CN105157947B - 一种串联式组合动力进气道模态转换试验方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种串联式组合动力进气道模态转换过程试验方法，首先在一次风洞试验中固定冲压发动机通道堵塞比，改变涡轮发动机通道堵塞比，根据试验数据点，拟合曲线求出预期匹配马赫数下涡轮发动机通道堵塞比，然后改变冲压发动机通道堵塞比，重复上述过程得到多组匹配马赫数下涡轮/冲压发动机通道堵塞比组合，最后根据获得的涡轮/冲压发动机通道组合堵塞比变化规律，进行进气道模态转换试验可获得预期的进气道出口马赫数变化规律；本方法获得的涡轮/冲压发动机通道的堵锥位置匹配关系，可确保串联式TBCC进气道模态转换过程进气道出口马赫数为预期常数或是按预期设定规律变化，进而模拟了模态转换过程中涡轮/冲压发动机的工作状态。
Description
技术领域
本发明属于组合动力研究领域，特别是一种串联式组合动力进气道模态转换试验方法。
背景技术
吸气式高超声速（飞行马赫数大于5）飞行器是未来军、民用航空器的战略发展方向，被喻为是继螺旋桨、喷气推进飞行器之后世界航空史上的第三次革命。对于飞行包线范围非常宽（高度0～40km或更高、飞行马赫数从亚声、跨声、超声速扩展到高超声速）的高超声速飞行器来说，还没有一种吸气式发动机能独立完成推进任务。因此国外提出了利用两种以上的发动机组合起来作为高超声速推进动力的构想，目前常见的组合动力推进系统主要有火箭基组合循环（RBCC）和涡轮基组合循环（TBCC），其中涡轮基组合循环推进系统具有可重复使用（大于1000次任务，每年可飞行100次）、成本低、安全性高、用途多样、有灵活的发射和着陆地点、耐久性高、单位推力大，采用普通的燃料和润滑剂等特点，是高超声速动力推进系统重要的选择之一。
TBCC推进系统的按照布局方式可以分为串联式和并联式。其中串联形式采用涡轮发动机在前，冲压发动机在后的布局，具有发动机基线小，重量轻等优点。组合循环发动机工作过程中必然要经历由涡轮发动机工作状态向冲压发动机工作状态（或冲压发动机工作状态向涡轮发动机工作状态）转换的模态转换过程。在发动机模态转换过程中，进气道需要同时向涡轮发动机通道和冲压发动机通道提供所需气流，配合发动机完成动力模式的转换，且在此模态转换过程中需要满足组合发动机的流量和推力保持平稳过渡等要求，是TBCC发动机研制成败的关键技术之一。目前，关于串联式TBCC进气道模态转换过程试验方法尚未见报道。
发明内容
针对上述问题，本发明提供一种串联式组合动力进气道模态转换试验方法，以确定涡轮/冲压发动机通道的堵锥位置匹配关系，可实现模态转换过程中进气道出口马赫数按照预先设定的规律变化，本发明是这样实现的：
一种串联式组合动力进气道模态转换试验方法，其特征在于，具体步骤如下：
（1）在串联式组合动力进气道模态转换风洞试验中，固定冲压发动机通道堵锥或涡轮发动机通道堵锥，并在一次风洞试验中保持冲压发动机通道或涡轮发动机通道堵塞比值恒定；
（2）移动涡轮发动机通道堵锥或冲压发动机通道堵锥，使涡轮发动机通道或冲压发动机通道堵塞比由小增大，同时至少测定六组不同涡轮发动机通道或冲压发动机通道堵塞比对应的进气道出口马赫数，获得相应的数据点；
（3）对数据点进行拟合，获得在该冲压发动机通道或涡轮发动机通道堵塞比条件下，进气道出口马赫数随涡轮发动机通道或冲压发动机通道堵塞比变化的拟合曲线公式；
（4）利用拟合曲线公式，按预期的进气道出口马赫数，获得在该冲压发动机通道或涡轮发动机通道堵塞比条件下，涡轮/冲压发动机通道堵塞比匹配值；
（5）改变步骤（1）中冲压发动机通道或涡轮发动机通道堵塞比值，重复步骤（2）～（4）；
（6）重复上述步骤，获得至少四组涡轮/冲压发动机通道堵塞比匹配值；
（7）根据获得的涡轮/冲压发动机通道堵塞比匹配值，进行模态转换试验，即获得预期的进气道出口马赫数变化规律。
进一步，本发明中，在步骤（1）中固定冲压发动机通道堵锥，在一次风洞试验中保持冲压发动机通道堵塞比值恒定。
进一步，本发明中，冲压发动机通道堵塞比值范围是60%-100%。
本发明的原理为：在串联TBCC进气道模态转换试验装置中设有两套节流装置，分别对涡轮/冲压发动机通道进行节流，其中对涡轮发动机通道实施节流的装置为涡轮发动机通道堵锥，对冲压发动机通道实施节流的装置为冲压发动机通道堵锥。在组合发动机模态转换风洞试验过程中，两个流道的堵锥将同时进行移动以模拟涡轮/冲压发动机工作状态（一个流道堵锥前移，增大通道堵塞比以模拟发动机由工作状态逐渐转向关闭状态；另一个堵锥由关闭逐渐后退，减小通道堵塞比以模拟发动机由关闭逐渐转向开启状态），从而达到模拟模态转换过程中组合发动机工作状态的目的。
可见，涡轮/冲压发动机通道两个堵锥位置的匹配关系及确定方法是决定模态转换试验成败的关键因素。本发明正是提供了组合发动机模态转换过程中，模拟发动机工作状态的涡轮/冲压发动机流道堵锥位置匹配关系的方法。采用该方法获得的涡轮/冲压发动机通道的堵锥位置匹配关系，可确保串联式TBCC进气道模态转换过程进气道出口马赫数按预期设定的规律变化，进而模拟了相应的组合发动机工作状态。
附图说明
图1为串联式TBCC进气道模型图；
图中，1、进气道出口截面；2、冲压发动机通道；3、涡轮发动机通道；4、涡轮发动机通道堵锥；5、冲压发动机通道堵锥；
图2是冲压通道堵塞比为60%条件下，进气道出口马赫数随涡轮通道堵塞比变化规律示意图；
图3是冲压通道堵塞比为70%条件下，进气道出口马赫数随涡轮通道堵塞比变化规律示意图；
图4是冲压通道堵塞比为80%条件下，进气道出口马赫数随涡轮通道堵塞比变化规律示意图；
图5是冲压通道堵塞比为90%条件下，进气道出口马赫数随涡轮通道堵塞比变化规律示意图；
图6是冲压通道堵塞比为100%条件下，进气道出口马赫数随涡轮通道堵塞比变化规律示意图；
图7是模态转换过程中进气道出口马赫数保持不变时涡轮/冲压通道堵塞比变化规律示意图；
图8是模态转换过程进气道出口及冲压通道静压比变化规律示意图；
图9是模态转换过程进气道出口马赫数变化规律示意图；
图10是模态转换过程涡轮/冲压通道堵塞比变化规律示意图。
具体实施方式
为方便理解本发明，以下结合具体实施例和附图对本发明做以进一步说明，应当说明的是，实施方式仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。
实施例1
本实施例所使用的串联式组合动力进气道为公开号为“CN104614183A”所公开的串联式组合动力进气道。
实验原理：串联式TBCC进气道如图1所示，进气流经过1截面后分成内外两股气流，外环气流所经过的通道为冲压发动机通道2，中间圆形通道为涡轮发动机通道3。气流流经涡轮/冲压发动机通道（2,3）后，通过对涡轮/冲压发动机通道堵锥（4,5）实施节流。假定组合发动机模态转换过程涡轮发动机逐渐从最大工作状态进入慢车状态，冲压发动机逐渐从不点火工作状态逐渐进入点火工作状态，在进行进气道部件试验时，要实现发动机状态改变的模拟可采用改变涡轮/冲压发动机通道出口堵塞比的方式来完成。在进行模态转换之前需先确定模态转换过程中涡轮/冲压发动机通道堵塞比的变化规律。通过确定多组涡轮/冲压发动机通道堵锥比的匹配值即可确定涡轮/冲压发动机通道堵塞比的变化规律。
具体步骤如下：
(1)、在串联式组合动力进气道模态转换试验中，固定冲压发动机通道堵锥4位置，并在试验中保持冲压发动机通道堵塞比恒定为60%；
(2)、在一次风洞试验中，不断向前移动涡轮发动机通道堵锥5，使涡轮发动机通道堵塞比由小逐渐增大。同时，测定六组不同涡轮发动机通道堵塞比对应的进气道出口马赫数（Ma），获得相应的6个间断的风洞试验数据点；
（3）、对数据点进行线性拟合，如图2所示，获得在该冲压发动机通道堵塞比为60%的条件下，进气道出口马赫数随涡轮发动机通道堵塞比变化的拟合曲线公式：y=-0.1829x+0.3341；
（4）、利用该拟合曲线公式，获得给定匹配马赫数（本实施例中给定匹配马赫数Ma为0.22）条件下涡轮发动机通道堵塞比，本实施例获得的堵塞比为62.4%，进而获得涡轮/冲压发动机通道堵塞比匹配值：（62.4%，60%）；
(5)移动步骤（1）中固定的冲压发动机通道堵锥4位置，改变冲压发动机通道堵塞比，重复上述试验步骤（2）-（4），获得冲压发动机通道堵塞比分别为70%、80%、90%和100%条件下，进气道出口马赫数随涡轮发动机通道堵塞比变化的拟合曲线公式，依次如图3～6所示，其中：
当冲压发动机通道堵塞比为70%时，进气道出口马赫数随涡轮发动机通道堵塞比变化的拟合曲线公式为：y=-0.1675x+0.2798；涡轮/冲压发动机通道堵塞比匹配值（35.7%，70%）；
当冲压发动机通道堵塞比为80%时，进气道出口马赫数随涡轮发动机通道堵塞比变化的拟合曲线公式为：y=-0.3131x+0.3148；涡轮/冲压发动机通道堵塞比匹配值（30.3%，80%）；
当冲压发动机通道堵塞比为90%时，进气道出口马赫数随涡轮发动机通道堵塞比变化的拟合曲线公式为：y=-0.5366x+0.3275；涡轮/冲压发动机通道堵塞比匹配值（20.0%，90%）；
当冲压发动机通道堵塞比为100%时，进气道出口马赫数随涡轮发动机通道堵塞比变化的拟合曲线公式为：y=-0.3125x+0.2714；涡轮/冲压发动机通道堵塞比匹配值（16.4%，100%）；
采用上述获得的五组涡轮/冲压通道堵塞比匹配值进行模态转换风洞试验，即每次移动涡轮/冲压发动机通道堵锥，使得涡轮/冲压发动机通道的堵塞比达到上述匹配值时，堵锥停止移动并开始采集数据。完成数据采集后，继续移动至下一组匹配值位置并采集数据，直到五组堵塞比的试验数据全部采集完为止。
风洞试验结果如图7～9所示，其中图7是模态转换过程为进气道出口马赫数基本保持不变时（Ma=0.22）涡轮/冲压通道堵塞比变化规律；图8是进气道出口Ma=0.22时模态转换过程进气道出口（Inletout）及冲压发动机通道(Ramjet)静压比变化规律；图9是模态转换过程进气道出口马赫数变化规律；表明模态转换过程中进气道出口及冲压发动机通道静压比基本保持不变，进气道出口马赫数也基本保持在0.22附近，与预期结果一致。说明本模态转换风洞试验方法有效，可用于串联式TBCC进气道模态转换过程风洞试验研究。
根据图2～6的试验结果，拟合出模态转换过程进气道出口马赫数从Ma= 0.2线性减小至Ma =0.16时，涡轮/冲压发动机通道堵锥堵塞比的变化规律如图10所示，图中圆点为图2～6试验数据拟合曲线上的点，实线为二次拟合曲线：y=0.6354x2-1.2526x+1.2716，R2=0.9744；从图10可知，二次拟合曲线结果与数据点吻合较好，说明若要实现模态转换过程进气道出口马赫数线性变化，涡轮/冲压发动机通道堵锥堵塞比的变化规律呈二次曲线关系。
上述实施例仅为本发明的一个特例，证明了若给定一个模态转换过程进气道出口马赫数变化规律，可以通过该方法获得模态转换过程中涡轮/冲压发动机通道堵塞比变化规律。在实际操作过程中，也可以在步骤（1）中固定涡轮发动机通道堵锥，在一次试验中保持涡轮发动机通道堵塞比值恒定，在步骤（2）中移动冲压发动机通道堵锥，获得冲压发动机通道堵塞比对应的进气道出口马赫数，进而获得预期的进气道出口马赫数变化规律。
以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制，尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，可以对本发明的技术方案进行修改，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。
Claims (3)
1.一种串联式组合动力进气道模态转换试验方法，其特征在于，具体步骤如下：
（1）在串联式组合动力进气道模态转换风洞试验中，固定冲压发动机通道堵锥或涡轮发动机通道堵锥，并在一次试验中保持冲压发动机通道或涡轮发动机通道堵塞比值恒定；
（2）移动涡轮发动机通道堵锥或冲压发动机通道堵锥，使涡轮发动机通道或冲压发动机通道堵塞比由小增大，同时至少测定六组不同涡轮发动机通道或冲压发动机通道堵塞比对应的进气道出口马赫数，获得相应的数据点；
（3）对数据点进行拟合，获得在该冲压发动机通道或涡轮发动机通道堵塞比条件下，进气道出口马赫数随涡轮发动机通道或冲压发动机通道堵塞比变化的拟合曲线公式；
（4）利用拟合曲线公式，按预期的进气道出口马赫数，获得在该冲压发动机通道或涡轮发动机通道堵塞比条件下，涡轮或冲压发动机通道堵塞比匹配值；
（5）改变步骤（1）中冲压发动机通道或涡轮发动机通道堵塞比值，重复步骤（2）～（4）；
（6）重复上述步骤，获得至少四组涡轮或冲压发动机通道堵塞比匹配值；
（7）根据涡轮或冲压发动机通道堵塞比匹配值，进行模态转换试验，即获得预期的进气道出口马赫数变化规律。
2.根据权利要求1所述的串联式组合动力进气道模态转换试验方法，其特征在于，步骤（1）中固定冲压发动机通道堵锥，在一次试验中保持冲压发动机通道堵塞比值恒定。
3.根据权利要求2所述的串联式组合动力进气道模态转换试验方法，其特征在于，冲压发动机通道堵塞比值范围是60%-100%。
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