CN109236496B - 亚燃与超燃通道可切换的三动力组合发动机设计方法 - Google Patents

Abstract

亚燃与超燃通道可切换的三动力组合发动机设计方法，确定进气道捕获面积，结合进气道基本流场流线追踪得到三维内转进气道的型面；在三维内转进气道的出口，设计超燃燃烧室；基于超燃燃烧室进出口参数及Ma6推力需求，在超燃燃烧室出口设计尾喷管；在三维内转进气道的出口，设计亚燃燃烧室；在亚燃燃烧室出口设计尾喷管；布置相应大小的火箭发动机及相关部件形成引射火箭通道；利用流量公式

计算涡轮通道入口面积，在三维内转进气道基础上，布置涡轮发动机的进气道通道；在超燃与亚燃通道之间设置相应流通面积的引流通道，保证Ma2～5状态下超燃通道流量全部进入亚燃燃烧室。

Description

亚燃与超燃通道可切换的三动力组合发动机设计方法

技术领域

本发明涉及涡轮基组合循环发动机(TBCC)，尤其是涉及亚燃与超燃通道可切换的三动力组合发动机设计方法。

背景技术

高超声速飞行器被誉为是继螺旋桨和喷气式飞机之后世界航空史上的第三次“革命”(金捷,陈敏.涡轮冲压组合动力装置特点及研究进展[J].航空制造技术,2014,453(9):32-35)，以美国为首的世界上各大军事强国都十分重视高超声速飞行器技术的研究。21世纪以来，各国陆续开展了数目繁多的高超声速飞行器发展计划，其核心技术之一为吸气式高超声速推进技术。其中，涡轮基组合循环发动机(TBCC)是由涡轮发动机与其他类型发动机组合而成的动力装置，具有比冲高、飞行速域广、可常规起降、可重复使用、低速性能好等优点，是高超声速飞行器实现自主加速、带动力水平着陆及重复使用的关键动力系统之一。

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”。除此，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以上，在Ma2～5的工作马赫数下，超燃燃烧室无法高效工作。此时若对流经超燃通道的气流不加以充分燃烧利用，将会导致气流的浪费并且可能存在发动机推力不足的问题。若将燃烧室设计为双模态燃烧，则必须在考虑亚燃和超燃燃烧特性的情况下对燃烧室进行设计。然而双模态燃烧室设计难度较大、现有技术成熟度较低、离工程实践较远，并且在双模态燃烧室中，亚燃燃烧和超燃燃烧的燃烧效率都会比在纯粹的亚燃燃烧室和超燃燃烧室中更低。

发明内容

本发明旨在提供亚燃与超燃通道可切换的三动力组合发动机设计方法。

所述亚燃与超燃通道可切换的三动力组合发动机设计方法包括以下步骤：

所述亚燃与超燃通道可切换的三动力组合发动机设有涡轮发动机通道、引射火箭-亚燃冲压组合通道和超燃冲压通道，所述涡轮发动机通道、引射火箭-亚燃冲压组合通道和超燃冲压通道共用一个三维内转进气道，其中引射火箭-亚燃冲压组合通道设有引射火箭和亚燃燃烧室，超燃冲压通道与引射火箭-亚燃冲压组合通道之间设有引流通道；所述设计方法包括以下步骤：

1)根据飞行任务制定组合发动机总体性能要求，基于高超巡航马赫数Ma6的流量需求，确定进气道捕获面积，并结合进气道基本流场流线追踪得到三维内转进气道的型面；

2)在步骤1)所述三维内转进气道的出口，根据组合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)基于步骤2)所述超燃燃烧室进出口参数及Ma6推力需求，结合多边膨胀喷管基本流场，在超燃燃烧室出口设计尾喷管；

4)在步骤1)所述三维内转进气道的出口，根据发动机总体性能得到亚燃燃烧室进出口参数，设计亚燃燃烧室，其中亚燃燃烧室进口马赫数在Ma2～5状态下最大不超过0.25；

5)基于步骤4)所述亚燃燃烧室进出口参数和发动机在Ma3～5阶段的推力需求，在亚燃燃烧室出口设计尾喷管；

6)基于步骤5)所述亚燃燃烧室进出口参数和发动机在Ma2～3阶段的推力需求，布置相应大小的火箭发动机及相关部件形成引射火箭通道；

7)基于Ma0～2阶段发动机性能需求选取涡轮发动机，并根据涡轮发动机的流量需求，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表示进口速度，进而在步骤1)所述三维内转进气道基础上，布置涡轮发动机的进气道通道；

8)基于Ma2～5状态发动机推力需求，在超燃与亚燃通道之间设置相应流通面积的引流通道，保证Ma2～5状态下超燃通道流量全部进入亚燃燃烧室。

本发明针对TBCC发动机的涡轮-冲压推力鸿沟、亚燃-超燃模态转换中出现的问题，提出了一种引入引射火箭衔接涡轮-冲压推力鸿沟、并加设引流通道实现亚燃与超燃通道可切换的三动力组合发动机设计技术。该技术在保证可全速域飞行的同时，实现了亚燃-超燃两种燃烧模态的转换，提高了推进系统的总体性能，具有技术难度适中、易于实现、可重复使用等优点。本发明可以组合发动机工作马赫数为Ma0～6为例进行设计。

本发明的优点：利用本发明的设计方法得到的亚燃与超燃通道可切换的三动力组合发动机，兼顾了火箭发动机全速域和涡轮发动机高性能的特点，在不降低推力性能的前提下解决了推力鸿沟的问题。并且在Ma2～5工作状态下将流经超燃通道的气流，通过引流通道引入亚燃燃烧室，该气流在亚燃燃烧室内进行燃烧利用，提高发动机推力。在Ma5～6状态下，关闭引流通道，保证超燃通道的畅通，从而形成标准的超燃冲压发动机。采用本方法设计的组合发动机解决了亚燃燃烧室与超燃燃烧室难以共存、超燃通道气流难以充分燃烧的问题，具有总体性能突出、技术难度适中的优点。

附图说明

图1是亚燃与超燃通道可切换的三动力组合发动机整体布局示意图。

图2是涡轮通道-超燃冲压通道A-A剖面图。

图3是引射火箭亚燃冲压组合通道-超燃冲压通道B-B剖面图。

图4是引流通道局部放大图。

具体实施方式

以下实施例将结合附图对本发明作进一步的说明。

所述亚燃与超燃通道可切换的三动力组合发动机设计方法包括以下步骤：

所述亚燃与超燃通道可切换的三动力组合发动机设有涡轮发动机通道、引射火箭-亚燃冲压组合通道和超燃冲压通道，所述涡轮发动机通道、引射火箭-亚燃冲压组合通道和超燃冲压通道共用一个三维内转进气道，其中引射火箭-亚燃冲压组合通道设有引射火箭和亚燃燃烧室，超燃冲压通道与引射火箭-亚燃冲压组合通道之间设有引流通道；所述设计方法包括以下步骤：

1)根据飞行任务制定组合发动机总体性能要求，基于高超巡航马赫数Ma6的流量需求，确定进气道捕获面积，并结合进气道基本流场流线追踪得到三维内转进气道的型面；

2)在步骤1)所述三维内转进气道的出口，根据组合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)基于步骤2)所述超燃燃烧室进出口参数及Ma6推力需求，结合多边膨胀喷管基本流场，在超燃燃烧室出口设计尾喷管；

4)在步骤1)所述三维内转进气道的出口，根据发动机总体性能得到亚燃燃烧室进出口参数，设计亚燃燃烧室，其中亚燃燃烧室进口马赫数在Ma2～5状态下最大不超过0.25；

5)基于步骤4)所述亚燃燃烧室进出口参数和发动机在Ma3～5阶段的推力需求，在亚燃燃烧室出口设计尾喷管；

6)基于步骤5)所述亚燃燃烧室进出口参数和发动机在Ma2～3阶段的推力需求，布置相应大小的火箭发动机及相关部件形成引射火箭通道；

7)基于Ma0～2阶段发动机性能需求选取涡轮发动机，并根据涡轮发动机的流量需求，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表示进口速度，进而在步骤1)所述三维内转进气道基础上，布置涡轮发动机的进气道通道；

8)基于Ma2～5状态发动机推力需求，在超燃与亚燃通道之间设置相应流通面积的引流通道，保证Ma2～5状态下超燃通道流量全部进入亚燃燃烧室。

当飞行马赫数在0～2时，涡轮发动机点火工作，涡轮通道、引射火箭-亚燃冲压组合通道、超燃-亚燃引流通道的分流板分别处于位置①、位置③和位置⑤，引射火箭-亚燃冲压组合通道及超燃冲压通道不点火并处于泄流状态。当飞行马赫数在2～3时，涡轮发动机停止工作，涡轮通道的进气道分流板向下移动至位置②，涡轮发动机通道关闭。火箭及亚燃燃烧室点火工作，引流通道分流板向下移动至位置⑥，引流通道开启，超燃冲压通道关闭。当飞行马赫数在3～5时，火箭停止工作，引流通道分流板保持位置⑥，亚燃燃烧室继续燃烧。当飞行马赫数在5～6时，亚燃燃烧室熄火停止工作，引射火箭-亚燃冲压组合通道的进气道分流板移动至位置④，引射火箭-亚燃冲压组合通道关闭；引流通道分流板向上移动至位置⑤，引流通道关闭，超燃冲压通道开启，超燃燃烧室点火工作。本发明引入的引射火箭-亚燃冲压组合通道及亚燃-超燃通道流量可切换的三动力组合发动机设计方案，不仅解决了低马赫数下冲压发动机不易起动且无法产生足够推力的问题，且引射火箭-亚燃冲压组合通道与超燃冲压通道相连，保证了发动机在高马赫数下的推力。

以下给出具体实施例。

如图1～4所示，所述亚燃与超燃通道可切换的三动力组合发动机包括三维内转进气道1、涡轮发动机通道2、引射火箭-亚燃冲压组合通道3、超燃冲压通道4、引流通道5、涡轮发动机通道进气道分流板6、引射火箭-亚燃冲压组合通道进气道分流板7、引流通道分流板8、引射火箭9、亚燃燃烧室10、引射火箭-亚燃冲压组合通道尾喷管11、超燃燃烧室12、超燃冲压通道尾喷管13、涡轮通道面积可调喉道14和引射火箭-亚燃冲压组合通道面积可调喉道15。当飞行马赫数在0～2时，涡轮发动机点火工作，此时涡轮发动机通道进气道分流板、引射火箭-亚燃冲压组合通道进气道分流板7和引流通道分流板8分别处于位置①、位置③和位置⑤，引射火箭-亚燃冲压组合通道3和超燃冲压通道4不点火并处于泄流状态；当飞行马赫数在2～3时，涡轮发动机通道2停止工作，涡轮发动机通道进气道分流板6向下移动至位置②，涡轮发动机通道2关闭。引射火箭9及亚燃燃烧室10点火工作，引流通道分流板8向下移动至位置⑥，引流通道5开启，超燃冲压通道4关闭，引射火箭9出口气流流入亚燃燃烧室10与燃油混合燃烧，之后通过引射火箭-亚燃冲压组合通道尾喷管11膨胀做功产生推力。当飞行马赫数在3～5时，引射火箭9停止工作，亚燃燃烧室10继续点火燃烧。当飞行马赫数在5～6时，引射火箭-亚燃冲压组合通道进气道分流板7向下移动至位置④，引射火箭-亚燃冲压组合通道3关闭，亚燃燃烧室10停止工作。引流通道分流板8向上移动至位置⑤，引流通道5关闭。超燃冲压通道4开启，超燃燃烧室12开始点火工作，气流通过超燃冲压通道尾喷管13膨胀做功产生推力。根据发动机工作时的流量及推力要求对涡轮通道面积可调喉道14及引射火箭-亚燃冲压组合通道面积可调喉道15进行具体调节。引射火箭9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。而超燃燃烧室12的存在，保证了发动机在高马赫数下(Ma5～6)，即燃烧室入口为超声速条件下，仍能正常工作产生推力。

本发明提出的亚燃与超燃通道可切换的三动力组合发动机设计方法在保持全速域飞行和高推力优点的同时，实现了两种模态燃烧的切换，提高了推进系统的总体性能，并且结构简单，易于实现，可重复使用。

Claims (1)

1.亚燃与超燃通道可切换的三动力组合发动机设计方法，其特征在于包括以下步骤：

所述亚燃与超燃通道可切换的三动力组合发动机设有涡轮发动机通道、引射火箭-亚燃冲压组合通道和超燃冲压通道，所述涡轮发动机通道、引射火箭-亚燃冲压组合通道和超燃冲压通道共用一个三维内转进气道，其中引射火箭-亚燃冲压组合通道设有引射火箭和亚燃燃烧室，超燃冲压通道与引射火箭-亚燃冲压组合通道之间设有引流通道；所述设计方法包括以下步骤：

1)根据飞行任务制定组合发动机总体性能要求，基于高超巡航马赫数Ma6的流量需求，确定进气道捕获面积，并结合进气道基本流场流线追踪得到三维内转进气道的型面；

2)在步骤1)所述三维内转进气道的出口，根据组合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)基于步骤2)所述超燃燃烧室进出口参数及Ma6推力需求，结合多边膨胀喷管基本流场，在超燃燃烧室出口设计尾喷管；

4)在步骤1)所述三维内转进气道的出口，根据发动机总体性能得到亚燃燃烧室进出口参数，设计亚燃燃烧室，其中亚燃燃烧室进口马赫数在Ma2～5状态下最大不超过0.25；

5)基于步骤4)所述亚燃燃烧室进出口参数和发动机在Ma3～5阶段的推力需求，在亚燃燃烧室出口设计尾喷管；

6)基于步骤5)所述亚燃燃烧室进出口参数和发动机在Ma2～3阶段的推力需求，布置相应大小的火箭发动机及相关部件形成引射火箭通道；

7)基于Ma0～2阶段发动机性能需求选取涡轮发动机，并根据涡轮发动机的流量需求，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表示进口速度，进而在步骤1)所述三维内转进气道基础上，布置涡轮发动机的进气道通道；

8)基于Ma2～5状态发动机推力需求，在超燃与亚燃通道之间设置相应流通面积的引流通道，保证Ma2～5状态下超燃通道流量全部进入亚燃燃烧室。

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