[發(fā)明專利]一種嵌入式渦輪增壓進(jìn)氣道

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201410421950.1
• 申請日: 2014-08-25
• 公開（公告）號(hào): CN104196631A
• 公開（公告）日: 2014-12-10
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 趙成澤;時(shí)圣波;張柯;李?yuàn)W;宋一凡;王若冰;王一凡;戴存喜
• 申請（專利權(quán)）人: 西北工業(yè)大學(xué)
• 主分類號(hào): F02C7/04
• 分類號(hào): F02C7/04
• 代理公司: 西北工業(yè)大學(xué)專利中心 61204
• 代理人: 陳星

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種進(jìn)氣道，具體地說,涉及一種嵌入式渦輪增壓進(jìn)氣道,屬于 航空航天應(yīng)用技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)

現(xiàn)有公開的技術(shù)文獻(xiàn)“TBCC進(jìn)氣道研究現(xiàn)狀及其關(guān)鍵技術(shù)”(空氣動(dòng)力學(xué)學(xué) 報(bào),2010年第5期)中,通過對國外的進(jìn)氣道研究現(xiàn)狀，提出兩種串聯(lián)方式進(jìn)氣道 設(shè)計(jì),即共軸型軸對稱進(jìn)氣道、共軸型二元進(jìn)氣道。兩種布局方式具有明顯的特 點(diǎn),串聯(lián)布局方式采用前/后排列結(jié)構(gòu),具有發(fā)動(dòng)機(jī)基線尺寸小、重量輕的優(yōu)點(diǎn)； 高馬赫數(shù)飛行時(shí)難以保護(hù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī),渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)在氣路中會(huì)造成很大的性能 損失,導(dǎo)致高馬赫數(shù)狀態(tài)下性能欠佳,因此,該布局方式受飛行馬赫數(shù)的限制較 大。

在文獻(xiàn)“組合循環(huán)動(dòng)力系統(tǒng)面臨的挑戰(zhàn)及前景”(火箭推進(jìn),2009年第35期) 中提出了TBCC工作的基本原理，文中指出渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的極限工作速度為 3Ma，當(dāng)飛行器加速通過約3.0Ma時(shí)，渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)閉，進(jìn)氣道的空氣直接 進(jìn)入加力燃燒室，加力燃燒室成為沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室，然而在渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī) 向沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作模式轉(zhuǎn)變馬赫數(shù)附近，轉(zhuǎn)換馬赫數(shù)取決于渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部溫 度以及進(jìn)氣道可能達(dá)到的壓力恢復(fù)情況，并且渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的推力下降。針對上 述問題，文中提出了AHFV的動(dòng)力系統(tǒng)所面臨的挑戰(zhàn),減少發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)敏感性； 滿足亞、跨、超甚至高超音速條件下進(jìn)氣量、壓力損失和波系組織要求；渦輪 發(fā)動(dòng)機(jī)模式向沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模式平穩(wěn)轉(zhuǎn)換的合理方式及渦輪沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作 的條件；加力/沖壓燃燒室進(jìn)口總壓流場畸變情況下，加力燃燒室的性能降低， 影響飛行器的整體飛行狀態(tài)。

發(fā)明內(nèi)容

為了避免現(xiàn)有技術(shù)存在的不足，本發(fā)明提出一種嵌入式渦輪增壓進(jìn)氣道。 針對AHFV組合動(dòng)力，消除TBCC動(dòng)力方式的兩級(jí)動(dòng)力模式的交接盲區(qū)；對于單 獨(dú)使用渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)的飛行器，可以很大程度的提高飛行速域。

本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是:包括進(jìn)氣道前段、渦輪發(fā)動(dòng) 機(jī)、進(jìn)氣道連接環(huán)、進(jìn)氣道后段，進(jìn)氣道采用S型結(jié)構(gòu)，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)位于進(jìn)氣 道前段與進(jìn)氣道后段連接部位，進(jìn)氣道連接環(huán)與渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)外側(cè)耳片固連，進(jìn) 氣道連接環(huán)與進(jìn)氣道前段和進(jìn)氣道后段固連，進(jìn)氣道連接環(huán)對應(yīng)進(jìn)氣口截面橫 向距離為進(jìn)氣道長度的44％；

進(jìn)氣道中心線變化率為:

Y＝1.7465X⁴-4.6574X³+3.4931X²-1.4822X+2.3559E-9，

進(jìn)氣道輪廓曲線變化率為:

上型線:Y＝2.1331X⁴-5.2871X³+3.6443X²-0.1725X+0.0486，

下型線:Y＝1.4135X⁴-4.0537X³+3.2442X²-0.1017X-0.0490。

所述渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)為TRS13型發(fā)動(dòng)機(jī)。

有益效果

本發(fā)明提出的嵌入式渦輪增壓進(jìn)氣道，采用具有嵌入式渦輪增壓方式的S 型進(jìn)氣道。進(jìn)氣道可使單一驅(qū)動(dòng)飛行器達(dá)到較高的速域，實(shí)現(xiàn)TBCC驅(qū)動(dòng)的高超 聲速飛行器在動(dòng)力轉(zhuǎn)換上的平穩(wěn)的無縫對接。針對AHFV在不同飛行階段的動(dòng)力 系統(tǒng)問題，本發(fā)明應(yīng)用于TBCC動(dòng)力源，首先可實(shí)現(xiàn)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的 前后排列，達(dá)到縮小體積/減輕重量的目的，為飛行器的總體設(shè)計(jì)減少困擾；其 次，對于TBCC動(dòng)力方式的不可避免的交接盲區(qū)，本發(fā)明可通過內(nèi)嵌渦輪增壓實(shí) 現(xiàn)進(jìn)氣道內(nèi)部氣體的超聲速流動(dòng)，從而提前促發(fā)超然沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的正常工作， 實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)變馬赫數(shù)附近的工作模式的平穩(wěn)轉(zhuǎn)換；消除TBCC動(dòng)力方式的兩級(jí)動(dòng)力模 式的交接盲區(qū)；再者，對于單獨(dú)使用渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力源的飛行器，嵌入的 方式減小了高速飛行時(shí)氣流對渦輪的沖擊，從而擴(kuò)大渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的使用速域。

附圖說明

下面結(jié)合附圖和實(shí)施方式對本發(fā)明一種嵌入式渦輪增壓進(jìn)氣道作進(jìn)一步的 詳細(xì)說明。

圖1為本發(fā)明渦輪增壓進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2為本發(fā)明的進(jìn)氣道連接環(huán)和渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)連接部位示意圖。

圖3為本發(fā)明渦輪增壓進(jìn)氣道進(jìn)行面積變化率曲線。

圖4為本發(fā)明渦輪增壓進(jìn)氣道的進(jìn)氣口形狀示意圖。

圖5為本發(fā)明渦輪增壓進(jìn)氣道的進(jìn)氣口截面形狀變化示意圖。