[发明专利]一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机的设计方法

说明书

一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机的设计方法，属于组合发动机领域，先制定发动机的总体性能要求并设计进气道基本流场，进而流线追踪得到三维内转进气道；根据发动机总体性能得到超燃燃烧室进出口参数，在三维内转进气道的出口处设计超燃燃烧室；基于超燃燃烧室参数和发动机在Ma4.5～6⁺阶段的推力需求，在超燃燃烧室的出口设计几何面积可调的尾喷管；基于Ma0～2阶段发动机性能需求选取涡扇发动机，并在三维内转进气道上壁面开口布置涡扇‑亚燃组合通道和涡扇发动机；在涡扇发动机的外涵通道中布置火箭发动机；基于Ma0～5状态发动机推力需求，结合Ma0～2状态涡扇发动机及Ma2～3状态火箭发动机性能参数，在涡扇发动机后设计可转换工作模式的亚燃燃烧室。

技术领域

本发明涉及组合发动机领域，尤其涉及一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机的设计方法。

背景技术

高超声速飞行被认为是继螺旋桨和喷气推进之后的第三次革命，以美国为首的世界各大军事强国都十分重视高超声速飞行器技术的研究。目前，高超声速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式动力系统的研究，而其中又以涡轮基组合式循环发动机的研制为重点。涡轮基组合式循环发动机(TBCC)是指由涡轮发动机与其他类型发动机组合而成的动力装置，是高超声速飞行器实现自主加速、带动力水平着陆及重复使用的关键动力系统之一，其具有灵活的发射和着陆地点、耐久性高、单位推力大、能采用普通燃料和润滑剂，且运行成本较低和安全性较高等优点，是未来很有前途的高超声速动力之一。

现阶段涡轮发动机的工作马赫数主要为马赫0～2、冲压发动机工作马赫数为Ma3～6⁺，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，模态转换过程中组合发动机推力难以满足飞行器推力需求，陷入难以逾越的“推力鸿沟”；此外，现有涡轮发动机主要采用涡扇发动机结构形式，而涡扇发动机加力燃烧室本质为亚燃燃烧室。

发明内容

本发明的目的在于解决现有技术中的上述问题，提供一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机的设计方法，可保持宽速域飞行和高比冲优点的同时，实现两种模态燃烧室的共存，提高推进系统的总体性能，具有结构简单可靠、技术难度适中等优点。

为达到上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机的设计方法，包括以下步骤：

1)根据飞行任务制定发动机的总体性能要求，基于总体性能要求设计进气道基本流场，进而通过在基本流场中进行流线追踪得到三维内转进气道；

2)根据发动机总体性能得到超燃燃烧室进出口参数，在步骤1)所述的三维内转进气道的出口处设计超燃燃烧室；

3)基于步骤2)超燃燃烧室参数和发动机在Ma4.5～6⁺阶段的推力需求，在超燃燃烧室的出口设计几何面积可调的尾喷管，并根据尾喷管的不同工作状态设计尾喷管下调节板；

4)基于Ma0～2阶段发动机性能需求选取涡扇发动机，并根据其流量需求，利用流量公式计算涡扇-亚燃组合通道的入口面积，其中表示流量，ρ表示密度，A表示面积，v表示进口速度，进而在步骤1)中的三维内转进气道上壁面开口，布置涡扇-亚燃组合通道和涡扇发动机；

5)在步骤4)涡扇发动机的外涵通道中，基于Ma2～3阶段发动机推力需求布置相应大小的火箭发动机形成引射火箭通道；

6)基于Ma0～5状态发动机推力需求，结合Ma0～2状态步骤4)所述涡扇发动机及Ma2～3状态步骤5)所述火箭发动机性能参数，在步骤4)所述涡扇发动机后设计可转换工作模式的亚燃燃烧室，亚燃燃烧室进口平均马赫数不大于0.25；