[发明专利]涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机控制方法

摘要

本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机控制方法，解决现有涡轮冲压组合发动机不能在较低马赫数接力等问题。本发明首先针对双燃烧室冲压发动机进行改进，燃烧室采用矩形并联布局，且针对其进气道进行改进，该进气道采用二元进气道构型，并沿流向由支板分割为亚燃流道和超燃流道，所述亚燃通道至少为一个，所述超燃流道至少为两个且均分在亚燃流道两侧，通过在各流道设计中增加内收缩段调节型面和扩张段调节型面，以控制进气道喉道面积大小，实现各燃烧室对不同压缩程度空气的需要，拓宽发动机工作马赫数范围、提高发动机性能。

主权项

涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机控制方法，其特征在于，包括高速通道和低速通道，所述低速通道包括涡轮核心机，所述高速通道包括双燃烧室冲压发动机；所述双燃烧室冲压发动机包括双燃烧室冲压进气道，亚声速燃烧室和超声速燃烧室；所述冲压进气道采用二元进气道构型，由沿流向由支板分割为亚燃流道和超燃流道，所述超燃流道至少为两个且均分在亚燃流道两侧；所述亚燃和超燃流道结构一致，由固定型面、可调型面及连接铰链构成，其中，所述固定型面包括外压缩型面、内收缩段型面、喉道型面、扩张段型面、唇口型面以及与燃烧室连接型面；所述可调型面包括内收缩段调节型面和扩张段调节型面，所述连接铰链包括铰链a和b，所述内收缩段调节型面和扩张段调节型面的一端分别通过铰链a和b固定于内收缩段起点和扩张段终点；所述组合循环发动机的控制方法包括：飞行器从地面起飞时，所述进气分流板处于同时开启低速通道和高速通道的位置，空气经进气道压缩后分别进入低速通道和高速通道，由进气分流板的位置确定分配给低速通道和高速通道的空气流量，所述涡轮核心机启动工作，高速通道保持通流状态，排气调节挡板位于尾喷管中间位置，所述冲压进气道各流道中的内收缩段调节型面和扩张段调节型面分别与内收缩段型面和扩张段型面贴合；当飞行马赫数到达第一马赫数时，进气分流板向上移动，关闭低速通道，所述亚燃流道和超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面分别紧贴内收缩段型面和扩张段型面，亚声速燃烧室和超声速燃烧室开始点火，所述亚声速燃烧室和超声速燃烧室均为亚燃模态，当进气分流板转到关闭低速通道的位置，涡轮核心机停止工作，排气调节挡板向上转动到关闭低速通道出口，模态接力完成；当飞行马赫数到达第二马赫数，所述亚燃流道和超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面开始进行旋转，随着飞行马赫数的增加，控制亚燃流道和超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面旋转，使得所述亚声速燃烧室和超声速燃烧室均处于亚燃模态；当飞行马赫数到达第三马赫数，超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面停止旋转调节，随着飞行马赫数的增大，超声速燃烧室逐渐由亚燃模态向超燃模态转变；当飞行马赫数到达第四马赫数，超声速燃烧室处于超燃模态，完成模态转变，随着飞行马赫数的增大，超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面仍停止，未旋转调节；当飞行马赫数到达第五马赫数，超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面开始旋转调节，随着飞行马赫数的增大，使得所述超声速燃烧室始终处于超燃模态；当飞行马赫数达到第六马赫数，所述亚燃流道和超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面均停止旋转调节，所示亚声速燃烧室始终处于亚燃模态，超声速燃烧室始终处于超燃模态；所述第二马赫数和第六马赫数之间，控制亚燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面旋转，使得所述亚声速燃烧室始终处于亚燃模态。