[发明专利]一种串联式组合动力进气道模态转换试验方法

说明书

技术领域

本发明属于组合动力研究领域，特别是一种串联式组合动力进气道模态转换试验方法。

背景技术

吸气式高超声速（飞行马赫数大于5）飞行器是未来军、民用航空器的战略发展方向，被喻为是继螺旋桨、喷气推进飞行器之后世界航空史上的第三次革命。对于飞行包线范围非常宽（高度0～40km或更高、飞行马赫数从亚声、跨声、超声速扩展到高超声速）的高超声速飞行器来说，还没有一种吸气式发动机能独立完成推进任务。因此国外提出了利用两种以上的发动机组合起来作为高超声速推进动力的构想，目前常见的组合动力推进系统主要有火箭基组合循环（RBCC）和涡轮基组合循环（TBCC），其中涡轮基组合循环推进系统具有可重复使用（大于1000次任务，每年可飞行100次）、成本低、安全性高、用途多样、有灵活的发射和着陆地点、耐久性高、单位推力大，采用普通的燃料和润滑剂等特点，是高超声速动力推进系统重要的选择之一。

TBCC推进系统的按照布局方式可以分为串联式和并联式。其中串联形式采用涡轮发动机在前，冲压发动机在后的布局，具有发动机基线小，重量轻等优点。组合循环发动机工作过程中必然要经历由涡轮发动机工作状态向冲压发动机工作状态（或冲压发动机工作状态向涡轮发动机工作状态）转换的模态转换过程。在发动机模态转换过程中，进气道需要同时向涡轮发动机通道和冲压发动机通道提供所需气流，配合发动机完成动力模式的转换，且在此模态转换过程中需要满足组合发动机的流量和推力保持平稳过渡等要求，是TBCC发动机研制成败的关键技术之一。目前，关于串联式TBCC进气道模态转换过程试验方法尚未见报道。

发明内容

针对上述问题，本发明提供一种串联式组合动力进气道模态转换试验方法，以确定涡轮/冲压发动机通道的堵锥位置匹配关系，可实现模态转换过程中进气道出口马赫数按照预先设定的规律变化，本发明是这样实现的：

一种串联式组合动力进气道模态转换试验方法，其特征在于，具体步骤如下：

（1）在串联式组合动力进气道模态转换风洞试验中，固定冲压发动机通道堵锥或涡轮发动机通道堵锥，并在一次风洞试验中保持冲压发动机通道或涡轮发动机通道堵塞比值恒定；

（2）移动涡轮发动机通道堵锥或冲压发动机通道堵锥，使涡轮发动机通道或冲压发动机通道堵塞比由小增大，同时至少测定六组不同涡轮发动机通道或冲压发动机通道堵塞比对应的进气道出口马赫数，获得相应的数据点；

（3）对数据点进行拟合，获得在该冲压发动机通道或涡轮发动机通道堵塞比条件下，进气道出口马赫数随涡轮发动机通道或冲压发动机通道堵塞比变化的拟合曲线公式；

（4）利用拟合曲线公式，按预期的进气道出口马赫数，获得在该冲压发动机通道或涡轮发动机通道堵塞比条件下，涡轮/冲压发动机通道堵塞比匹配值；

（5）改变步骤（1）中冲压发动机通道或涡轮发动机通道堵塞比值，重复步骤（2）～（4）；

（6）重复上述步骤，获得至少四组涡轮/冲压发动机通道堵塞比匹配值；

（7）根据获得的涡轮/冲压发动机通道堵塞比匹配值，进行模态转换试验，即获得预期的进气道出口马赫数变化规律。

进一步，本发明中，在步骤（1）中固定冲压发动机通道堵锥，在一次风洞试验中保持冲压发动机通道堵塞比值恒定。

进一步，本发明中，冲压发动机通道堵塞比值范围是60%-100%。

本发明的原理为：在串联TBCC进气道模态转换试验装置中设有两套节流装置，分别对涡轮/冲压发动机通道进行节流，其中对涡轮发动机通道实施节流的装置为涡轮发动机通道堵锥，对冲压发动机通道实施节流的装置为冲压发动机通道堵锥。在组合发动机模态转换风洞试验过程中，两个流道的堵锥将同时进行移动以模拟涡轮/冲压发动机工作状态（一个流道堵锥前移，增大通道堵塞比以模拟发动机由工作状态逐渐转向关闭状态；另一个堵锥由关闭逐渐后退，减小通道堵塞比以模拟发动机由关闭逐渐转向开启状态），从而达到模拟模态转换过程中组合发动机工作状态的目的。

可见，涡轮/冲压发动机通道两个堵锥位置的匹配关系及确定方法是决定模态转换试验成败的关键因素。本发明正是提供了组合发动机模态转换过程中，模拟发动机工作状态的涡轮/冲压发动机流道堵锥位置匹配关系的方法。采用该方法获得的涡轮/冲压发动机通道的堵锥位置匹配关系，可确保串联式TBCC进气道模态转换过程进气道出口马赫数按预期设定的规律变化，进而模拟了相应的组合发动机工作状态。

附图说明

图1为串联式TBCC进气道模型图；