CN116481784A - 一种并联式组合动力及组合喷管验证方法 - Google Patents
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Abstract
本申请属于组合动力设计领域，为一种并联式组合动力及组合喷管验证方法，在地面试验台架上将涡轮基冲压组合循环发动机与组合动力喷管进行装配后，采用大气进气，进行涡轮发动机地面条件下组合喷管低速通道试验，采用加温加压进气，进行涡轮发动机典型高空高速工作条件下的组合喷管低速通道试验，采用加温加压进气，进行冲压发动机典型高空高速工作条件下的组合动力喷管高速通道试验，采用加温加压进气，进行涡轮发动机和冲压发动机共同工作条件下的组合喷管进气试验，采用加温加压进气，控制涡轮发动机进行高空高速风车气动条件下的组合动力喷管低速通道试验，在涡轮发动机加温加压试车台架上就可以实现验证，节约成本，提高效率，降低风险。
Description
技术领域
本申请属于组合动力设计领域，特别涉及一种并联式组合动力及组合喷管验证方法。
背景技术
涡轮基冲压组合循环发动机(TBCC)是国际公认的最可行的吸气式高超声速空天动力之一，组合喷管是TBCC的关键之一。串联式组合动力喷管为单通道，与涡扇发动机喷管构型和技术相近，但并联式组合动力喷管为双通道，目前相关验证方案较少。
现有的并联式组合动力喷管验证方案主要有两种：
一是基于高空台的并联式TBCC直连式地面试验开展验证；
二是基于载机搭载并联式TBCC挂飞或飞行试验开展验证。
这两种方案对试验能力要求较高，成本较高，且试验资源紧张，效率较低。
发明内容
本申请的目的是提供了一种并联式组合动力及组合喷管验证方法，以解决现有对并联式组合动力喷管验证成本高、效率低的问题。
本申请的技术方案是：一种并联式组合动力及组合喷管验证方法，包括：
在地面试验台架上将涡轮基冲压组合循环发动机与组合动力喷管进行装配，控制涡轮发动机匹配组合动力喷管低速通道，采用大气进气，进行涡轮发动机地面条件下组合喷管低速通道试验，采用试验关键参数并判断是否满足设计需求，若是，则执行下一步骤；
控制涡轮发动机匹配组合动力喷管低速通道，采用加温加压进气，进行涡轮发动机典型高空高速工作条件下的组合喷管低速通道试验，采用试验关键参数并判断是否满足设计需求，若是，则执行下一步骤；
控制带进气段扩张段的冲压燃烧室匹配组合动力喷管高速通道，采用加温加压进气，进行冲压发动机典型高空高速工作条件下的组合动力喷管高速通道试验，采用试验关键参数并判断是否满足设计需求，若是，则执行下一步骤；
控制涡轮发动机匹配组合动力喷管低速通道，采用大气进气；控制带进气道扩张段的冲压燃烧室匹配组合动力喷管高速通道，采用加温加压进气，进行涡轮发动机和冲压发动机共同工作条件下的组合喷管进气试验，采集试验关键参数并判断是否满足设计需求，若是，则执行下一步骤；
控制涡轮发动机匹配组合动力喷管低速通道，采用加温加压进气，控制涡轮发动机进行高空高速风车气动条件下的组合动力喷管低速通道试验，采集试验关键参数并判断是否满足设计需求，若是，则试验完成。
优选地，所述涡轮发动机地面条件下组合喷管低速通道试验验证方法包括：
调节组合动力喷管低速通道的喉道面积至最大，在大气进气条件下，控制涡轮发动机起动，而后分别从地面慢车、节流提升转速值地面中间状态，在地面中间状态持续一定时间，而后接通加力再到地面全加力；
而后退加力至地面中间状态，再从地面中间状态经节流逐渐降转速至地面慢车，在地面慢车状态停留3min～5min后停车；判断涡轮发动机试验关键参数是否满足设计需求，若是，则完成该项目验证。
优选地，设置落压比差值阈值，采集地面中间状态喷管闭环控制前和喷管闭环控制后的落压比，计算落压比差值，若落压比差值大于落压比差值阈值，则增大地面中间状态喷管闭环前的落压比和/或减小地面中间状态喷管闭环后的落压比。
优选地，所述涡轮发动机典型高空高速工作条件下的组合喷管低速通道试验方法包括：
调节组合动力喷管低速通道的喉道面积至最大，在大气进气条件下，控制涡轮发动机起动，并逐步达到高压物理转速85％转速后，持续一定时间；
逐步打开加温加压进气管路阀门，同时逐步关闭大气进气管路阀门，控制发动机进气温度达到高空高速条件，而后调节进气压力和涡轮发动机油门杆，使得高压物理转速达到对应的典型状态转速并持续一定时间；
切断涡轮发动机供油，控制涡轮发动机处于风车状态，判断此涡轮发动机风车转速是否满足设计需求，若是，则完成验证。
优选地，所述冲压发动机典型高空高速工作条件下的组合动力喷管高速通道试验包括：
调节组合动力喷管高速通道的喉道面积至最小，采用加温加压进气，控制冲压燃烧室点火，分别调整冲压燃烧室不同状态下的供油量，并对应调节高速通道的盘管喉道面积，在此过程中监测冲压燃烧室的进口总温、总压与静值，判断是否满足设计要求，若是，则试验完成；在调整高速通道喉道面积的过程中，控制冲压燃烧室出口静压不超过进气道起动允许的最大背压。
优选地，所述涡轮发动机和冲压发动机共同工作条件下的组合喷管进气试验方法包括：控制涡轮发动机在大气进气条件下起动，调节涡轮发动机油门杆使得涡轮发动机高压物理转速达到90％转速并持续一定时间；
控制带进气道扩张段的冲压燃烧室加温加压进气，直至涡轮发动机高压物理专利达到90％转速并持续一定时间后，冲压发动机点火，通过模态转换调节冲压发动机供油和组合动力喷管高速通道的喉道面积，直至冲压发动机稳定工作一定时间；
完成模态转换后，控制冲压发动机停车；冲压发动机工作过程中采集冲压发动机的工作关键参数并判断是否满足设计需求，若是，则试验完成。
优选地，所述模态转换的具体方法包括：在涡轮发动机和冲压发动机均进入到模态转换区间后，控制冲压发动机油门杆和涡轮发动机油门杆交联，按照组合动力推力连续、流量连续或推力连续与流量连续的中间值控制涡轮发动机减油、冲压发动机增油，而后逐步关闭涡轮发动机，直至冲压发动机单独工作，完成模态转换。
优选地，所述涡轮发动机进行高空高速风车气动条件下的组合动力喷管低速通道试验方法包括：控制涡轮发动机加温加压进气，直至达到风车起动条件下的进气温度压力，在涡轮发动机高压物理转速达到20％～25％后，执行风车起动，主燃烧室点火20s；而后控制涡轮发动机逐渐加油至慢车状态，调节涡轮发动机油门杆，控制发动机逐步调节至慢车、节流、中间、加力、中间、节流、慢车至停车状态；采集涡轮发动机的高压物理转速并判断是否满足设计需求，若是，则试验完成。
本申请的一种并联式组合动力及组合喷管验证方法，在地面试验台架上将涡轮基冲压组合循环发动机与组合动力喷管进行装配后，采用大气进气，进行涡轮发动机地面条件下组合喷管低速通道试验，采用加温加压进气，进行涡轮发动机典型高空高速工作条件下的组合喷管低速通道试验，采用加温加压进气，进行冲压发动机典型高空高速工作条件下的组合动力喷管高速通道试验，采用加温加压进气，进行涡轮发动机和冲压发动机共同工作条件下的组合喷管进气试验，采用加温加压进气，控制涡轮发动机进行高空高速风车气动条件下的组合动力喷管低速通道试验，在常规的涡轮发动机加温加压试车台架上就可以实现验证，不需要大流量的高空台或高速风洞，节约成本，提高效率，降低风险。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请整体流程示意图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
一种并联式组合动力及组合喷管验证方法，用于验证涡轮基冲压组合循环发动机工作状态，涡轮基冲压组合循环发动机内设有涡轮发动机和冲压发动机，涡轮发动机与组合动力喷管的低速通道对应连接，通过工作于地面和低空状态；冲压发动机与组合动力喷管的高速通道对应连接，通过工作于高空高速状态。
如图1所示，包括如下步骤：
步骤S100，涡轮发动机地面条件试验
在地面试验台架上将涡轮基冲压组合循环发动机与组合动力喷管进行装配，控制涡轮发动机匹配组合动力喷管低速通道，采用大气进气，进行涡轮发动机地面条件下组合喷管低速通道试验，采用试验关键参数并判断是否满足设计需求，若是，则执行下一步骤；
涡轮基冲压组合循环发动机进气包括大气进气和加温加压进气，大气进气一般通过大气进气管路阀门进行开关控制，加温加压进气一般通过加温加压进气管路阀门进行开关控制。
优选地，涡轮发动机地面条件下组合喷管低速通道试验验证方法包括：
调节组合动力喷管低速通道的喉道面积至最大，在大气进气条件下，控制涡轮发动机起动，而后分别从地面慢车、节流提升转速值地面中间状态，在地面中间状态持续一定时间，而后接通加力再到地面全加力；
而后退加力至地面中间状态，再从地面中间状态经节流逐渐降转速至地面慢车，在地面慢车状态停留3min～5min后停车；判断涡轮发动机试验关键参数是否满足设计需求，若是，则完成该项目验证。
该试验关键参数包括涡轮发动机对应燃烧室的进口总温、总压和静压等数据。
通过该验证，能够确定涡轮基冲压组合循环发动机在地面条件下的工作性能，在地面条件下冲压发动机不参与工作。
优选地，设置落压比差值阈值，采集地面中间状态喷管闭环控制前和喷管闭环控制后的落压比，计算落压比差值，若落压比差值大于落压比差值阈值，则增大地面中间状态喷管闭环前的落压比和/或减小地面中间状态喷管闭环后的落压比，保证喷管闭环控制前、后涡轮发动机落压比πT不发生大的波动。
步骤S200，涡轮发动机典型高空高速工作条件下试验
控制涡轮发动机匹配组合动力喷管低速通道，采用加温加压进气，进行涡轮发动机典型高空高速工作条件下的组合喷管低速通道试验，采用试验关键参数并判断是否满足设计需求，若是，则执行下一步骤；
优选地，涡轮发动机典型高空高速工作条件下的组合喷管低速通道试验方法包括：
调节组合动力喷管低速通道的喉道面积至最大，在大气进气条件下，控制涡轮发动机起动，并逐步达到高压物理转速85％转速后，持续一定时间，保证稳定运转；
逐步打开加温加压进气管路阀门，同时逐步关闭大气进气管路阀门，控制发动机进气温度达到高空高速条件，而后调节进气压力和涡轮发动机油门杆，使得高压物理转速达到对应的典型状态转速并持续一定时间，保证稳定运转；
切断涡轮发动机供油，控制涡轮发动机处于风车状态，判断此涡轮发动机风车转速是否满足设计需求，若是，则完成验证。
通过该验证，能够确定涡轮基冲压组合循环发动机在典型高空高速工作条件下的工作性能，典型高空高速工作状态为对应发动机的标准状态，在现有指导手册中具有具体的标准数值，具体不再赘述。
步骤S300，冲压发动机典型高空高速工作条件下试验
控制带进气段扩张段的冲压燃烧室匹配组合动力喷管高速通道，采用加温加压进气，进行冲压发动机典型高空高速工作条件下的组合动力喷管高速通道试验，采用试验关键参数并判断是否满足设计需求，若是，则执行下一步骤；
通过对带进气道扩张段的冲压燃烧室进气加温加压，以模拟高空高速条件下进气道扩张段进口条件(扩张段进口马赫数达到1.2～1.3)。
优选地，冲压发动机典型高空高速工作条件下的组合动力喷管高速通道试验包括：
调节组合动力喷管高速通道的喉道面积至最小，采用加温加压进气，控制冲压燃烧室点火，分别调整冲压燃烧室不同状态下的供油量，并对应调节高速通道的盘管喉道面积，在此过程中监测冲压燃烧室的进口总温、总压与静值，判断是否满足设计要求，若是，则试验完成；在调整高速通道喉道面积的过程中，要求保证进气道起动，即冲压燃烧室进口静压不超过进气道起动允许的最大背压，如：[(PsH3,max-PsH3)PsH3,max]≥10％。
步骤S400，涡轮发动机和冲压发动机组合试验
控制涡轮发动机匹配组合动力喷管低速通道，采用大气进气；控制带进气道扩张段的冲压燃烧室匹配组合动力喷管高速通道，采用加温加压进气，进行涡轮发动机和冲压发动机共同工作条件下的组合喷管进气试验，采集试验关键参数并判断是否满足设计需求，若是，则执行下一步骤；
优选地，涡轮发动机和冲压发动机共同工作条件下的组合喷管进气试验方法包括：控制涡轮发动机在大气进气条件下起动，调节涡轮发动机油门杆使得涡轮发动机高压物理转速达到90％转速并持续一定时间；
控制带进气道扩张段的冲压燃烧室加温加压进气，直至涡轮发动机高压物理专利达到90％转速并持续一定时间后，冲压发动机点火，通过模态转换调节冲压发动机供油和组合动力喷管高速通道的喉道面积，直至冲压发动机稳定工作一定时间；
完成模态转换后，控制冲压发动机停车；冲压发动机工作过程中采集冲压发动机的工作关键参数并判断是否满足设计需求，若是，则试验完成。
冲压发动机的工作关键参数包括对应的总温、总压和静压等。
由于涡轮发动机与冲压发动机工作在不同的工作区间，因此两者组合试验时需要进行模态转换才能够实现。由于冲压燃烧室供油量、涡轮发动机加力供油量均实行开环控制，高速通道的喉道面积、低速通道的通道面积和涡轮发动机的主燃油均实行闭环控制，为了稳定调节上述状态，核心为保持推力的稳定。
优选地，模态转换的具体方法包括：在涡轮发动机和冲压发动机均进入到模态转换区间后，控制冲压发动机油门杆和涡轮发动机油门杆交联，按照组合动力推力连续、流量连续或推力连续与流量连续的中间值控制涡轮发动机减油、冲压发动机增油，而后逐步关闭涡轮发动机，直至冲压发动机单独工作，完成模态转换。
步骤S500，涡轮发动机高空高速风车气动条件下试验
控制涡轮发动机匹配组合动力喷管低速通道，采用加温加压进气，控制涡轮发动机进行高空高速风车气动条件下的组合动力喷管低速通道试验，采集试验关键参数并判断是否满足设计需求，若是，则试验完成。
优选地，涡轮发动机进行高空高速风车气动条件下的组合动力喷管低速通道试验方法包括：控制涡轮发动机加温加压进气，直至达到风车起动条件下的进气温度压力，在涡轮发动机高压物理转速达到20％～25％后，执行风车起动，主燃烧室点火20s；而后控制涡轮发动机逐渐加油至慢车状态，调节涡轮发动机油门杆，控制发动机逐步调节至慢车、节流、中间、加力、中间、节流、慢车、停车等状态；采集涡轮发动机的高压物理转速并判断是否满足设计需求，若是，则试验完成。在涡轮发动机的高压物理转速发生变化事，保证涡轮发动机的进气温度压力和流量自动跟随。
本申请在地面试验台架上将涡轮基冲压组合循环发动机与组合动力喷管进行装配后，采用大气进气，进行涡轮发动机地面条件下组合喷管低速通道试验，采用加温加压进气，进行涡轮发动机典型高空高速工作条件下的组合喷管低速通道试验，采用加温加压进气，进行冲压发动机典型高空高速工作条件下的组合动力喷管高速通道试验，采用加温加压进气，进行涡轮发动机和冲压发动机共同工作条件下的组合喷管进气试验，采用加温加压进气，控制涡轮发动机进行高空高速风车气动条件下的组合动力喷管低速通道试验，提供组合动力从起飞、爬升、涡轮发动机与冲压发动机共同工作及模态转换、冲压发动机单独工作、返程段涡轮发动机风车起动等状态下的进气条件和热环境，囊括组合动力不同状态对组合喷管的调节需求；在常规的涡轮发动机加温加压试车台架上就可以实现验证，不需要大流量的高空台或高速风洞，节约成本，提高效率，降低风险。
同时验证方案不仅适用于并联式组合动力喷管验证，还适用于组合动力验证。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (8)
1.一种并联式组合动力及组合喷管验证方法，其特征在于，包括：
在地面试验台架上将涡轮基冲压组合循环发动机与组合动力喷管进行装配，控制涡轮发动机匹配组合动力喷管低速通道，采用大气进气，进行涡轮发动机地面条件下组合喷管低速通道试验，采用试验关键参数并判断是否满足设计需求，若是，则执行下一步骤；
控制涡轮发动机匹配组合动力喷管低速通道，采用加温加压进气，进行涡轮发动机典型高空高速工作条件下的组合喷管低速通道试验，采用试验关键参数并判断是否满足设计需求，若是，则执行下一步骤；
控制带进气段扩张段的冲压燃烧室匹配组合动力喷管高速通道，采用加温加压进气，进行冲压发动机典型高空高速工作条件下的组合动力喷管高速通道试验，采用试验关键参数并判断是否满足设计需求，若是，则执行下一步骤；
控制涡轮发动机匹配组合动力喷管低速通道，采用大气进气；控制带进气道扩张段的冲压燃烧室匹配组合动力喷管高速通道，采用加温加压进气，进行涡轮发动机和冲压发动机共同工作条件下的组合喷管进气试验，采集试验关键参数并判断是否满足设计需求，若是，则执行下一步骤；
控制涡轮发动机匹配组合动力喷管低速通道，采用加温加压进气，控制涡轮发动机进行高空高速风车气动条件下的组合动力喷管低速通道试验，采集试验关键参数并判断是否满足设计需求，若是，则试验完成。
2.如权利要求1所述的并联式组合动力及组合喷管验证方法，其特征在于，所述涡轮发动机地面条件下组合喷管低速通道试验验证方法包括：
调节组合动力喷管低速通道的喉道面积至最大，在大气进气条件下，控制涡轮发动机起动，而后分别从地面慢车、节流提升转速值地面中间状态，在地面中间状态持续一定时间，而后接通加力再到地面全加力；
而后退加力至地面中间状态，再从地面中间状态经节流逐渐降转速至地面慢车，在地面慢车状态停留3min～5min后停车；判断涡轮发动机试验关键参数是否满足设计需求，若是，则完成该项目验证。
3.如权利要求2所述的并联式组合动力及组合喷管验证方法，其特征在于，设置落压比差值阈值，采集地面中间状态喷管闭环控制前和喷管闭环控制后的落压比，计算落压比差值，若落压比差值大于落压比差值阈值，则增大地面中间状态喷管闭环前的落压比和/或减小地面中间状态喷管闭环后的落压比。
4.如权利要求1所述的并联式组合动力及组合喷管验证方法，其特征在于，所述涡轮发动机典型高空高速工作条件下的组合喷管低速通道试验方法包括：
调节组合动力喷管低速通道的喉道面积至最大，在大气进气条件下，控制涡轮发动机起动，并逐步达到高压物理转速85％转速后，持续一定时间；
逐步打开加温加压进气管路阀门，同时逐步关闭大气进气管路阀门，控制发动机进气温度达到高空高速条件，而后调节进气压力和涡轮发动机油门杆，使得高压物理转速达到对应的典型状态转速并持续一定时间；
切断涡轮发动机供油，控制涡轮发动机处于风车状态，判断此涡轮发动机风车转速是否满足设计需求，若是，则完成验证。
5.如权利要求1所述的并联式组合动力及组合喷管验证方法，其特征在于，所述冲压发动机典型高空高速工作条件下的组合动力喷管高速通道试验包括：
调节组合动力喷管高速通道的喉道面积至最小，采用加温加压进气，控制冲压燃烧室点火，分别调整冲压燃烧室不同状态下的供油量，并对应调节高速通道的盘管喉道面积，在此过程中监测冲压燃烧室的进口总温、总压与静值，判断是否满足设计要求，若是，则试验完成；在调整高速通道喉道面积的过程中，控制冲压燃烧室出口静压不超过进气道起动允许的最大背压。
6.如权利要求1所述的并联式组合动力及组合喷管验证方法，其特征在于，所述涡轮发动机和冲压发动机共同工作条件下的组合喷管进气试验方法包括：控制涡轮发动机在大气进气条件下起动，调节涡轮发动机油门杆使得涡轮发动机高压物理转速达到90％转速并持续一定时间；
控制带进气道扩张段的冲压燃烧室加温加压进气，直至涡轮发动机高压物理专利达到90％转速并持续一定时间后，冲压发动机点火，通过模态转换调节冲压发动机供油和组合动力喷管高速通道的喉道面积，直至冲压发动机稳定工作一定时间；
完成模态转换后，控制冲压发动机停车；冲压发动机工作过程中采集冲压发动机的工作关键参数并判断是否满足设计需求，若是，则试验完成。
7.如权利要求6所述的并联式组合动力及组合喷管验证方法，其特征在于，所述模态转换的具体方法包括：在涡轮发动机和冲压发动机均进入到模态转换区间后，控制冲压发动机油门杆和涡轮发动机油门杆交联，按照组合动力推力连续、流量连续或推力连续与流量连续的中间值控制涡轮发动机减油、冲压发动机增油，而后逐步关闭涡轮发动机，直至冲压发动机单独工作，完成模态转换。
8.如权利要求1所述的并联式组合动力及组合喷管验证方法，其特征在于，所述涡轮发动机进行高空高速风车气动条件下的组合动力喷管低速通道试验方法包括：控制涡轮发动机加温加压进气，直至达到风车起动条件下的进气温度压力，在涡轮发动机高压物理转速达到20％～25％后，执行风车起动，主燃烧室点火20s；而后控制涡轮发动机逐渐加油至慢车状态，调节涡轮发动机油门杆，控制发动机逐步调节至慢车、节流、中间、加力、中间、节流、慢车至停车状态；采集涡轮发动机的高压物理转速并判断是否满足设计需求，若是，则试验完成。
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|---|---|
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