CN114165354A - 一种多伴随矢量推力发动机设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种多伴随矢量推力发动机设计方法，属于发动机技术领域。本发明通过开展涡轮发动机能量重新分布技术研究，将涡轮发动机压缩系统的高压气流和供油系统的高压煤油燃料部分引出，结合小空间燃烧及推力转化等技术，形成多个小型煤油‑空气喷气子动机。主发动机和分布在飞行器上的多个伴随发动机形成多处直接力控制点，产生不同方向的矢量推力，从而形成主发动机动力加伴随发动机的矢量推进模式。

Description

一种多伴随矢量推力发动机设计方法

技术领域

本发明属于发动机技术领域，具体涉及一种多伴随矢量推力发动机设计方法。

背景技术

现代战争中，随着强机动等战术指标提升以及各类防空装备飞速发展，战术态势瞬变对飞行器机动性提出了越来越高的要求。目前世界范围内尚未形成统一的下一代战机的判别标准，但是美国和俄罗斯专家都认为下一代攻/防飞行器的基本特征都包含规避攻击的高速机动能力。当前导弹/靶机多以舵面气动力作为飞行中机动动作控制手段，采用此类非矢量喷气动力的飞行器单独依靠气动舵面难以实现高机动动作姿态，或是存在舵面控制结构复杂、可靠性差等问题。矢量推进技术是现代飞行器实现高机动动作的关键技术之一，其特点是通过发动机产生偏离飞行轴向的力矩来操控飞行器。该技术能够强化飞行器的敏捷性、隐身性。因此矢量推力动力系统方案成为国内外航空航天关注的重点。而传统矢量喷管装置由于结构复杂、重量大、成本高，难以应用于导弹或中小型靶机。

其中，机械式直接推力矢量作为一种常规的直接控制力形式，其技术较为成熟，在运载火箭和战斗机等工程中已经得到了广泛地应用，但它存在“活动部件多、偏转机构复杂、偏转响应慢、推力损失大”等缺点。机械式推力矢量一般包括二元机械矢量喷管和轴对称机械矢量喷管两种类型。该类推力矢量方案一般采用摇臂、驱动机构、连杆结合齿轮实现喷管收敛调节片的连续运动。方案的核心在于通过壁面的运动，改变壁面的空间角度，从而实现对喷出气流的约束，从而改变气流的喷射方向，实现矢量推力。

机械扰动式气动矢量喷管，包括喉道偏移式气动矢量喷管本体及安装在喉道偏移式气动矢量喷管本体内的机械扰动片，一方面通过机械扰动片的旋出在一喉道附近施加扰动，产生稳定的推力矢量；另一方面通过多个机械扰动片的组合控制，实现流过喉道偏移式气动矢量喷管的流量调节，使喷管实现宽范围内高效工作。此类方案基于喉道偏移式气动矢量喷管推力矢量产生的基本原理，通过机械扰动片的做动产生扰动代替气流注入产生扰动，实现了推力矢量。此类方案同样需要复杂的机械作动机构，在特定位置调整喉道处二次流流量比例，从而影响主流的流动方向。

上述技术主要存在如下缺点：

1)动力系统矢量偏转范围小。喷气动力采用传统的机械扰动二元矢量喷管在几何尺寸受到的条件下，往往面临矢量偏转角度小的问题。

2)动力系统系统效率低，能量损失高。机械扰动矢量喷管往往在很短的距离内完成气流方向的偏转，在主流偏转需要极高的压力梯度，而高压力梯度往往容易造成二次流以及主流中含能涡系结构的损耗，从而增大主流的流动损失。

3)动力系统复杂，生产成本高。无法与巡航导弹长航时低能耗的需求相吻合，且成本高昂，不适合大规模一次性使用。机械扰动喷管需要较多的传动结构实现喷管壁面或是流动控制壁面的偏转，相关资料表明机械矢量喷管的重量可以占发动机总重量的30％，从而增加系统复杂程度，降低了动力系统的推重比等性能。尤其对于能够偏转90°的轴对称矢量喷管，面临着严重的传动结构复杂程度高和系统重量大问题。

4)适用范围窄。机械直接式矢量推力和机械气动式矢量推力对动力系统的机械驱动能力和承载能力有较高的要求，当前应用范围主要为大型航空涡轮发动机，难以在小尺寸涡轮发动机中应用。

发明内容

(一)要解决的技术问题

本发明要解决的技术问题是：1)降低实现矢量推力的动力系统复杂程度和重量；2)降低实现矢量推力的动力系统成本；3)实现在小型喷气动力中应用；4)降低矢量系统中的气动和机械损失；5)最大程度上让飞行器获得矢量直接力以控制飞行器飞行状态。

(二)技术方案

为了解决上述技术问题，本发明提供了一种多伴随矢量推力发动机的设计方法，该方法中，将多伴随矢量推力发动机设计为：包括伴随发动机2、空气流量调节阀4、引气管道5、引气环6和主发动机7，所述伴随发动机2为子发动机，且具有多个，主发动机7为涡轮发动机；

其中，在主发动机7压缩段安装引气环6，引气环6为环绕在主发动机机匣外部的环状空腔结构；引气环6的外部开设引气嘴，引气嘴的数量与伴随发动机2数量比例为1:1；引气嘴的出口连接引气管道5；引气管道5一端与引气嘴的连接；引气管道5的另一端与空气流量调节阀4连接；空气流量调节阀4与伴随发动机2连接，伴随发动机2采用微型冲压发动机；伴随发动机2和空气流量调节阀4根据飞行器需要，安装在飞行器的适当位置，其中伴随发动机2需要根据飞行姿态控制的需要确定安装的方向，空气流量调节阀4的安装位置根据飞行器需求确定。

优选地，所述微型冲压发动机设计为包括：进气管路21、旋流器22、燃烧室23、壳体24、点火器3、拉瓦尔喷管26、定位支板27、固定座28和旋流喷嘴29；其中，所述进气管路21通过法兰与壳体24连接和定位，且进气管路21进口为逐渐扩张段；燃烧室23和壳体4都为轴对称薄壁结构；燃烧室23和壳体24通过4个定位支板27固定，燃烧室23与壳体24之间形成环腔通道；点火器3安装在壳体24和燃烧室23的壁面上，其中点火器3固定在壳体24上的固定座28上；点火器3的轴向安装位置为轴向距离旋流器22出口1D～3D的范围，其中D为旋流器22的直径；旋流器22和燃烧室23之间连接，旋流喷嘴29固定安装在旋流器22内部；拉瓦尔喷管26固定在壳体24上；旋流器22与拉瓦尔喷管26位于燃烧室23两端。

优选地，所述引气环6与主发动机机匣的连接方式为焊接或铆钉固定方式。

优选地，所述引气嘴和引气环6的连接方式为螺栓连接或焊接。

优选地，所述引气管道5一端与引气嘴的连接方式为插接或基于法兰的螺栓连接。

优选地，所述引气管道5的另一端与空气流量调节阀4采用法兰或插接方式连接。

优选地，所述燃烧室23和壳体4的壁厚分布在0.5mm-2mm之间。

优选地，所述定位支板27外型为流线体结构。

本发明还提供了一种利用所述方法设计得到的多伴随矢量推力发动机的工作方法，包括以下步骤：根据飞行器飞行姿态需要，确定需求开启的伴随发动机2的编号和推力；控制空气流量调节阀4和点火器3的开关动态，来实现每个伴随发动机2达到需要的推力值，从而实现飞行器的最佳推力矢量控制，其中伴随发动机2的工作过程如下：将主发动机7中引出的高压或高压高温气流，通过主发动机机匣引流至引气环6进行整流；整流后，通过引气嘴分成1～4股气流，依次通过引气管道5、空气流量调节阀4，进入伴随发动机2；高压或高压高温气流进入伴随发动机2中的燃烧室23，在燃烧室23中喷油，通过伴随发动机2的点火器3进行点火，然后进行燃烧，进一步将燃油化学能量转化为热能加入到该高压或高压高温气流中，然后高压或高压高温气流通过伴随发动机2的拉瓦尔喷管26膨胀加速，以超音速喷出，形成推力。

(三)有益效果

本发明通过开展涡轮发动机能量重新分布技术研究，将涡轮发动机压缩系统的高压气流(包括压气机后引气和涡轮后引气两种方式)和供油系统的高压煤油燃料部分引出，结合小空间燃烧及推力转化等技术，形成多个小型煤油-空气喷气子动机(伴随发动机)。主发动机和分布在飞行器上的多个伴随发动机形成多处直接力控制点，产生不同方向的矢量推力，从而形成主发动机动力加伴随发动机的(多伴随矢量推力发动机)矢量推进模式。

附图说明

图1为本发明的多伴随矢量推力发动机结构示意图；

图2为本发明的引气环腔结构示意图；

图3为本发明的微型冲压发动机结构示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、内容、和优点更加清楚，下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。

如图1所示，本发明提供的一种多伴随矢量推力发动机包括伴随发动机(子发动机)2、空气流量调节阀4、引气管道5、引气环6、主发动机(涡轮发动机)7、控制系统8，所述伴随发动机2为多个，图1中，1为伴随发动机2引气所在位置；

在主发动机7压缩段的适当位置安装引气环6，引气环6为环绕在主发动机机匣外部的环状空腔结构，引气环6与主发动机机匣的连接方式可为焊接或铆钉固定方式，具体可见图2；引气环6的外部根据伴随发动机的需求开设引气嘴，引气嘴的数量与伴随发动机2数量比例为1:1，引气嘴和引气环6的连接方式为螺栓连接或焊接；引气嘴的出口连接引气管道5；引气管道5一端与引气嘴的连接方式为插接(采用卡箍固定)或基于法兰的螺栓连接；引气管道5的另一端与空气流量调节阀4采用法兰或插接(采用卡箍固定)方式连接；空气流量调节阀4与伴随发动机2连接，伴随发动机2采用微型冲压发动机；伴随发动机2和空气流量调节阀4根据飞行器需要，安装在飞行器的适当位置，其中伴随发动机2需要根据飞行姿态控制的需要确定安装的方向，空气流量调节阀4的安装位置根据飞行器需求确定。

如图3所示，所述微型冲压发动机包括：进气管路21、旋流器22、燃烧室23、壳体24、点火器3、拉瓦尔喷管26、定位支板27、固定座28和旋流喷嘴29；

其中，所述进气管路21通过法兰与壳体24连接和定位，法兰之间通过螺栓固定，且进气管路21进口为逐渐扩张段，降低了扩压段损失；燃烧室23和壳体4都为轴对称薄壁结构，壁厚分布在0.5mm-2mm之间；燃烧室23和壳体24通过4个定位支板27固定，为减小对燃烧室23与壳体24之间所形成的环腔通道内气流的扰动，定位支板27外型为流线体结构；点火器3安装在壳体24和燃烧室23的壁面上，形成一定的穿透力，其中通过螺纹固定在壳体24上的固定座28上；点火器3的轴向安装位置为轴向距离旋流器22出口1D～3D的范围，其中D为旋流器22的直径；旋流器22和燃烧室23之间通过焊接结构连接，旋流喷嘴29通过螺纹固定安装在旋流器22内部；拉瓦尔喷管26和壳体24之间通过螺钉固定；旋流器22与拉瓦尔喷管26位于燃烧室23两端。旋流器22采用单级或双级轴向旋流器，轴向双涡旋流燃烧，旋流数分布在0.5-1.0之间，能够形成充分大小的回流区，从而保证燃烧稳定性和完全性；

上述微型冲压发动机的工作过程如下：来流空气通过进气管路21整流后，分成两股，一股通过旋流器22进入燃烧室23内部；另一股进入燃烧室23与壳体24之间的环腔通道，而后进入通过燃烧室23壁面上按照特定规律分布的孔进入燃烧室3内部；燃油通过安装在旋流器22内部的旋流喷嘴29喷入燃烧室23内部，而后燃油与进入燃烧室23的空气通过掺混和燃烧，形成高温燃气；高温燃气在燃烧室23内部充分掺混后，形成特定规律的出口温度场(其规律为小半径区域温度高，大半径区域温度低)后，通过拉瓦尔喷管26加速，形成超音速气流喷出，从而达到了微型冲压发动机形成一定推力的效果。

伴随发动机2的工作过程如下：将主发动机7中引出的高压气体或高压高温气体，通过主发动机机匣引流至引气环6进行整流；整流后，通过引气嘴分成1-4股气流，依次通过引气管道5形成的低损失流路，再经过空气流量调节阀4，进入伴随发动机2；高压或高压高温气流进入伴随发动机2中的微型的燃烧室23，在燃烧室23中喷油，通过伴随发动机2的点火器3进行点火，然后进行燃烧，进一步将燃油化学能量转化为热能加入到该高压或高压高温气流中，然后高压或高压高温气流通过伴随发动机2的拉瓦尔喷管26膨胀加速，以超音速喷出，形成推力；

多伴随矢量推力发动机的总体工作过程为：根据飞行器飞行姿态需要，确定需求开启的伴随发动机2的编号和推力(例如，伴随发动机2共有4个，编号依次“1/2/3/4”，通过飞行器飞控系统确定对四个伴随发动机2需求的推力值分别为“0N/5N/10N/0N”)；通过控制系统8控制空气流量调节阀4和点火器3的开关动态，来实现每个伴随发动机2达到需要的推力值，从而实现飞行器的最佳推力矢量控制。

上述多伴随矢量推力发动机设计过程中涉及如下关键技术：

1)该发动机根据点火器的和供油的通断，具有两种工作模式：模式1为不供油，不点火的状态，可以实现快速(ms级)动态响应，但实现相同推力情况下，要相对模式2供给更多的高压气；模式2为向伴随发动机供油和点火的情况，该工况下，向伴随发动机供油且点火器工作，能够实现更大的推力，或是在相同的推力下，只需要相对模式1更少的高压气。

2)为匹配微小型燃烧室的燃烧能力，燃烧室燃油流量和空气流量根据伴随发动机的工作状态进行相应调节，从而保障燃烧效率高；

3)引气管道采用优化管路分布的方法，适当增大气流转弯流程，实现气流的缓慢转弯，降低流动损失；

4)引气环的引气位置可以设在主发动机的压气机级间或级后，涡轮级级间或级后等，以便于安装引气环；

5)矢量推力为直接力，伴随发动机的安装方向能够与飞行器进行耦合设计，降低系统重量，提高飞行器设计紧凑度，伴随发动机的直径一般不超过100mm，推力范围一般在0-200N之间；

6)主发动机在进行飞行器姿态调节的过程中仍然可以进行主推力的控制，能够实现主推力的连续供给。

可以看出，本发明采用燃气喷管不机械运动的方案，而是将其预置在飞行器适当位置，安装适当的角度，能够对飞行器姿态控制形成最大的直接作用力矩，该力矩能够根据飞行器需要进行大小、开度、开启位置的控制，从而实现飞行器与动力系统的深度耦合，降低动力系统单独调整的复杂程度。在飞发一体化设计过程中，伴随发动机不受主发动机安装约束，可以根据飞行器气动布局需要设计安装位置和方向，无需外接气源，响应快，矢量偏角大，能耗小，符合飞行器长航时、低能耗的需求。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种多伴随矢量推力发动机的设计方法，其特征在于，该方法中，将多伴随矢量推力发动机设计为：包括伴随发动机(2)、空气流量调节阀(4)、引气管道(5)、引气环(6)和主发动机(7)，所述伴随发动机(2)为子发动机，且具有多个，主发动机(7)为涡轮发动机；

其中，在主发动机(7)的压缩段安装引气环(6)，引气环(6)为环绕在主发动机机匣外部的环状空腔结构；引气环(6)的外部开设引气嘴，引气嘴的数量与伴随发动机(2)数量比例为1:1；引气嘴的出口连接引气管道(5)；引气管道(5)一端与引气嘴的连接；引气管道(5)的另一端与空气流量调节阀(4)连接；空气流量调节阀(4)与伴随发动机(2)连接，伴随发动机(2)采用微型冲压发动机；伴随发动机(2)和空气流量调节阀(4)根据飞行器需要，安装在飞行器的适当位置，其中伴随发动机(2)根据飞行姿态控制的需要确定安装的方向，空气流量调节阀(4)的安装位置根据飞行器需求确定。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述微型冲压发动机设计为包括：进气管路(21)、旋流器(22)、燃烧室(23)、壳体(24)、点火器(3)、拉瓦尔喷管(26)、定位支板(27)、固定座(28)和旋流喷嘴(29)；其中，所述进气管路(21)通过法兰与壳体(24)连接和定位，且进气管路(21)进口为逐渐扩张段；燃烧室(23)和壳体(4)都为轴对称薄壁结构；燃烧室(23)和壳体(24)通过4个定位支板(27)固定，燃烧室(23)与壳体(24)之间形成环腔通道；点火器(3)安装在壳体(24)和燃烧室(23)的壁面上，其中点火器(3)固定在壳体(24)上的固定座(28)上；点火器(3)的轴向安装位置为轴向距离旋流器(22)出口1D～3D的范围，其中D为旋流器(22)的直径；旋流器(22)和燃烧室(23)之间连接，旋流喷嘴(29)固定安装在旋流器(22)内部；拉瓦尔喷管(26)固定在壳体(24)上；旋流器(22)与拉瓦尔喷管(26)位于燃烧室(23)两端。

3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述引气环(6)与主发动机机匣的连接方式为焊接或铆钉固定方式。

4.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述引气嘴和引气环(6)的连接方式为螺栓连接或焊接。

5.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述引气管道(5)一端与引气嘴的连接方式为插接或基于法兰的螺栓连接。

6.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述引气管道(5)的另一端与空气流量调节阀(4)采用法兰或插接方式连接。

7.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述燃烧室(23)和壳体(4)的壁厚分布在0.5mm-2mm之间。

8.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述定位支板(27)外型为流线体结构。

9.一种利用如权利要求2至8中任一项所述方法设计得到的多伴随矢量推力发动机的工作方法，其特征在于，包括以下步骤：根据飞行器飞行姿态需要，确定需求开启的伴随发动机(2)的编号和推力；控制空气流量调节阀(4)和点火器(3)的开关动态，来实现每个伴随发动机(2)达到需要的推力值，从而实现飞行器的最佳推力矢量控制。

10.如权利要求9所述的方法，其特征在于，其中伴随发动机(2)的工作过程如下：将主发动机(7)中引出的高压或高压高温气流，通过主发动机机匣引流至引气环(6)进行整流；整流后，通过引气嘴分成1～4股气流，依次通过引气管道(5)、空气流量调节阀(4)，进入伴随发动机(2)；高压或高压高温气流进入伴随发动机(2)中的燃烧室(23)，在燃烧室(23)中喷油，通过伴随发动机(2)的点火器(3)进行点火，然后进行燃烧，进一步将燃油化学能量转化为热能加入到该高压或高压高温气流中，然后高压或高压高温气流通过伴随发动机(2)的拉瓦尔喷管(26)膨胀加速，以超音速喷出，形成推力。

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