[發明專利]渦輪基雙燃燒室沖壓組合循環發動機控制方法

有效

• 申請號: 201710087008.X
• 申請日: 2017-02-17
• 公開（公告）號: CN107013368B
• 公開（公告）日: 2018-06-12
• 發明（設計）人: 侯金麗;趙文勝;郭金鑫;李亭鶴;凌文輝
• 申請（專利權）人: 北京動力機械研究所;北京空天技術研究所
• 主分類號: F02K7/16
• 分類號: F02K7/16;F02K1/16;F02C7/057;F02C7/042;F02C6/00;F02C9/16
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1.渦輪基雙燃燒室沖壓組合循環發動機控制方法，其特征在于，包括高速通道和低速通道，所述低速通道包括渦輪核心機，所述高速通道包括雙燃燒室沖壓發動機；

所述雙燃燒室沖壓發動機包括雙燃燒室沖壓進氣道，亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室；

所述沖壓進氣道采用二元進氣道構型，由沿流向由支板分割為亞燃流道和超燃流道，所述超燃流道至少為兩個且均分在亞燃流道兩側；

所述亞燃和超燃流道結構一致，由固定型面、可調型面及連接鉸鏈構成，其中，所述固定型面包括外壓縮型面、內收縮段型面、喉道型面、擴張段型面、唇口型面以及與燃燒室連接型面；所述可調型面包括內收縮段調節型面和擴張段調節型面，所述連接鉸鏈包括鉸鏈a和b，所述內收縮段調節型面和擴張段調節型面的一端分別通過鉸鏈a和b固定于內收縮段起點和擴張段終點；

所述組合循環發動機的控制方法包括：

飛行器從地面起飛時，所述進氣分流板處于同時開啟低速通道和高速通道的位置，空氣經進氣道壓縮后分別進入低速通道和高速通道，由進氣分流板的位置確定分配給低速通道和高速通道的空氣流量，所述渦輪核心機啟動工作，高速通道保持通流狀態，排氣調節擋板位于尾噴管中間位置，所述沖壓進氣道各流道中的內收縮段調節型面和擴張段調節型面分別與內收縮段型面和擴張段型面貼合；

當飛行馬赫數到達第一馬赫數時，進氣分流板向上移動，關閉低速通道，所述亞燃流道和超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面分別緊貼內收縮段型面和擴張段型面，亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室開始點火，所述亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室均為亞燃模態，當進氣分流板轉到關閉低速通道的位置，渦輪核心機停止工作，排氣調節擋板向上轉動到關閉低速通道出口，模態接力完成；

當飛行馬赫數到達第二馬赫數，所述亞燃流道和超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面開始進行旋轉，隨著飛行馬赫數的增加，控制亞燃流道和超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面旋轉，使得所述亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室均處于亞燃模態；

當飛行馬赫數到達第三馬赫數，超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面停止旋轉調節，隨著飛行馬赫數的增大，超聲速燃燒室逐漸由亞燃模態向超燃模態轉變；

當飛行馬赫數到達第四馬赫數，超聲速燃燒室處于超燃模態，完成模態轉變，隨著飛行馬赫數的增大，超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面仍停止，未旋轉調節；

當飛行馬赫數到達第五馬赫數，超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面開始旋轉調節，隨著飛行馬赫數的增大，使得所述超聲速燃燒室始終處于超燃模態；

當飛行馬赫數達到第六馬赫數，所述亞燃流道和超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面均停止旋轉調節，所示亞聲速燃燒室始終處于亞燃模態，超聲速燃燒室始終處于超燃模態；

所述第二馬赫數和第六馬赫數之間，控制亞燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面旋轉，使得所述亞聲速燃燒室始終處于亞燃模態。

2.根據權利要求1所述的方法，其特征在于，所述內收縮段調節型面和擴張段調節型面旋轉后，所述內收縮段調節型面、內收縮段型面、喉道型面、擴張段型面和擴張段調節型面圍成一個凹腔，在凹腔內形成渦流作為流道的氣動喉道型面，該氣動喉道型面對應的喉道高度定義為可調型面旋轉后流道的喉道高度H_th，通過公式(1)得到：

其中，H_th為可調型面旋轉后流道喉道高度，H_c為進氣道流道捕獲高度，q(Ma)為流量函數，Ma₀和Ma_th分別為來流馬赫數和進氣道流道喉道馬赫數，為流量系數，σ_th為流道喉道總壓恢復系數。

3.根據權利要求2所述的方法，其特征在于，在所述鉸鏈旋轉調節過程中，所述內收縮段調節型面和擴張段調節型面的活動端距離唇口型面的垂直距離始終保持相等。