6向上旋转至状态②，使得涡轮通道2关闭。而冲压火箭通道3中冲压通道11只起泄流作用，引射火箭通道10工作，火箭14出口气流流入亚燃燃烧室9与燃油混合燃烧，之后通过尾喷管4膨胀做功产生推力。当飞行马赫数3～5时，火箭14停止工作，亚燃燃烧室9点火燃烧，喷管喉道面积调节板7向上偏，处于状态③，冲压通道11起到泄流作用。当飞行马赫数5～8时，冲压火箭通道3内引射火箭通道10停止工作，具体表现为引射火箭通道10内部中心锥13向来流方向移动至入口，即状态⑤，导致气流无法流入引射火箭通道10内部燃烧，火箭14及亚燃燃烧室9停止工作。而超燃燃烧室12此时开始点火燃烧，其中，气流在超燃燃烧室12入口为超声速，与燃油混合，在超燃燃烧室12燃烧。之后，气流通过尾喷管4膨胀做功产生推力。在不同来流马赫数状态下，通过调节尾喷管喉道面积调节板7控制尾喷管面积，进而保证推力需求。其中，亚燃状态下，调节板向上旋转，即状态③；超燃状态下，调节板向下旋转，即状态④。引射火箭通道10的存在解决了低马赫数冲压发动机不起动无法产生推力的问题，起到了推力连续的作用。而冲压通道11与超燃燃烧室12相连，保证了发动机在高马赫数下(Ma5～Ma8)，即燃烧室入口为超声速条件下，仍能正常工作产生推力。

本发明超燃与亚燃燃烧室共存的三动力组合发动机方案在保持宽速域飞行和高推力优点的同时，实现了两种模态燃烧室的共存，提高了推进系统的总体性能，并且结构简单，易于实现。

Claims (1)

1.一种超燃与亚燃燃烧室共存的三动力组合发动机设计方法，其特征在于所述超燃与亚燃燃烧室共存的三动力组合发动机设有三维内转进气道、涡轮通道、冲压火箭通道和尾喷管；所述涡轮通道和冲压火箭通道共用一个三维内转进气道和尾喷管；所述冲压火箭通道设有冲压通道和引射火箭通道，所述引射火箭通道设有亚燃燃烧室，所述冲压通道和引射火箭通道出口接有一个共用的超燃燃烧室；

所述超燃与亚燃燃烧室共存的三动力组合发动机设计方法，包括以下步骤：

1)根据飞行任务制定总体性能要求，基于总体性能要求设计基本流场，进而通过流线追踪得到三维内转进气道；

2)在步骤1)所述三维内转进气道出口，根据发动机总体性能得到超燃燃烧室进出口参数，设计超燃燃烧室；

3)在步骤2)所述超燃燃烧室入口前，基于Ma2～5发动机推力需求布置相应大小的引射火箭通道，其中包括中心锥、火箭发动机以及亚燃燃烧室；

4)根据Ma0～2阶段发动机流量需求，利用流量公式计算涡轮通道入口面积，其中表示流量，ρ表示密度，A表示面积，v表示速度，在步骤1)所述三维内转进气道上壁面开口，布置涡轮通道；

5)在步骤3)所述超燃燃烧室出口和步骤4)所述涡轮通道出口，布置几何面积可调的共用尾喷管，并根据尾喷管不同工作状态设计分流板。