[發明專利]高超聲速三通道進氣道的設計方法

有效

• 申請號: 201710065931.3
• 申請日: 2017-02-06
• 公開（公告）號: CN106837550B
• 公開（公告）日: 2018-10-09
• 發明（設計）人: 張旭;尤延鋮;朱呈祥
• 申請（專利權）人: 廈門大學
• 主分類號: F02C7/042
• 分類號: F02C7/042;F02K7/16;F02K7/18
• 代理公司: 廈門南強之路專利事務所(普通合伙) 35200
• 代理人: 馬應森

高超聲速三通道進氣道的設計方法，涉及航空器的高超聲速進氣道。設計工作馬赫數范圍為馬赫數Ma＝3～4.5之間的沖壓通道；設計分流板，因為進入渦輪通道和引射火箭通道的氣流都通過分流板的轉動進行調配，所以分流板應按對應于火箭通道和對應于渦輪、火箭通道這兩個部分進行設計；設計工作馬赫數范圍為馬赫數Ma＝0～1.8之間的渦輪通道擴張段；設計工作馬赫數范圍為馬赫數Ma＝1.8～3之間的引射火箭通道擴張段。對現有的內并聯式雙通道渦輪基組合循環動力進氣道的設計方法進行改進，提出一種三維內轉式高超聲速三通道渦輪基組合循環動力進氣道設計方法。

技術領域

本發明涉及航空器的高超聲速進氣道，尤其是涉及高超聲速三通道進氣道的設計方法。

背景技術

在國際競爭日趨激烈的今天，航空器也將迎來由亞聲速、跨聲速、超聲速發展到高超聲速的技術革命，鑒于高超聲速飛行器在國防安全及低成本進入太空等方面的應用價值，世界各大航空航天強國都在大力推行高超聲速飛行器的研制計劃，而對于目前處在世界第二大經濟體的我國來說，在高超聲速飛行器的研究上取得進展也將成為令我國在大國博弈中占據優勢的重要一步。在目前單一模式的發動機無法滿足高超聲速飛行器大跨度飛行馬赫數范圍的條件下，出現了基于渦輪和火箭的兩種組合循環動力裝置，而基于渦輪的組合動力裝置(TBCC)由于其可重復使用、發射與著陸點靈活、飛行成本低等特點具有很大的發展潛力([1]王占學,劉增文,王鳴.渦輪基組合循環發動機技術發展趨勢和應用前景[J].航空發動機,2013,39(3):12-17)。

進氣道需要為發動機提供符合要求進氣量的高壓低速均勻來流，是高超聲速飛行器推進系統中的重要部件，早期一種典型的TBCC推進系統采用內并聯雙通道進氣道使氣流進入進氣道后通過喉道分別流入渦輪通道和沖壓通道，并通過控制分流板的位置實現由渦輪模態向沖壓模態的轉換。然而這種方案在沖壓發動機啟動馬赫數較高的前提下對渦輪發動機的工作范圍提出了很高的要求，而現有渦輪發動機的設計工作馬赫數范圍并不能完全覆蓋超燃沖壓發動機的啟動馬赫數，所以在分流板的位置由雙通道全開調節至關閉渦輪通道即模態轉換的過程中，會由于渦輪發動機性能下降而出現推力不足的情況([2]AdamSiebenhaar,Thomas J.Bogar,Integration and Vehicle Performance Assessment ofThe Aerojet“TriJet”Combined-Cycle Engine,16th AIAA International Space Planesand Hypersonic Systems and Technologies Conference,2009)，這將導致推進系統在此過程中的加速性能受影響而無法順利完成模態轉換。

為彌補模態轉換過程中推力不足的缺陷，考慮在原有內并聯雙通道進氣道的基礎上，在低速渦輪通道和高速沖壓通道之間增加引射火箭通道，同樣通過可調分流板來實現模態轉換，這種進氣道對應的組合式發動機稱為三通道組合循環發動機(TriJet)，其包含三種推進系統，即在渦輪和超燃沖壓基礎上，以引射火箭來代替模態轉換過程中渦輪發動機的作用，提供更大的推力，確保發動機轉級階段的正常運行。但由于TriJet進氣道較TBCC發動機進氣道還要多出一個火箭通道，可用空間相當有限，結構布局及不同模態之間轉換的控制難度很大，故對三通道進氣道的研究對高超聲速飛行器的發展具有深遠而重要的意義。

發明內容

本發明的目的旨在提供可提高模態轉換過程中發動機推力性能的高超聲速三通道進氣道的設計方法。

本發明包括以下步驟：

1)設計工作馬赫數范圍為馬赫數Ma＝3～4.5之間的沖壓通道；

在步驟1)中，所述設計工作馬赫數范圍為馬赫數Ma＝3～4.5之間的沖壓通道的具體方法可為：