CN109538377A - 共用亚燃燃烧室的三动力组合发动机设计方法 - Google Patents

Abstract

共用亚燃燃烧室的三动力组合发动机设计方法，涉及组合发动机。引入与涡轮发动机并联的火箭进行涡轮‑冲压推力桥接、共用亚燃燃烧室的串并混联的三动力组合发动机设计技术。该组合发动机通过形成动力混用，同时火箭与涡轮并联的流道形式，有效跨越推力鸿沟及降低三动力组合系统复杂度。该组合发动机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。仅需通过一个流道选择阀门，即可实现涡轮发动机与火箭发动机共用一套亚燃燃烧室和喷管，其相比于常规的三通道、三动力组合发动机，该组合发动机设计技术可减少一套亚燃燃烧室和喷管结构，具有结构简单可靠的优点。

Description

共用亚燃燃烧室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，尤其是涉及一种涡轮与火箭并联的共用亚燃燃烧室的三动力组合发动机设计方法。

背景技术

高超声速飞行被认为是继螺旋桨和喷气推进之后的第三次革命，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。目前，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、加速到高超声速的组合式动力系统的研究，而其中又以涡轮基组合式循环发动机的研制为重点。涡轮基组合式循环发动机(TBCC)是指由涡轮发动机与其他类型发动机组合而成的动力装置，是高超声速飞行器实现自加速、带动力水平着陆及重复使用的关键动力系统之一。其具有灵活的发射和着陆地点、耐久性高、单位推力大、能采用普通燃料和润滑剂，且运行成本很低和安全性很高，是未来很有前途的高超声速动力之一(花文达,徐惊雷.三维并联式TBCC发动机排气系统设计与实验[J].航空动力学报,2018,33(09):2268-2277)。

但在马赫2～3范围内，TBCC动力系统存在难以从涡轮发动机工作状态转换为冲压发动机工作状态的难题；且在模态转换过程中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，现阶段压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。为了使在Ma3～8范围内冲压发动机均能正常工作，现阶段主要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以上为超声速。然而目前该技术成熟度较低，离实现工程运用较远。

发明内容

本发明的目的在于提供一种涡轮与火箭并联的共用亚燃燃烧室的三动力组合发动机设计方法。

本发明所述共用亚燃燃烧室的三动力组合发动机设有涡轮通道、火箭通道和冲压通道，所述涡轮通道、火箭通道和冲压通道共用一个三维内转进气道和尾喷管，所述涡轮通道和火箭通道出口接有一个共用的亚燃燃烧室，冲压通道含有双模超燃燃烧室。

本发明所述共用亚燃燃烧室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，确定进气道捕获面积，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)所述超燃燃烧室进出口参数，根据发动机总体性能设计超燃尾喷管上型面及下调节板；

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，其中包括涡轮发动机、涡轮通道进口分流板，所述涡轮发动机不含加力燃烧室；

5)基于Ma2～5发动机推力需求布置相应大小的火箭通道，其中，包括火箭发动机、火箭通道进口分流板，形成火箭通道、涡轮通道与超燃通道三角型布置方案；

6)根据Ma0～5涡轮出口及火箭出口参数，设计共用亚燃燃烧室，其中，亚燃燃烧室进口面积保证其进口最大马赫数不高于0.25，亚燃燃烧室进口设计流道可切换装置，Ma0～2状态共用燃烧室实现涡轮发动机加力燃烧，Ma2～5实现冲压发动机点火燃烧功能；

7)根据Ma0～5共用亚燃燃烧室出口参数，设计鱼鳞片式喉道面积可调喷管，喉道面积调节范围应保证各马赫数状态下的流量全通过；

8)结合步骤3)所得到的超燃尾喷管及步骤7)得到的喉道面积可调喷管，设计超燃尾喷管上调节板，实现涡轮通道与冲压通道的开关。

本发明针对涡轮-冲压、亚燃-超燃模态转换中出现的问题，提出一种引入与涡轮发动机并联的火箭进行涡轮-冲压推力桥接、共用亚燃燃烧室的串并混联的三动力组合发动机设计技术。该组合发动机通过形成动力混用(涡轮/冲压/火箭)，同时火箭与涡轮并联的流道形式，有效跨越推力鸿沟及降低三动力组合系统复杂度。该组合发动机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。

与现有技术相比，本发明的突出优点如下：

利用本发明生成的涡轮与火箭并联、共用亚燃燃烧室的三动力组合发动机兼顾了宽速域和高性能的特点。考虑到涡轮发动机加力燃烧室本质为亚燃燃烧室，其工作原理与火箭发动机的亚燃燃烧室一致，因此在工作原理上存在将两者合二为一的可能。本发明提出的一种串并混联的三动力组合发动机设计技术，仅需通过一个流道选择阀门，即可实现涡轮发动机与火箭发动机共用一套亚燃燃烧室和喷管，其相比于常规的三通道、三动力组合发动机，该组合发动机设计技术可减少一套亚燃燃烧室和喷管结构，具有结构简单可靠的优点。

附图说明

图1是三动力组合发动机方案整体的通道横截面示意图。

图2是三动力组合发动机方案图1中A截面示意图。

图3是三动力组合发动机方案图1中B截面示意图。

图中的标记为：1表示组合式发动机进气道、2表示火箭通道、3表示涡轮通道、4表示超燃冲压通道、5表示尾喷管、6表示火箭发动机、7表示涡轮发动机、8和9表示进气道分流板、10表示涡轮/火箭模态切换装置、11表示可切换工作模式的共用亚燃燃烧室、12表示鱼鳞片式喉道面积可调装置、13表示超燃燃烧室、14表示超燃尾喷管下调节板，15为超燃尾喷管上调节板。①、②表示发动机不同工作状态时进气道分流板的位置，③、④表示发动机在不同工作状态时涡轮/火箭模态切换装置的位置，⑤、⑥表示发动机不同工作状态时鱼鳞片式喉道面积可调装置的位置，⑦表示亚声速燃烧状态下分流板的位置、⑧表示超声速燃烧状态下分流板的位置，⑨、⑩表示发动机不同工作状态时超燃尾喷管上调节板的位置。

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。

所述共用亚燃燃烧室的三动力组合发动机中，三维内转进气道有三个出口：一个接涡轮通道、一个接火箭通道和一个接冲压通道。当飞行马赫数0～2时，涡轮发动机点火工作，涡轮通道分流板打开，火箭通道分流板关闭，冲压通道不点火并处于泄流状态。当飞行马赫数2～3时，涡轮通道分流板关闭，火箭通道分流板打开，火箭发动机及亚燃燃烧室点火工作，冲压通道起泄流作用。当飞行马赫数3～4.5时，亚燃燃烧室停止工作，火箭发动机继续工作，冲压通道起泄流作用。当飞行马赫数4.5～6时，火箭通道分流板关闭，冲压通道超燃燃烧室点火工作。本发明引入的涡轮与火箭并联、共用亚燃燃烧室的方法不仅解决了在低马赫数工况下冲压发动机无法启动且不能产生足够推力的问题，而且冲压通道与超燃燃烧室连接保证了发动机在高马赫数工况下具有足够的推力。

以下给出具体实施例。

如图1～3所示，本发明的三维内转进气道有三个出口，一个接涡轮通道3，一个接火箭通道2，还有一个接冲压通道4。当飞行马赫数0～2时，涡轮发动机7及亚燃燃烧室11点火工作，涡轮通道分流板8打开、火箭通道分流板9关闭，冲压通道4不点火并处于泄流状态。当飞行马赫数2～3时，涡轮通道分流板8关闭、火箭通道分流板9打开，火箭发动机6及亚燃燃烧室11点火工作，冲压通道4起泄流作用。当飞行马赫数3～4.5时，亚燃燃烧室11停止工作，火箭发动机6继续工作，冲压通道4起泄流作用。当飞行马赫数4.5～6时，火箭通道分流板9关闭，冲压通道4的超燃燃烧室13点火工作。本发明引入的涡轮与火箭并联、共用亚燃燃烧室的方法不仅解决了在低马赫数工况下火箭发动机6无法启动且不能产生足够推力的问题，而且冲压通道4与超燃燃烧室13连接，保证了火箭发动机6在高马赫数工况下具有足够的推力。

当飞行马赫数0～2时，涡轮发动机7点火工作，此时三维内收缩进气道1内涡轮通道分流板8处于最上方，即状态①；火箭通道分流板9处于最下方，即状态②；涡轮/火箭模态切换装置10处于状态③，使得气流可以通过涡轮通道3和冲压通道4但不通过火箭通道2；超燃尾喷管上调节板15处于状态⑩，但冲压通道4不点火并处于泄流状态；当飞行马赫数2～3时，火箭发动机6及亚燃燃烧室11(即可切换工作模式的共用亚燃燃烧室)点火工作，此时火箭通道内的分流板9向上旋转，处于状态①；涡轮通道内的分流板8向下旋转，处于状态②；涡轮/火箭模态切换装置10旋转至状态④，使得涡轮通道3关闭，超燃尾喷管上调节板15处于状态⑩，而冲压通道4只起泄流作用，火箭通道2工作，火箭发动机6出口气流流入亚燃燃烧室11与燃油混合燃烧，之后通过喷管5膨胀做功产生推力。当飞行马赫数为3～4.5时，火箭发动机6停止工作，亚燃燃烧室11点火工作，鱼鳞片式喉道面积可调装置12调节至状态⑥，超燃尾喷管上调节板15处于状态⑩，冲压通道4起到泄流作用。当飞行马赫数为4.5～6时，火箭通道2停止工作，涡轮通道分流板8和火箭通道分流板9向下旋转至状态②，导致气流无法流入涡轮通道3和火箭通道2内部燃烧，火箭发动机6、涡轮发动机7以及亚燃燃烧室11停止工作，超燃尾喷管上调节板15处于状态⑨，而冲压通道4内的超燃燃烧室13此时开始点火燃烧，其中，气流在超燃燃烧室13入口处为超音速，与燃油混合，在超燃燃烧室13燃烧。之后，气流通过喷管5膨胀做功产生推力。在不同来流马赫数状态下，通过调节超燃尾喷管下调节板14控制尾喷管5的面积，进而保证推力需求。其中，在亚燃状态下，超燃尾喷管下调节板14向上旋转，即状态⑧；超燃状态下，超燃尾喷管下调节板14向下旋转，即状态⑦。火箭通道2的存在解决了低马赫数下冲压发动机无法启动不能产生推力的问题，起到了推力连续的作用。而冲压通道4与超燃燃烧室13相连，保证了发动机在高马赫数下(Ma4.5～6)，即燃烧室入口为超声速条件下，仍能正常工作产生推力。

本发明涡轮与火箭并联、共用亚燃燃烧室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.共用亚燃燃烧室的三动力组合发动机设计方法，其特征在于包括以下步骤：

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，确定进气道捕获面积，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)所述超燃燃烧室进出口参数，根据发动机总体性能设计超燃尾喷管上型面及下调节板；

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，其中包括涡轮发动机、涡轮通道进口分流板，所述涡轮发动机不含加力燃烧室；

5)基于Ma2～5发动机推力需求布置相应大小的火箭通道，其中，包括火箭发动机、火箭通道进口分流板，形成火箭通道、涡轮通道与超燃通道三角型布置方案；

6)根据Ma0～5涡轮出口及火箭出口参数，设计共用亚燃燃烧室，其中，亚燃燃烧室进口面积保证其进口最大马赫数不高于0.25，亚燃燃烧室进口设计流道可切换装置，Ma0～2状态共用燃烧室实现涡轮发动机加力燃烧，Ma2～5实现冲压发动机点火燃烧功能；

7)根据Ma0～5共用亚燃燃烧室出口参数，设计鱼鳞片式喉道面积可调喷管，喉道面积调节范围应保证各马赫数状态下的流量全通过；

8)结合步骤3)所得到的超燃尾喷管及步骤7)得到的喉道面积可调喷管，设计超燃尾喷管上调节板，实现涡轮通道与冲压通道的开关。