[发明专利]高超声速三通道进气道的设计方法

说明书

高超声速三通道进气道的设计方法，涉及航空器的高超声速进气道。设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝3～4.5之间的冲压通道；设计分流板，因为进入涡轮通道和引射火箭通道的气流都通过分流板的转动进行调配，所以分流板应按对应于火箭通道和对应于涡轮、火箭通道这两个部分进行设计；设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝0～1.8之间的涡轮通道扩张段；设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝1.8～3之间的引射火箭通道扩张段。对现有的内并联式双通道涡轮基组合循环动力进气道的设计方法进行改进，提出一种三维内转式高超声速三通道涡轮基组合循环动力进气道设计方法。

技术领域

本发明涉及航空器的高超声速进气道，尤其是涉及高超声速三通道进气道的设计方法。

背景技术

在国际竞争日趋激烈的今天，航空器也将迎来由亚声速、跨声速、超声速发展到高超声速的技术革命，鉴于高超声速飞行器在国防安全及低成本进入太空等方面的应用价值，世界各大航空航天强国都在大力推行高超声速飞行器的研制计划，而对于目前处在世界第二大经济体的我国来说，在高超声速飞行器的研究上取得进展也将成为令我国在大国博弈中占据优势的重要一步。在目前单一模式的发动机无法满足高超声速飞行器大跨度飞行马赫数范围的条件下，出现了基于涡轮和火箭的两种组合循环动力装置，而基于涡轮的组合动力装置(TBCC)由于其可重复使用、发射与着陆点灵活、飞行成本低等特点具有很大的发展潜力([1]王占学,刘增文,王鸣.涡轮基组合循环发动机技术发展趋势和应用前景[J].航空发动机,2013,39(3):12-17)。

进气道需要为发动机提供符合要求进气量的高压低速均匀来流，是高超声速飞行器推进系统中的重要部件，早期一种典型的TBCC推进系统采用内并联双通道进气道使气流进入进气道后通过喉道分别流入涡轮通道和冲压通道，并通过控制分流板的位置实现由涡轮模态向冲压模态的转换。然而这种方案在冲压发动机启动马赫数较高的前提下对涡轮发动机的工作范围提出了很高的要求，而现有涡轮发动机的设计工作马赫数范围并不能完全覆盖超燃冲压发动机的启动马赫数，所以在分流板的位置由双通道全开调节至关闭涡轮通道即模态转换的过程中，会由于涡轮发动机性能下降而出现推力不足的情况([2]AdamSiebenhaar,Thomas J.Bogar,Integration and Vehicle Performance Assessment ofThe Aerojet“TriJet”Combined-Cycle Engine,16th AIAA International Space Planesand Hypersonic Systems and Technologies Conference,2009)，这将导致推进系统在此过程中的加速性能受影响而无法顺利完成模态转换。

为弥补模态转换过程中推力不足的缺陷，考虑在原有内并联双通道进气道的基础上，在低速涡轮通道和高速冲压通道之间增加引射火箭通道，同样通过可调分流板来实现模态转换，这种进气道对应的组合式发动机称为三通道组合循环发动机(TriJet)，其包含三种推进系统，即在涡轮和超燃冲压基础上，以引射火箭来代替模态转换过程中涡轮发动机的作用，提供更大的推力，确保发动机转级阶段的正常运行。但由于TriJet进气道较TBCC发动机进气道还要多出一个火箭通道，可用空间相当有限，结构布局及不同模态之间转换的控制难度很大，故对三通道进气道的研究对高超声速飞行器的发展具有深远而重要的意义。

发明内容

本发明的目的旨在提供可提高模态转换过程中发动机推力性能的高超声速三通道进气道的设计方法。

本发明包括以下步骤：

1)设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝3～4.5之间的冲压通道；

在步骤1)中，所述设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝3～4.5之间的冲压通道的具体方法可为：