CN112577070A - 一种低阻高效的超燃冲压发动机推力室一体化设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开的一种低阻高效的超燃冲压发动机推力室一体化设计方法，该设计方法得到的推力室包括燃烧室壁面、凹腔前缘壁面、凹腔底壁面、第一压缩段壁面、第二压缩段壁面、第一扩张段壁面与第二扩张段壁面；第一压缩段壁面的型线与第二扩张段壁面的型线均为样条曲线，第二压缩段壁面的型线与第一扩张段壁面的型线为半径相等的圆弧线；凹腔底壁面、第一压缩段壁面、第二压缩段壁面之间、第一扩张段壁面之间、第二扩张段壁面之间均平滑相连。该推力室中发动机燃烧室和喷管连续过渡，一体化设计，实现燃烧室和喷管入口参数的深度匹配，有效提升喷管推力性能；有效优化推力室部件的推力分布，消除激波，降低内部流动损失，提高发动机性能。

Description

一种低阻高效的超燃冲压发动机推力室一体化设计方法
技术领域
本发明涉及发动机技术领域，具体是一种低阻高效的超燃冲压发动机推力室一体化设计方法。
背景技术
高超声速飞行器是实现高速突防、2小时全球到达、廉价进入空间的战略性高技术，其发展将改变未来战争形态，是21世纪航空航天技术新的制高点，世界各大国正竞相发展相关技术并对我国国家安全构成新的威胁。超燃冲压发动机作为高超声速吸气式飞行的最佳备选动力装置，已成为各航空航天大国研究的热点。作为超燃冲压发动机的核心部件，超声速燃烧室的性能直接决定着整个发动机研制的成败。由于来流速度高、驻留时间短，超燃冲压发动机通常采用凹腔结构来进行火焰稳定，组织燃烧。燃烧室中的燃烧产生的高温燃气经喷管完成膨胀加速，形成推力。
在目前的超燃冲压发动机设计中，燃烧室与喷管各自单独分段设计，存在流动参数不匹配问题，不利于发动机燃烧效率和推力效率的提升；置于超声速气流中的凹腔是发动机内阻和导致推力损失的重要部件，凹腔内的高压燃烧区直接在后缘壁面上形成与推进方向相反的作用力，后缘壁面上形成的负推力是燃烧室阻力的主要来源。
发明内容
针对上述现有技术中的不足，本发明提供一种低阻高效的超燃冲压发动机推力室一体化设计方法，通过一体化设计，使得发动机燃烧室与喷管连续过渡，实现燃烧室和喷管入口参数的深度匹配，有效提升喷管推力性能。
为实现上述目的，本发明提供一种低阻高效的超燃冲压发动机推力室，包括沿发动机来流方向依次相连的燃烧室壁面、凹腔前缘壁面、凹腔底壁面、第一压缩段壁面、第二压缩段壁面、第一扩张段壁面与第二扩张段壁面；
所述第一压缩段壁面的型线与第二扩张段壁面的型线均为样条曲线，所述第二压缩段壁面的型线与第一扩张段壁面的型线为半径相等的圆弧线；
所述凹腔底壁面与第一压缩段壁面之间、第一压缩段壁面与第二压缩段壁面之间、第二压缩段壁面与第一扩张段壁面之间、第一扩张段壁面与第二扩张段壁面之间均为平滑相连。
作为上述技术方案的进一步改进，所述第一压缩段壁面的型线为二阶连续可导的样条曲线，所述第一压缩段壁面的型线一端的一阶导数、二阶导数与凹腔底壁面对应端的一阶导数、二阶导数相等，所述第一压缩段壁面的型线另一端的一阶导数、二阶导数与第二压缩段壁面对应端的一阶导数、二阶导数相等。
作为上述技术方案的进一步改进，所述凹腔前缘壁面的型线与凹腔底壁面的型线均为直线，所述凹腔底壁面的型线与燃烧室壁面的型线平行，所述凹腔前缘壁面的型线与凹腔底壁面的型线、燃烧室壁面的型线均垂直相连。
为实现上述目的，本发明还提供一种上述低阻高效的超燃冲压发动机推力室一体化设计方法，包括如下步骤：
步骤1，给定凹腔前缘壁面的深度与凹腔的轴向总长，其中，凹腔的轴向总长为凹腔底壁面、第一压缩段壁面与第二压缩段壁面的轴向长度和；
步骤2，基于发动机来流方向的空气参数、燃烧室的入口尺寸、凹腔前缘壁面的深度与凹腔的轴向总长进行数值仿真，并基于数值仿真结果得到凹腔中回流区的长度，即得到凹腔底壁面的轴向长度，并基于凹腔的轴向总长与凹腔底壁面的轴向长度得到第一压缩段壁面与第二压缩段壁面的轴向长度和；
步骤3，基于发动机来流方向的空气参数得到推力室的喉部高度，其中，喉部为第二压缩段壁面与第一扩张段壁面之间的连接处；
步骤4，选取二阶连续可导的样条曲线为第一压缩段壁面的型线、选取圆弧线为第二压缩壁面的型线，并基于喉部高度得到第二压缩壁面的型线半径，结合第二压缩壁面的偏转角得到第一压缩段壁面、第二压缩段壁面的轴向长度，以及第一压缩段壁面的型线的曲线构型；
步骤5，基于发动机设计的结构约束得到推力室的轴向总长，并基于推力室的轴向总长、第一压缩段壁面的轴向长度、第二压缩段壁面的轴向长度得到扩张段的轴向总长，其中，推力室的轴向总长为第一压缩段壁面、第二压缩段壁面、第一扩张段壁面与第二扩张段壁面的轴向长度和，扩张段的轴向总长为第一扩张段壁面与第二扩张段壁面轴向长度和，第一扩张段壁面的型线为圆弧线且其半径与第二压缩壁面的型线半径相等，第一扩张段壁面的轴向长度与第二压缩段壁面的轴向长度相等；
步骤6，基于喉部流动参数、扩张段的轴向总长、喉部高度与推力室出口尺寸约束得到第二扩张段壁面的轴向长度与型线构型。
作为上述技术方案的进一步改进，步骤3中，所述基于发动机来流方向的空气参数得到推力室的喉部高度，具体为：
Figure BDA0002818695800000031
式中，h8为推力室的喉部高度；
Figure BDA0002818695800000032
为发动机流量、T0为燃烧室总温度、P0为燃烧室压力、M为推力室喉部设计马赫数、R为气体常数、γ为比热比。
作为上述技术方案的进一步改进，步骤4中，结合第二压缩壁面的偏转角得到第一压缩段壁面、第二压缩段壁面的轴向长度，以及第一压缩段壁面的型线的曲线构型，具体为：
在已知第二压缩壁面的型线为圆弧线，且该圆弧线的半径为R5、偏转角为θ，同时该圆弧线的末端位置为推力室的喉部，由于步骤3中已经得到喉部高度，即得到第二压缩壁面的型线一个端点的坐标；
结合半径R5、偏转角θ，能得到第二压缩壁面的型线的所有坐标，由于第二压缩壁面的型线与第一压缩壁面的型线相交，进而能得到第一压缩段壁面的型线上一个端点的坐标位置；
同时在步骤1与步骤2中已经得到凹腔前缘壁面的深度以及凹腔底壁面的轴向长度，因此可以得到凹腔底壁面的型线的所有坐标，由于凹腔底壁面的型线与第一压缩壁面的型线相交，因此到第一压缩段壁面的型线上另一个端点的坐标位置；
在已知第一压缩段壁面的型线两端点坐标、以及该型线为二阶连续可导的样条曲线的前提下，可以确定第一压缩段壁面的型线上所有点的坐标；即能得到得到第一压缩段壁面、第二压缩段壁面的轴向长度l5、l6，以及第一压缩段壁面的型线的曲线构型。
为实现上述目的，本发明还提供一种超燃冲压发动机，具有上述的低阻高效的超燃冲压发动机推力室。
本发明提供的一种低阻高效的超燃冲压发动机推力室一体化设计方法，具有如下有益效果：
1.发动机燃烧室和喷管连续过渡，一体化设计，实现燃烧室和喷管入口参数的深度匹配，有效提升喷管推力性能；
2.有效优化推力室部件的推力分布，消除激波，降低内部流动损失，提高发动机性能。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，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示出的结构获得其他的附图。
图1为现有技术中推力室的结构示意图；
图2为本发明实施例中低阻高效的超燃冲压发动机推力室的结构示意图；
图3为本发明实施例中低阻高效的超燃冲压发动机推力室一体化设计方法的流程示意图；
图4为本发明实施例中低阻高效的超燃冲压发动机推力室一体化设计方法的过程中的尺寸示意图。
附图标号说明：燃烧室壁面1、凹腔前缘壁面2、凹腔底壁面3、第一压缩段壁面4、第二压缩段壁面5、第一扩张段壁面6、第二扩张段壁面7。
本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。
如图2所示为本实施例公开的一种低阻高效的超燃冲压发动机推力室，包括沿发动机来流方向依次相连的燃烧室壁面1、凹腔前缘壁面2、凹腔底壁面3、第一压缩段壁面4、第二压缩段壁面5、第一扩张段壁面6与第二扩张段壁面7；第一压缩段壁面4的型线与第二扩张段壁面7的型线均为样条曲线，第二压缩段壁面5的型线与第一扩张段壁面6的型线为半径相等的圆弧线；凹腔底壁面3与第一压缩段壁面4之间、第一压缩段壁面4与第二压缩段壁面5之间、第二压缩段壁面5与第一扩张段壁面6之间、第一扩张段壁面6与第二扩张段壁面7之间均为平滑相连。
其中进一步优选地，第一压缩段壁面4的型线为二阶连续可导的样条曲线，第一压缩段壁面4的型线一端的一阶导数、二阶导数与凹腔底壁面3对应端的一阶导数、二阶导数相等，第一压缩段壁面4的型线另一端的一阶导数、二阶导数与第二压缩段壁面5对应端的一阶导数、二阶导数相等。
需要注意的是，本实施例中的凹腔前缘壁面2的型线与凹腔底壁面3的型线均为直线，凹腔底壁面3的型线与燃烧室壁面1的型线平行，凹腔前缘壁面2的型线与凹腔底壁面3的型线、燃烧室壁面1的型线均垂直相连。
基于上述低阻高效的超燃冲压发动机推力室的结构，本实施例还公开了一种低阻高效的超燃冲压发动机推力室一体化设计方法，参考图3-4，该设计方法具体包括如下步骤：
步骤1，给定凹腔前缘壁面的深度与凹腔的轴向总长L1；其中，凹腔的轴向总长为凹腔底壁面的轴向长度l3、第一压缩段壁面轴向长度l4与第二压缩段壁面的轴向长度l5的长度和，即L1＝l3+l4+l5；
步骤2，基于发动机来流方向的空气参数、燃烧室的入口尺寸、凹腔前缘壁面的深度与凹腔的轴向总长进行数值仿真，并基于数值仿真结果得到凹腔中回流区的长度，即得到凹腔底壁面的轴向长度l3的取值，结合步骤1同时也能得到第一压缩段壁面与第二压缩段壁面的轴向长度的轴线长度和l4+l5的取值；
步骤3，基于发动机来流方向的空气参数得到推力室的喉部高度，其中，喉部为第二压缩段壁面与第一扩张段壁面之间的连接处，具体为：
Figure BDA0002818695800000061
式中，h8为推力室的喉部高度；
Figure BDA0002818695800000062
为发动机流量、T0为燃烧室总温度、P0为燃烧室压力、M为推力室喉部设计马赫数、R为气体常数、γ为比热比；
步骤4，选取二阶连续可导的样条曲线为第一压缩段壁面的型线、选取圆弧线为第二压缩壁面的型线，并基于喉部高度得到第二压缩壁面的型线半径R5，通过给定的第二压缩壁面的偏转角θ；
在已知第二压缩壁面的型线为圆弧线，且该圆弧线的半径为R5、偏转角为θ，同时该圆弧线的末端位置为推力室的喉部，由于步骤3中已经得到喉部高度，即得到第二压缩壁面的型线一个端点的坐标，结合半径R5、偏转角θ，能得到第二压缩壁面的型线的所有坐标，由于第二压缩壁面的型线与第一压缩壁面的型线相交，进而能得到第一压缩段壁面的型线上一个端点的坐标位置；同时在步骤1与步骤2中已经得到凹腔前缘壁面的深度以及凹腔底壁面的轴向长度，因此可以得到凹腔底壁面的型线的所有坐标，由于凹腔底壁面的型线与第一压缩壁面的型线相交，因此到第一压缩段壁面的型线上另一个端点的坐标位置。在已知第一压缩段壁面的型线两端点坐标、以及该型线为二阶连续可导的样条曲线，即能确定第一压缩段壁面的型线上所有点的坐标；即能得到得到第一压缩段壁面、第二压缩段壁面的轴向长度l5、l6，以及第一压缩段壁面的型线的曲线构型。
步骤5，基于发动机设计的结构约束得到推力室的轴向总长，并基于推力室的轴向总长、第一压缩段壁面的轴向长度、第二压缩段壁面的轴向长度得到扩张段的轴向总长，其中，推力室的轴向总长L2为第一压缩段壁面的轴向长度l4、第二压缩段壁面的轴向长度l5、第一扩张段壁面的轴向长度l6与第二扩张段壁面的轴向长度l7的长度和，即L2＝l4+l5+l6+l7；扩张段的轴向总长为第一扩张段壁面的轴向长度l6与第二扩张段壁面的轴向长度l7的长度和，第一扩张段壁面的型线为圆弧线且其半径R6与第二压缩壁面的型线半径相等，第一扩张段壁面的轴向长度与第二压缩段壁面的轴向长度相等,即R5＝R6，l5＝l6；
步骤6，基于喉部流动参数、扩张段的轴向总长L3＝l6+l7、喉部高度h8与推力室出口尺寸约束h7得到第二扩张段壁面的轴向长度与型线构型。其中，喉部流动参数包括喉部温度与喉部压力，具体为：
Figure BDA0002818695800000071
Figure BDA0002818695800000072
式中，T为喉部温度，p为喉部压力。
本实施例中采用最大推力喷管设计的Rao方法得到第二扩张段壁面的轴向长度与型线构型，完成扩张段型线的匹配设计。其具体过程可以参考文献“Maurice J.Zurow,JoeD.Hoffman,Gas Dynamics Volume II,1977,John Wiley&Sons,p164-169”，因此本实施例中不再赘述。
基于上述低阻高效的超燃冲压发动机推力室一体化设计方法，即能得到本实施例中的低阻高效的超燃冲压发动机推力室，该推力室中发动机燃烧室和喷管连续过渡，一体化设计，实现燃烧室和喷管入口参数的深度匹配，有效提升喷管推力性能；同时还能有效优化推力室部件的推力分布，消除激波，降低内部流动损失，提高发动机性能。
以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (7)

1.一种低阻高效的超燃冲压发动机推力室，其特征在于，包括沿发动机来流方向依次相连的燃烧室壁面、凹腔前缘壁面、凹腔底壁面、第一压缩段壁面、第二压缩段壁面、第一扩张段壁面与第二扩张段壁面；
所述第一压缩段壁面的型线与第二扩张段壁面的型线均为样条曲线，所述第二压缩段壁面的型线与第一扩张段壁面的型线为半径相等的圆弧线；
所述凹腔底壁面与第一压缩段壁面之间、第一压缩段壁面与第二压缩段壁面之间、第二压缩段壁面与第一扩张段壁面之间、第一扩张段壁面与第二扩张段壁面之间均为平滑相连。
2.根据权利要求1所述低阻高效的超燃冲压发动机推力室，其特征在于，所述第一压缩段壁面的型线为二阶连续可导的样条曲线，所述第一压缩段壁面的型线一端的一阶导数、二阶导数与凹腔底壁面对应端的一阶导数、二阶导数相等，所述第一压缩段壁面的型线另一端的一阶导数、二阶导数与第二压缩段壁面对应端的一阶导数、二阶导数相等。
3.根据权利要求1或2所述低阻高效的超燃冲压发动机推力室，其特征在于，所述凹腔前缘壁面的型线与凹腔底壁面的型线均为直线，所述凹腔底壁面的型线与燃烧室壁面的型线平行，所述凹腔前缘壁面的型线与凹腔底壁面的型线、燃烧室壁面的型线均垂直相连。
4.一种权利要求1或2或3所述低阻高效的超燃冲压发动机推力室一体化设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1，给定凹腔前缘壁面的深度与凹腔的轴向总长，其中，凹腔的轴向总长为凹腔底壁面、第一压缩段壁面与第二压缩段壁面的轴向长度和；
步骤2，基于发动机来流方向的空气参数、燃烧室的入口尺寸、凹腔前缘壁面的深度与凹腔的轴向总长进行数值仿真，并基于数值仿真结果得到凹腔中回流区的长度，即得到凹腔底壁面的轴向长度，并基于凹腔的轴向总长与凹腔底壁面的轴向长度得到第一压缩段壁面与第二压缩段壁面的轴向长度和；
步骤3，基于发动机来流方向的空气参数得到推力室的喉部高度，其中，喉部为第二压缩段壁面与第一扩张段壁面之间的连接处；
步骤4，选取二阶连续可导的样条曲线为第一压缩段壁面的型线、选取圆弧线为第二压缩壁面的型线，并基于喉部高度得到第二压缩壁面的型线半径，结合第二压缩壁面的偏转角得到第一压缩段壁面、第二压缩段壁面的轴向长度，以及第一压缩段壁面的型线的曲线构型；
步骤5，基于发动机设计的结构约束得到推力室的轴向总长，并基于推力室的轴向总长、第一压缩段壁面的轴向长度、第二压缩段壁面的轴向长度得到扩张段的轴向总长，其中，推力室的轴向总长为第一压缩段壁面、第二压缩段壁面、第一扩张段壁面与第二扩张段壁面的轴向长度和，扩张段的轴向总长为第一扩张段壁面与第二扩张段壁面轴向长度和，第一扩张段壁面的型线为圆弧线且其半径与第二压缩壁面的型线半径相等，第一扩张段壁面的轴向长度与第二压缩段壁面的轴向长度相等；
步骤6，基于喉部流动参数，扩张段的轴向总长、喉部高度与推力室出口尺寸约束得到第二扩张段壁面的轴向长度与型线构型。
5.根据权利要求4所述低阻高效的超燃冲压发动机推力室一体化设计方法，其特征在于，步骤3中，所述基于发动机来流方向的空气参数得到推力室的喉部高度，具体为：
Figure FDA0002818695790000021
式中，h8为推力室的喉部高度；
Figure FDA0002818695790000022
为发动机流量、T0为燃烧室总温度、P0为燃烧室压力、M为推力室喉部设计马赫数、R为气体常数、γ为比热比。
6.根据权利要求4所述低阻高效的超燃冲压发动机推力室一体化设计方法，其特征在于，步骤4中，结合第二压缩壁面的偏转角得到第一压缩段壁面、第二压缩段壁面的轴向长度，以及第一压缩段壁面的型线的曲线构型，具体为：
在已知第二压缩壁面的型线为圆弧线，且该圆弧线的半径为R5、偏转角为θ，同时该圆弧线的末端位置为推力室的喉部，由于步骤3中已经得到喉部高度，即得到第二压缩壁面的型线一个端点的坐标；
结合半径R5、偏转角θ，能得到第二压缩壁面的型线的所有坐标，由于第二压缩壁面的型线与第一压缩壁面的型线相交，进而能得到第一压缩段壁面的型线上一个端点的坐标位置；
同时在步骤1与步骤2中已经得到凹腔前缘壁面的深度以及凹腔底壁面的轴向长度，因此可以得到凹腔底壁面的型线的所有坐标，由于凹腔底壁面的型线与第一压缩壁面的型线相交，因此到第一压缩段壁面的型线上另一个端点的坐标位置；
在已知第一压缩段壁面的型线两端点坐标、以及该型线为二阶连续可导的样条曲线的前提下，可以确定第一压缩段壁面的型线上所有点的坐标；即能得到得到第一压缩段壁面、第二压缩段壁面的轴向长度l5、l6，以及第一压缩段壁面的型线的曲线构型。
7.一种超燃冲压发动机，其特征在于，具有权利要求1或2或3所述的低阻高效的超燃冲压发动机推力室。
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