[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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本發明的目的在于克服現有技術不足，提供一種渦輪基雙燃燒室沖壓組合循環發動機控制方法，解決現有渦輪沖壓組合發動機不能在較低馬赫數接力等問題。本發明首先針對雙燃燒室沖壓發動機進行改進，燃燒室采用矩形并聯布局，且針對其進氣道進行改進，該進氣道采用二元進氣道構型，并沿流向由支板分割為亞燃流道和超燃流道，所述亞燃通道至少為一個，所述超燃流道至少為兩個且均分在亞燃流道兩側，通過在各流道設計中增加內收縮段調節型面和擴張段調節型面，以控制進氣道喉道面積大小，實現各燃燒室對不同壓縮程度空氣的需要，拓寬發動機工作馬赫數范圍、提高發動機性能。

技術領域

本發明屬于組合發動機技術領域，具體涉及渦輪基雙燃燒室沖壓組合循環發動機控制方法。

背景技術

臨近空間高超聲速飛行任務、空天飛行任務等對具備寬空域、寬速域工作能力的高性能新型動力提出了迫切的需求，技術成熟的火箭發動機、渦輪發動機和沖壓發動機各有優勢，但都無法單獨完成上述任務。為適應該任務需求，目前可以以上述三種發動機技術為基礎組成新的熱力循環方案，從而拓寬工作范圍，于是演變出渦輪沖壓組合(TBCC，TurboBased Combined Cycle)、TRIJET等組合發動機方案。

上述TBCC、TRIJET組合發動機仍存在以下缺陷：TBCC受高速渦輪機技術制約，無法實現與雙模態沖壓發動機的很好接力。近期國內提出擬采用現役渦輪構建并聯TBCC方案，擬通過引射火箭增推或噴水預冷等解決接力問題，但這樣會增加系統復雜性和質量代價。TRIJET采用通過引入引射沖壓發動機，實現現役渦輪發動機和雙模態沖壓發動機之間的推力銜接，但由于采用三通道結構，面臨系統復雜、結構質量大等問題。

雙燃燒室沖壓發動機比雙模態超燃沖壓發動機工作馬赫數下限更低，為Ma3.3左右，借助可調進氣技術，其工作馬赫數下限可進一步下拓至Ma2.5左右，因此渦輪發動機與雙燃燒室沖壓發動機的組合方案更有助于解決“推力鴻溝”難題，基于貨架渦輪發動機的組合動力方案更為可行。然而現有雙燃燒室沖壓發動機為軸對稱構型，采用軸對稱進氣道，更適用于軸對稱布局，在流道及結構設計方面難以實現與渦輪通道并聯布置且共用進氣系統，并且現有技術采用固定幾何進氣道，難以適應更寬工作馬赫數范圍。

發明內容

本發明的目的在于克服現有技術不足，提供一種渦輪基雙燃燒室沖壓組合循環發動機控制方法，解決現有渦輪沖壓組合發動機不能在較低馬赫數接力等問題。

本發明的技術解決方案：

渦輪基雙燃燒室沖壓組合循環發動機控制方法，包括高速通道和低速通道，所述高速通道和低速通道并聯設置，且共用進氣道和尾噴管，所述高速通道包括雙燃燒室沖壓發動機，所述低速通道包括渦輪核心機，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，且所述亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室采用矩形并聯布局；

所述沖壓進氣道采用二元進氣道構型，并沿流向由支板分割為亞燃流道和超燃流道，所述亞燃流道至少為一個且與亞聲速燃燒室相連，所述超燃流道至少為兩個且均分在亞燃流道兩側，所述超燃流道分別連接超聲速燃燒室；

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，所述內收縮段調節型面和擴張段調節型面的一端分別固定于內收縮段起點和擴張段終點，另一端分別為活動端，所述連接鉸鏈包括鉸鏈a和b，所述鉸鏈a和b分別位于內收縮段起點和擴張段終點，且所述內收縮段調節型面和擴張段調節型面可分別繞著所述鉸鏈a和b按設計旋轉角度進行旋轉；

所述組合循環發動機的控制方法包括：