[发明专利]一种串并混联的三动力组合发动机设计方法

说明书

一种串并混联的三动力组合发动机设计方法，1)针对飞行器对组合动力的尺寸指标，确定组合动力的最大迎风流道截面积；发动机进气道采用进气堵锥可前后移动的轴对称结构，进气道捕获面积选择为最大迎风流道截面积；2)根据单独冲压工作的最低马赫数，计算涡轮发动机最大截面的流量系数及马赫数、冲压发动机亚燃燃烧室的进口截面积；3)根据不同飞行条件下的冲压发动机亚燃燃烧室出口流量、总压及总温，计算可调喷管喉道面积；4)根据不同飞行条件下的喷管出口流量、总压、总温等，计算得到发动机推力及耗油率；5)完成沿流向方向长度的设计；6)结合整个飞行剖面内火箭发动机的最大推力需求，完成火箭发动机的大小及数量设计。

技术领域

本发明涉及组合发动机领域，尤其涉及一种串并混联的三动力组合发动机设计方法。

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，研制高超声速飞行器，最重要的技术就是高超声速推进技术，因为推进系统的性能好坏直接影响到整个飞行器的设计方案能否成功。然而，在不同的飞行马赫数范围，各种吸气式推进器具有不同的经济性，因此，要满足吸气式飞行器全工作范围内的动力需求，组合动力系统是一种较理想且非常具有工程应用前景的方案。目前，常见的可用于高超声速飞行器选择的组合动力系统主要有两种形式：涡轮基组合循环动力装置(TBCC)和火箭基组合循环动力装置(RBCC)。其中，涡轮基组合循环发动机是由涡轮发动机与其他类型发动机组合而成的动力装置，具有比冲高、飞行速域广、可常规起降、可重复使用、低速性能好等优点，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。

涡轮基组合循环可实现变循环工作过程，使飞行器在不同的飞行条件(亚声速、超声速、高超声速)下都能得到良好的推进性能。在飞行器低速飞行时，气流进入涡轮发动机，此时组合发动机以涡轮发动机方式工作；在飞行器高速飞行时，气流进入冲压发动机，此时组合发动机以冲压发动机方式工作。

涡轮基组合动力的优点在于推进效率高，但现阶段主要存在两方面问题。首先，目前涡轮发动机的最佳工作速域范围是Ma0～2；亚燃冲压发动机的有利工作速域范围Ma3～5，两者之间存在工作速域差异，表现为“推力鸿沟”现象。其次，涡轮和冲压发动机作为吸气式动力，两个动力之间的相互组合势必将带来尺寸重量的增加，在高速飞行过程中由于尺寸增加带来的迎风面积增加，单位迎面推力下降，将不可避免地导致飞行器阻力增加组合动力的，将加剧飞行器/组合动力的推阻不平衡现象。

发明内容

本发明的目的在于解决现有技术中涡轮基组合动力的“推力鸿沟”及低单位迎面推力的上述问题，提供一种将涡轮发动机、火箭发动机、亚燃冲压发动机串并混联的三动力组合发动机设计方法，在保持宽速域飞行和高推力优点的同时，提高推进系统的总体性能。

为达到上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种串并混联的三动力组合发动机设计方法，包括以下步骤：

1)针对飞行器对组合动力的尺寸指标，确定组合动力的最大迎风流道截面积；对于工作马赫数为Ma0～5的组合动力，发动机进气道采用进气堵锥可前后移动的轴对称结构，进气道捕获面积选择为最大迎风流道截面积；

2)根据单独冲压工作的最低马赫数，计算在此状态下涡轮发动机最大截面的流量系数及马赫数，计算冲压发动机亚燃燃烧室的进口截面积；

3)根据不同飞行条件下的冲压发动机亚燃燃烧室出口流量、总压及总温，计算得到可调喷管喉道面积；

4)根据不同飞行条件下的喷管出口流量、总压、总温及尺寸指标，计算得到可调喷管出口马赫数，根据出口马赫数得到喷管出口速度、压力，进而计算得到发动机推力及耗油率；

5)通过上述步骤1～4)可得到沿流向典型截面的截面积，基于上述截面积进一步完成沿流向方向长度的设计；