[发明专利]一种超燃与亚燃燃烧室共存的三动力组合发动机设计方法

说明书

一种超燃与亚燃燃烧室共存的三动力组合发动机设计方法，涉及组合发动机。根据飞行任务制定总体性能要求，基于总体性能要求设计基本流场，进而通过流线追踪得到三维内转进气道；在三维内转进气道出口，根据发动机总体性能得到超燃燃烧室进出口参数，设计超燃燃烧室；在超燃燃烧室入口前，基于Ma2～5发动机推力需求布置相应大小的引射火箭通道，其中包括中心锥、火箭发动机以及亚燃燃烧室；根据Ma0～2阶段发动机流量需求，利用流量公式计算涡轮通道入口面积，在三维内转进气道上壁面开口，布置涡轮通道；在述超燃燃烧室出口和涡轮通道出口，布置几何面积可调的共用尾喷管，并根据尾喷管不同工作状态设计分流板。

技术领域

本发明涉及组合发动机，尤其是涉及一种超燃与亚燃燃烧室共存的三动力组合发动机设计方法。

背景技术

高超声速飞行被誉为继螺旋桨推进飞行和喷气推进飞行之后航空史上的第三次“革命”，是21世纪航空、航天科学技术的制高点([1]王旭豪,王文发,王兆雷.高超声速飞行器的特点及其对未来作战的影响[J].飞航导弹,2011(5):26-28.)。当前，空天飞行器的学术研究前沿热点正在从超燃冲压发动机的研制转向能够实现水平起飞、自主加速到高超声速的组合动力系统的研制([2]刘大响,陈光.21世纪的航空发动机(下)[J].航空知识,2004(6):34-37)。其中涡轮基组合动力已成为组合动力的研制重点。涡轮基组合动力TBCC是以低速(Ma0～Ma2)涡轮发动机为基础，集成高速(Ma3～Ma8)冲压发动机形成的宽速域高超声速动力系统。它具有比冲高、飞行速度范围广、重复使用等优势，是全速域高超声速飞行最为理想的航空动力推进系统([3]王芳,高双林.高超声速巡航导弹理想动力系统——TBCC发动机及其关键技术[J].飞航导弹,2007(11):49-53)。

但在马赫2～3范围内，TBCC动力系统存在涡轮发动机工作马赫数“上不去”、冲压发动机工作马赫数“下不来”的问题；且在模态转换过程TBCC动力系统难以满足飞行器推力需求，陷入难以逾越的“推力鸿沟”。此外，现阶段亚燃冲压发动机工作马赫数集中在Ma3-5，超燃冲压发动机工作马赫数为Ma5-8。为实现Ma3-8速域范围内的冲压发动机工作，现阶段的主要措施是采用双模态超燃冲压发动机，其在Ma3-5状态燃烧室进口马赫数为亚声速，Ma5以上为超音速。然而目前双模态超燃冲压发动机技术成熟度较低，且离工程实践较远。

发明内容

本发明的目的在于针对涡轮-冲压、亚燃-超燃模态转换过程中存在的问题，提供引入火箭进行涡轮-冲压推力桥接、超燃与亚燃燃烧室共存的一种超燃与亚燃燃烧室共存的三动力组合发动机设计方法。

所述超燃与亚燃燃烧室共存的三动力组合发动机设有三维内转进气道、涡轮通道、冲压火箭通道和尾喷管；所述涡轮通道和冲压火箭通道共用一个三维内转进气道和尾喷管；所述冲压火箭通道设有冲压通道和引射火箭通道，所述引射火箭通道设有亚燃燃烧室，所述冲压通道和引射火箭通道出口接有一个共用的超燃燃烧室。

本发明包括以下步骤：

1)根据飞行任务制定总体性能要求，基于总体性能要求设计基本流场，进而通过流线追踪得到三维内转进气道；

2)在步骤1)所述三维内转进气道出口，根据发动机总体性能得到超燃燃烧室进出口参数，设计超燃燃烧室；

3)在步骤2)所述超燃燃烧室入口前，基于Ma2～5发动机推力需求布置相应大小的引射火箭通道，其中包括中心锥、火箭发动机以及亚燃燃烧室；

4)根据Ma0～2阶段发动机流量需求，利用流量公式计算涡轮通道入口面积，其中表示流量，ρ表示密度，A表示面积，v表示速度，在步骤1)所述三维内转进气道上壁面开口，布置涡轮通道；

5)在步骤3)所述超燃燃烧室出口和步骤4)所述涡轮通道出口，布置几何面积可调的共用尾喷管，并根据尾喷管不同工作状态设计分流板。