CN107013368A - 涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机控制方法，解决现有涡轮冲压组合发动机不能在较低马赫数接力等问题。本发明首先针对双燃烧室冲压发动机进行改进，燃烧室采用矩形并联布局，且针对其进气道进行改进，该进气道采用二元进气道构型，并沿流向由支板分割为亚燃流道和超燃流道，所述亚燃通道至少为一个，所述超燃流道至少为两个且均分在亚燃流道两侧，通过在各流道设计中增加内收缩段调节型面和扩张段调节型面，以控制进气道喉道面积大小，实现各燃烧室对不同压缩程度空气的需要，拓宽发动机工作马赫数范围、提高发动机性能。
Description
技术领域
本发明属于组合发动机技术领域，具体涉及涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机控制方法。
背景技术
临近空间高超声速飞行任务、空天飞行任务等对具备宽空域、宽速域工作能力的高性能新型动力提出了迫切的需求，技术成熟的火箭发动机、涡轮发动机和冲压发动机各有优势，但都无法单独完成上述任务。为适应该任务需求，目前可以以上述三种发动机技术为基础组成新的热力循环方案，从而拓宽工作范围，于是演变出涡轮冲压组合(TBCC，TurboBased Combined Cycle)、TRIJET等组合发动机方案。
上述TBCC、TRIJET组合发动机仍存在以下缺陷：TBCC受高速涡轮机技术制约，无法实现与双模态冲压发动机的很好接力。近期国内提出拟采用现役涡轮构建并联TBCC方案，拟通过引射火箭增推或喷水预冷等解决接力问题，但这样会增加系统复杂性和质量代价。TRIJET采用通过引入引射冲压发动机，实现现役涡轮发动机和双模态冲压发动机之间的推力衔接，但由于采用三通道结构，面临系统复杂、结构质量大等问题。
双燃烧室冲压发动机比双模态超燃冲压发动机工作马赫数下限更低，为Ma3.3左右，借助可调进气技术，其工作马赫数下限可进一步下拓至Ma2.5左右，因此涡轮发动机与双燃烧室冲压发动机的组合方案更有助于解决“推力鸿沟”难题，基于货架涡轮发动机的组合动力方案更为可行。然而现有双燃烧室冲压发动机为轴对称构型，采用轴对称进气道，更适用于轴对称布局，在流道及结构设计方面难以实现与涡轮通道并联布置且共用进气系统，并且现有技术采用固定几何进气道，难以适应更宽工作马赫数范围。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机控制方法，解决现有涡轮冲压组合发动机不能在较低马赫数接力等问题。
本发明的技术解决方案：
涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机控制方法，包括高速通道和低速通道，所述高速通道和低速通道并联设置，且共用进气道和尾喷管，所述高速通道包括双燃烧室冲压发动机，所述低速通道包括涡轮核心机，所述双燃烧室冲压发动机包括双燃烧室冲压进气道，亚声速燃烧室和超声速燃烧室，且所述亚声速燃烧室和超声速燃烧室采用矩形并联布局；
所述冲压进气道采用二元进气道构型，并沿流向由支板分割为亚燃流道和超燃流道，所述亚燃流道至少为一个且与亚声速燃烧室相连，所述超燃流道至少为两个且均分在亚燃流道两侧，所述超燃流道分别连接超声速燃烧室；
所述亚燃和超燃流道结构一致：由固定型面、可调型面及连接铰链构成，其中，所述固定型面包括外压缩型面、内收缩段型面、喉道型面、扩张段型面、唇口型面以及与燃烧室连接型面；所述可调型面包括内收缩段调节型面和扩张段调节型面，所述内收缩段调节型面和扩张段调节型面的一端分别固定于内收缩段起点和扩张段终点，另一端分别为活动端，所述连接铰链包括铰链a和b，所述铰链a和b分别位于内收缩段起点和扩张段终点，且所述内收缩段调节型面和扩张段调节型面可分别绕着所述铰链a和b按设计旋转角度进行旋转；
所述组合循环发动机的控制方法包括：
飞行器从地面起飞时，所述进气分流板处于同时开启低速通道和高速通道的位置，空气经进气道压缩后分别进入低速通道和高速通道，由进气分流板的位置确定分配给低速通道和高速通道的空气流量，所述涡轮核心机启动工作，高速通道保持通流状态，排气调节挡板位于尾喷管中间位置，所述冲压进气道各流道中的内收缩段调节型面和扩张段调节型面分别与内收缩段型面和扩张段型面贴合；
当飞行马赫数到达第一马赫数时，进气分流板向上移动，关闭低速通道，所述亚燃流道和超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面分别紧贴内收缩段型面和扩张段型面，亚声速燃烧室和超声速燃烧室开始点火，所述亚声速燃烧室和超声速燃烧室均为亚燃模态，当进气分流板转到关闭低速通道的位置，涡轮核心机停止工作，排气调节挡板向上转动到关闭低速通道出口，模态接力完成；
当飞行马赫数到达第二马赫数，所述亚燃流道和超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面开始进行旋转，随着飞行马赫数的增加，控制亚燃流道和超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面旋转，使得所述亚声速燃烧室和超声速燃烧室均处于亚燃模态；
当飞行马赫数到达第三马赫数，超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面停止旋转调节，随着飞行马赫数的增大，超声速燃烧室逐渐由亚燃模态向超燃模态转变；
当飞行马赫数到达第四马赫数，超声速燃烧室处于超燃模态，完成模态转变，随着飞行马赫数的增大，超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面仍停止，未旋转调节；
当飞行马赫数到达第五马赫数，超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面开始旋转调节，随着飞行马赫数的增大，使得所述超声速燃烧室始终处于超燃模态；
当飞行马赫数达到第六马赫数，所述亚燃流道和超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面均停止旋转调节，所示亚声速燃烧室始终处于亚燃模态，超声速燃烧室始终处于超燃模态；
所述第二马赫数和第六马赫数之间，控制亚燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面旋转，使得所述亚声速燃烧室始终处于亚燃模态。
进一步的，在旋转调节过程中，所述内收缩段调节型面和扩张段调节型面的活动端距离唇口型面的垂直距离始终保持相等。
进一步的，所述内收缩段调节型面和扩张段调节型面旋转后，所述内收缩段调节型面、内收缩段型面、喉道型面、扩张段型面和扩张段调节型面围成一个凹腔，在凹腔内形成涡流作为流道的气动喉道型面，该气动喉道型面对应的喉道高度定义为可调型面旋转后流道的喉道高度Hth，通过公式(1)得到：
其中，Hth为可调型面旋转后流道喉道高度，Hc为进气道流道捕获高度，q(Ma)为流量函数，Ma0和Math分别为来流马赫数和进气道流道喉道马赫数，为流量系数，σth为流道喉道总压恢复系数。
进一步的，所述旋转角度包括内收缩段调节型面的旋转角度θ7和扩张段调节型面的旋转角度θ8，由公式(2)得到；
其中，H7为内收缩段调节型面固定端与唇口型面垂直高度，H8为扩张段调节型面固定端与唇口型面垂直高度，Hth为可调型面旋转后流道喉道高度，L7为内收缩段调节型面两端点间距离，L8为扩张段调节型面两端点间距离，θ2为内收缩段型面两端点连线与喉道型面之间的角度(取锐角)，θ4为扩张段型面两端点连线与喉道型面之间的角度(取锐角)。
所述旋转角度θ7和θ8为0°时，所述内收缩段调节型面和扩张段调节型面分别与内收缩段型面和扩张段型面贴合；
所述旋转角度θ7和θ8为最大值时，所述内收缩段调节型面和扩张段调节型面完全关闭所述流道。
进一步的，所述低速通道和高速通道还共用进气道，所述进气道内设有用于控制所述涡轮核心机和所述双燃烧室冲压发动机进气气流分配的进气分流板。
进一步的，在所述高速通道和所述低速通道相交处安有铰链c，所述铰链c控制所述进气分流板在所述低速通道和高速通道之间旋转，旋转角度范围以能完全关闭高速通道或低速通道的原则来确定。
进一步的，所述低速通道和高速通道还共用尾喷管，所述喷管内设有用于控制所述涡轮发动机和所述双燃烧室冲压发动机气体排出的排气调节挡板。
进一步的，所述低速通道末端邻近气流出口的一条边所在位置安有铰链d，所述铰链d控制所述排气调节挡板在所述低速通道和高速通道之间旋转。
进一步的，所述分流板和所述排气调节挡板协调作用，在所述进气分流板关闭所述涡轮发动机的同时，所述排气调节挡板转到关闭所述低速通道一侧。
进一步的，所述涡轮核心机可为涡轮发动机或串联TBCC发动机。
进一步的，所述流道固定型面设计如下：设定双燃烧室冲压进气道工作马赫数范围为Mamin～Mamax，所述流道固定型面根据Mamax的流量系数、总压恢复等性能指标要求以及Mamin的起动性能需求设计而得，此为本领域公知的技术。
进一步的，当来流马赫数大于Mamin时，根据发动机性能需求以及流道设计的调节规律，所述铰链控制可调型面旋转调节，直至来流马赫数为Mamax。
本发明相对于现有技术的特点及优势：
本发明提供的涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机控制方法，首先对双燃烧室冲压发动机进行改进，包括燃烧室结构的改变以及燃烧室进气流道的改变，提供一种非轴对称的双燃烧室发动机以及与之配合的流道构型，进而实现了将涡轮发动机和双燃烧室冲压发动机很好的整合，利用双燃烧室冲压发动机宽速域的特点，并进一步扩宽工作马赫数范围，可在较低马赫数条件下稳定工作且具有高推力性能，实现其与涡轮发动机平稳接力。
综上：
1、提供一种非轴对称的双燃烧室冲压发动机，采用二元进气道分流道的方式，解决了双燃烧室冲压发动机非轴对称构型的进气问题，并能较好应用于并联式涡轮基组合发动机方案。
2、采用几何调节和气动调节相结合的调节措施较好的解决了双燃烧室冲压发动机宽范围工作难题，有助于拓宽发动机工作马赫数下限，同时该调节方案具有减轻调节附加质量、降低高温动密封需求等诸多优点。
3、亚声速燃烧室流道和超声速燃烧室流道独立调节，并且对进入亚声速燃烧室的气流的压缩程度大于进入超声速燃烧室的气流，有利于匹配燃烧室的各自需求，便于燃烧组织，提高发动机性能。
4、利用组合发动机已有的进气调节功能实现进气道调节，拓宽双燃烧室冲压发动机的工作马赫数范围，无需额外增加调节机构。
5、共用进、排气系统可有效减轻发动机质量，发动机平均推重比较高。
附图说明
所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供的涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机的剖面结构示意图；
图2为本发明实施例提供的涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机的双燃烧室冲压发动机结构示意图；
图3为本发明实施例中双燃烧室冲压进气道流道布局示意图；
图4为本发明实施例中双燃烧室冲压发动机流道调节方案示意图；
图5为本发明实施例中双燃烧室冲压发动机流道调节参数说明示意图；
图6为本发明实施例中进气道结构示意图；
图7为本发明实施例中尾喷管结构示意图。
图中，1、进气道；2、涡轮发动机；3、双燃烧室冲压发动机；4、尾喷管；5、双燃烧室冲压进气道；6、亚声速燃烧室；7、超声速燃烧室；6'亚声速燃烧室凹腔；7'、超声速燃烧室凹腔；8、进气分流板；9、排气调节挡板；A、超燃流道；B、亚燃流道；C、超燃流道；11、外压缩型面；12、内收缩段型面；13、喉道型面；14、扩张段型面；15、唇口型面；16、与燃烧室连接型面；17、内收缩段调节型面；18、扩张段调节型面；21、铰链a；22、铰链b；23、铰链c；24、铰链d；H7为内收缩段调节型面17固定端与唇口型面15垂直高度；H8为扩张段调节型面18固定端与唇口型面15垂直高度；Hth为所需调节到的喉道高度；Hc为进气道流道捕获高度；θ2为内收缩段型面12两端点连线与喉道型面13之间的角度(取锐角)；θ4为扩张段型面14两端点连线与喉道型面13之间的角度(取锐角)。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的具体实施例进行详细说明。在下面的描述中，出于解释而非限制性的目的，阐述了具体细节，以帮助全面地理解本发明。然而，对本领域技术人员来说显而易见的，也可以在脱离了这些具体细节的其它实施例中实践本发明。
在此需要说明的是，为了避免因不必要的细节而模糊了本发明，在附图中仅仅示出了与根据本发明的方案密切相关的设备结构和/或处理步骤，而省略了与本发明关系不大的其他细节。
实施例1
本实施例提供一种涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机。图1示出了其剖面结构，其结构包括进气道1、涡轮发动机2、双燃烧室冲压发动机3、和尾喷管4，其中，在进气道1和尾喷管4之间涡轮发动机2所在的通道构成低速通道，在进气道1和所述尾喷管4之间双燃烧室冲压发动机3所在的通道构成高速通道。
低速通道和高速通道并联在一起，这种并联关系可以是上下并联，也可以是左右并联，图1示出了一种低速通道在上、高速通道在下的并联方式。
进一步的，图2示出了双燃烧室冲压发动机的结构示意图，包括双燃烧室冲压进气道5，亚声速燃烧室6和超声速燃烧室7，且所述亚声速燃烧室6和超声速燃烧室7采用矩形并联布局，图3示出了上述双燃烧室冲压进气道5的具体结构：
所述双燃烧室冲压进气道5采用二元进气道构型，并沿流向由支板分割为亚燃流道B和超燃流道A和C，所述B流道为中间流道，其连接亚声速燃烧室，所述A、C流道分布在B流道两侧并分别连接超声速燃烧室。
进一步的，按发动机模块化布置，上述流道布局还可以是AABAA、ABABC、ABBC等多种组合形式。
优选的，所述亚声速燃烧室6的中后部设置有亚声速燃烧室凹腔6'，所述超声速燃烧室7的入口处设置有超声速燃烧室凹腔7'；
所述亚声速燃烧室凹腔6'内部形成低速回流区，用于稳定火焰，且所述亚声速燃烧室6形成的富油燃气以及供入超声速燃烧室7的燃油在超声速燃烧室凹腔7'形成的低速回流区内组织二次燃烧。
所述A、B、C任意流道设计如下，具体参见图4：
所述流道由固定型面、可调型面及连接铰链构成，其中，所述固定型面包括外压缩型面11、内收缩段型面12、喉道型面13、扩张段型面14、唇口型面15以及与燃烧室连接型面16；所述可调型面包括内收缩段调节型面17和扩张段调节型面18，所述内收缩段调节型面17和扩张段调节型面18的一端分别固定于内收缩段起点和扩张段终点，另一端分别为活动端，所述连接铰链包括铰链a21和b22，所述铰链a21和b22分别位于内收缩段起点和扩张段段终点，且所述内收缩段调节型面17和扩张段调节型面18可分别绕着所述铰链a21和b22按设计旋转角度进行旋转。
进一步的，所述流道固定型面设计如下：设定双燃烧室冲压进气道工作马赫数范围为Mamin～Mamax，所述流道固定型面根据Mamax的流量系数、总压恢复等性能指标要求以及Mamin的起动性能需求设计而得，此为本领域公知的技术。
进一步的，当来流马赫数大于Mamin时，根据发动机性能需求以及进气道设计的调节规律，所述铰链控制可调型面旋转调节，直至来流马赫数为Mamax。
通过上述工作过程，使得双燃烧室冲压发动机进气道在Mamin～Mamax范围内均能可靠高效工作，为燃烧室提供满足速度、压力等要求的压缩气流，确保发动机在Mamin～Mamax范围内均能正常工作并产生推力性能。
进一步的，在旋转调节过程中，所述内收缩段调节型面17和扩张段调节型面18的活动端距离唇口型面15的垂直距离始终保持相等。
进一步的，参见图4和5，所述内收缩段调节型面17和扩张段调节型面18旋转后，所述内收缩段调节型面17、内收缩段型面12、喉道型面13、扩张段型面14和扩张段调节型面18围成一个凹腔，在凹腔内形成涡流作为流道的气动喉道型面，以缩小进气道喉道面积，增大进气道收缩比，进而增大对来流空气的压缩，该气动喉道型面对应的喉道高度定义为可调型面旋转后流道喉道高度Hth，通过公式(1)得到：
其中，Hth为可调型面旋转后流道喉道高度，Hc为进气道流道捕获高度，q(Ma)为流量函数，Ma0和Math分别为来流马赫数和流道喉道马赫数，为流量系数，σth为流道喉道总压恢复系数。
进一步的，在低马赫数设计工况时，例如Mamin，所述内收缩段调节型面17和扩张段调节型面18分别紧贴内收缩段型面12和扩张段型面14，随着来流马赫数的增大，则需要根据来流马赫数、进气道流量系数及燃烧室所需求进气道喉道马赫数等参数，按上述公式(1)计算得到所需调节的进气道喉道高度，再按几何关系转换为内收缩段调节型面17和扩张段调节型面18所需旋转的角度，且来流马赫数越大，内收缩段调节型面17和扩张段调节型面18旋转角度越大，形成气动喉道后，进气道喉道流通面积越小，对来流压缩作用越强，为燃烧室提供满足要求的压缩空气，利于稳定燃烧及发动机性能提高。另外，必要时可通过增大内收缩段调节型面17和扩张段调节型面18的旋转角度，完全关闭流道。
上述旋转角度包括内收缩段调节型面17的旋转角度θ7和扩张段调节型面18的旋转角度θ8，由公式(2)得到；
其中，H7为内收缩段调节型面17固定端与唇口型面15垂直高度，H8为扩张段调节型面18固定端与唇口型面15垂直高度，Hth为可调型面旋转后流道喉道高度，L7为内收缩段调节型面17两端点间距离，L8为扩张段调节型面8两端点间距离，θ2为内收缩段型面12两端点连线与喉道型面13之间的角度(取锐角)，θ4为扩张段型面14两端点连线与喉道型面13之间的角度(取锐角)。
所述旋转角度θ7和θ8为0°时，所述内收缩段调节型面17和扩张段调节型面18分别与内收缩段型面12和扩张段型面14贴合；
所述旋转角度旋转角度θ7和θ8为最大值时，所述内收缩段调节型面17和扩张段调节型面18完全关闭所述流道，该状态根据特殊任务需求而定。
进一步的，低速通道和高速通道还共用进气道1，进气道1内设有用于控制涡轮发动机2和双燃烧室冲压发动机3进气气流分配的进气分流板8，共用进气道有利于减小整个发动机的质量和体积。
如图6所示，在高速通道和低速通道相交处安有铰链c23，铰链c23控制进气分流板8在所述双燃烧室冲压发动机3和涡轮发动机2之间旋转，旋转角度范围以能完全关闭高速通道或低速通道的原则来确定。进气分流板8的形状、尺寸根据高速通道或低速通道入口大小、形状确定。
进一步的，低速通道和高速通道还共用尾喷管4，喷管内4设有用于控制涡轮发动机2和双燃烧室冲压发动机3气体排出的排气调节挡板9。
如图7所示，低速通道末端邻近气流出口的一条边所在位置安有铰链d24，铰链d24控制排气调节挡板9在所述低速通道和高速通道之间旋转。
进一步的，进气分流板8和排气调节挡板9协调作用，在进气分流板8关闭所述涡轮发动机2的同时，所述排气调节挡板9转到关闭所述低速通道一侧。
进一步的，进气分流板8的初始位置处于同时开启高速通道和低速通道的状态，此时低速通道和高速通道同时开启，大量空气进入低速通道，少量空气进入高速通道，从而降低高速通道出口附近的阻力。进气分流板8并能够以铰链为旋转中心向上、向下匀速旋转，最终位置处于关闭低速通道状态。
上述涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机控制方法，包括：
飞行器从地面起飞时，所述进气分流板处于同时开启低速通道和高速通道的位置，空气经进气道压缩后分别进入低速通道和高速通道，由进气分流板的位置确定分配给低速通道和高速通道的空气流量，所述涡轮发动机启动工作，高速通道保持通流状态，降低进气道和飞行器尾部阻力，排气调节挡板位于尾喷管中间位置，所述冲压进气道各流道中的内收缩段调节型面和扩张段调节型面分别与内收缩段型面和扩张段型面贴合；
当飞行马赫数到达第一马赫数时，进气分流板向上移动，关闭低速通道，所述亚燃流道和超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面分别紧贴内收缩段型面和扩张段型面，亚声速燃烧室和超声速燃烧室开始点火，维持总推力满足飞行器需求，所述亚声速燃烧室和超声速燃烧室均为亚燃模态；当进气分流板转到关闭低速通道的位置，涡轮发动机停止工作，排气调节挡板向上转动到关闭低速通道出口，模态接力完成；
当飞行马赫数到达第二马赫数，所述亚燃流道和超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面开始进行旋转，随着飞行马赫数的增加，控制亚燃流道和超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面旋转，使得所述亚声速燃烧室和超声速燃烧室均处于亚燃模态；
当飞行马赫数到达第三马赫数，超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面停止旋转调节，随着飞行马赫数的增大，超声速燃烧室逐渐由亚燃模态向超燃模态转变；
当飞行马赫数到达第四马赫数，超声速燃烧室处于超燃模态，完成模态转变，随着飞行马赫数的增大，超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面仍停止，未旋转调节；
当飞行马赫数到达第五马赫数，超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面开始旋转调节，随着飞行马赫数的增大，使得所述超声速燃烧室始终处于超燃模态；
当飞行马赫数达到第六马赫数，此为发动机最大工作马赫数，所述亚燃流道和超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面均停止旋转调节，所示亚声速燃烧室始终处于亚燃模态，超声速燃烧室始终处于超燃模态；
所述第二马赫数和第六马赫数之间，控制亚燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面旋转，使得所述亚声速燃烧室始终处于亚燃模态。
所述使得所述亚声速燃烧室和超声速燃烧室始终处于亚燃模态是指使得所述亚燃流道和超燃流道对应的旋转后的喉道马赫数始终处于1.2～1.5范围中；
所述使得所述超声速燃烧室始终处于超燃模态是指使得所述超燃流道对应的旋转后的喉道马赫数始终处于飞行马赫数的9/20～11/20的范围中；
所述第一马赫数为Mamin；为冲压发动机开始工作马赫数，也是接力马赫数，其对应的流道的喉道马赫数为Ma-th1；
所述第二马赫数为Ma-2，其对应喉道马赫数Ma-th2，所述Ma-th2大于阈值MaΔ1，所述MaΔ1优选范围为1.2～1.5；
所述第三马赫数为Ma-3，所述第四马赫数为Ma-4，Ma-3和Ma-4且之间实现超声速燃烧室由亚燃模态向超燃模态的转变，且所述第三马赫数根据其对应的喉道马赫数Ma-th3、第四马赫数Ma-4和其对应喉道马赫数Ma-th4来确定；具体的，根据第四马赫数Ma-4和喉道马赫数Ma-th4可以由公式(1)和(2)得出旋转角度，由旋转角度和Ma-th3可以得出Ma-3；
所述第四马赫数Ma-4优选范围为5.5-6，其对应的喉道马赫数Ma-th4为9/20～11/20Ma-4；
所述第五马赫数为Ma-5，其对应喉道马赫数Ma-th5，所述Ma-th5大于阈值MaΔ2，所述MaΔ2为11/20Ma-5；
所述第六马赫数为Mamax，冲压发动机最大工作马赫数。
进一步的，上述方法中，飞行器从地面起飞时，进气分流板和排气调节挡板处于关闭高速通道位置，当飞行马赫数到达第一马赫数时，进气分流向上移动，关闭低速通道；
进一步的，任务结束，飞行器无动力下滑时，亚声速燃烧室和超声速燃烧室停止工作，当飞行马赫数下降到第一马赫数时，进气分流板及排气调节挡板向下转动，重新开启低速通道，涡轮发动机点火，为飞行器低速巡航及水平着陆提供动力；
进一步的，上述方法中，低速通道也可不完全关闭，保留合适的空气流量来驱动涡轮发电，为飞行器提供电能，以满足或部分满足飞行器用电需求。
本发明的设计原理在于：
考虑到组合发动机以双燃烧室冲压发动机与涡轮发动机并联布置，共用进排气系统，同时需与升力体或乘波体飞行器一体化设计，双燃烧室冲压发动机需采用非轴对称构型，因此针对非轴对称的双燃烧室构型，本发明分别设计相应的进气流道，并针对各流道进行设计，增加内收缩段调节型面和扩张段调节型面，并通过铰链控制其旋转，在旋转的过程中，内收缩段调节型面、内收缩段型面、喉道型面、扩张段型面和扩张段调节型面会围成一个凹腔，在凹腔内形成涡流将作为进气流道的气动喉道型面，通过合理设计内收缩段型面、扩张段型面以及喉道型面的长度，并分别使得内收缩段调节型面与内收缩段型面一致，扩张段调节型面与扩张段型面长度一致，从而使得内收缩段调节型面活动端和扩张段调节型面与活动端沿流向的距离小于涡流的特征尺度，所述特征尺度通过CFD计算获得，进而在凹腔内形成稳定的涡流；此外，根据旋转角度的大小，将得到不同的气动喉道型面，进而通过这种方式来缩小进气道喉道面积，增大进气道收缩比，即增大对来流空气的压缩，进气道喉道流通面积越小，对来流压缩作用越强，为燃烧室提供满足要求的压缩空气，利于稳定燃烧及发动机性能提高。通过上述调节，使得进气道对进入亚声速燃烧室的气流提供较大压缩，经一系列波系后以亚声速进入亚声速燃烧室组织燃烧，对进入超声速燃烧室的气流提供较小压缩，气流以超声速进入超声速燃烧室实现宽范围双模态燃烧，以此拓宽发动机工作马赫数范围、提高发动机性能。
如上针对一种实施例描述和/或示出的特征可以以相同或类似的方式在一个或更多个其它实施例中使用，和/或与其它实施例中的特征相结合或替代其它实施例中的特征使用。
应该强调，术语“包括/包含”在本文使用时指特征、整件、步骤或组件的存在，但并不排除一个或更多个其它特征、整件、步骤、组件或其组合的存在或附加。
本发明以上的组合发动机由硬件结合软件实现。本发明涉及这样的计算机可读程序，当该程序被逻辑部件所执行时，能够使该逻辑部件实现上文所述的装置或构成部件，或使该逻辑部件实现上文所述的各种方法或步骤。本发明还涉及用于存储以上程序的存储介质，如硬盘、磁盘、光盘、DVD、flash存储器等。
这些实施例的许多特征和优点根据该详细描述是清楚的，因此所附权利要求旨在覆盖这些实施例的落入其真实精神和范围内的所有这些特征和优点。此外，由于本领域的技术人员容易想到很多修改和改变，因此不是要将本发明的实施例限于所例示和描述的精确结构和操作，而是可以涵盖落入其范围内的所有合适修改和等同物。
本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。
Claims (10)
1.涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机控制方法，其特征在于，包括高速通道和低速通道，所述低速通道包括涡轮核心机，所述高速通道包括双燃烧室冲压发动机；
所述双燃烧室冲压发动机包括双燃烧室冲压进气道，亚声速燃烧室和超声速燃烧室；
所述冲压进气道采用二元进气道构型，由沿流向由支板分割为亚燃流道和超燃流道，所述超燃流道至少为两个且均分在亚燃流道两侧；
所述亚燃和超燃流道结构一致，由固定型面、可调型面及连接铰链构成，其中，所述固定型面包括外压缩型面、内收缩段型面、喉道型面、扩张段型面、唇口型面以及与燃烧室连接型面；所述可调型面包括内收缩段调节型面和扩张段调节型面，所述连接铰链包括铰链a和b，所述内收缩段调节型面和扩张段调节型面的一端分别通过铰链a和b固定于内收缩段起点和扩张段终点；
所述组合循环发动机的控制方法包括：
飞行器从地面起飞时，所述进气分流板处于同时开启低速通道和高速通道的位置，空气经进气道压缩后分别进入低速通道和高速通道，由进气分流板的位置确定分配给低速通道和高速通道的空气流量，所述涡轮核心机启动工作，高速通道保持通流状态，排气调节挡板位于尾喷管中间位置，所述冲压进气道各流道中的内收缩段调节型面和扩张段调节型面分别与内收缩段型面和扩张段型面贴合；
当飞行马赫数到达第一马赫数时，进气分流板向上移动，关闭低速通道，所述亚燃流道和超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面分别紧贴内收缩段型面和扩张段型面，亚声速燃烧室和超声速燃烧室开始点火，所述亚声速燃烧室和超声速燃烧室均为亚燃模态，当进气分流板转到关闭低速通道的位置，涡轮核心机停止工作，排气调节挡板向上转动到关闭低速通道出口，模态接力完成；
当飞行马赫数到达第二马赫数，所述亚燃流道和超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面开始进行旋转，随着飞行马赫数的增加，控制亚燃流道和超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面旋转，使得所述亚声速燃烧室和超声速燃烧室均处于亚燃模态；
当飞行马赫数到达第三马赫数，超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面停止旋转调节，随着飞行马赫数的增大，超声速燃烧室逐渐由亚燃模态向超燃模态转变；
当飞行马赫数到达第四马赫数，超声速燃烧室处于超燃模态，完成模态转变，随着飞行马赫数的增大，超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面仍停止，未旋转调节；
当飞行马赫数到达第五马赫数，超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面开始旋转调节，随着飞行马赫数的增大，使得所述超声速燃烧室始终处于超燃模态；
当飞行马赫数达到第六马赫数，所述亚燃流道和超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面均停止旋转调节，所示亚声速燃烧室始终处于亚燃模态，超声速燃烧室始终处于超燃模态；
所述第二马赫数和第六马赫数之间，控制亚燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面旋转，使得所述亚声速燃烧室始终处于亚燃模态。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述内收缩段调节型面和扩张段调节型面旋转后，所述内收缩段调节型面、内收缩段型面、喉道型面、扩张段型面和扩张段调节型面围成一个凹腔，在凹腔内形成涡流作为流道的气动喉道型面，该气动喉道型面对应的喉道高度定义为可调型面旋转后流道的喉道高度Hth，通过公式(1)得到：
其中，Hth为可调型面旋转后流道喉道高度，Hc为进气道流道捕获高度，q(Ma)为流量函数，Ma0和Math分别为来流马赫数和进气道流道喉道马赫数，为流量系数，σth为流道喉道总压恢复系数。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，在所述铰链旋转调节过程中，所述内收缩段调节型面和扩张段调节型面的活动端距离唇口型面的垂直距离始终保持相等。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述旋转角度包括内收缩段调节型面的旋转角度θ7和扩张段调节型面的旋转角度θ8，由公式(2)得到；
其中，H7为内收缩段调节型面固定端与唇口型面垂直高度，H8为扩张段调节型面固定端与唇口型面垂直高度，Hth为可调型面旋转后流道喉道高度，L7为内收缩段调节型面两端点间距离，L8为扩张段调节型面两端点间距离，θ2为内收缩段型面两端点连线与喉道型面之间的锐角角度，θ4为扩张段型面两端点连线与喉道型面之间的锐角角度。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述旋转角度θ7和θ8为0°时，所述内收缩段调节型面和扩张段调节型面分别与内收缩段型面和扩张段型面贴合；所述旋转角度θ7和θ8为最大值时，所述内收缩段调节型面和扩张段调节型面以关闭所述流道为准。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述亚燃流道为B流道，所述超燃流道分别为A、C流道，其流道布局为选自ABC、AABAA、ABABC、ABBC组合形式中的任一种，其中A流道和C流道相同。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：还包括以下技术特征中的至少一个：
所述第一马赫数为Mamin；其对应的流道的喉道马赫数为Ma-th1；
所述第二马赫数为Ma-2，其对应喉道马赫数Ma-th2，所述Ma-th2大于阈值MaΔ1，所述MaΔ1优选范围为1.2～1.5；
所述第三马赫数为Ma-3，所述第四马赫数为Ma-4，Ma-3和Ma-4且之间实现超声速燃烧室由亚燃模态向超燃模态的转变，且所述第三马赫数根据其对应的喉道马赫数Ma-th3、第四马赫数Ma-4和其对应喉道马赫数Ma-th4来确定。
所述第四马赫数Ma-4优选范围为5.5-6，其对应的喉道马赫数Ma-th4为9/20～11/20Ma-4；
所述第五马赫数为Ma-5，其对应喉道马赫数Ma-th5，所述Ma-th5大于阈值MaΔ2，所述MaΔ2为11/20Ma-5；
所述第六马赫数为Mamax，发动机最大工作马赫数。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述使得所述亚声速燃烧室和超声速燃烧室始终处于亚燃模态是指使得所述亚燃流道和超燃流道对应的旋转后的喉道马赫数始终处于1.2～1.5范围中；所述使得所述超声速燃烧室始终处于超燃模态是指使得所述超燃流道对应的旋转后的喉道马赫数始终处于飞行马赫数的9/20～11/20的范围中。
9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述低速通道也可不完全关闭。
10.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：飞行器从地面起飞时，进气分流板和排气调节挡板处于关闭高速通道位置，当飞行马赫数到达第一马赫数时，进气分流向上移动，关闭低速通道。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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