[發明專利]一種外涵內置火箭的渦扇沖壓組合發動機的設計方法

有效

• 申請號: 201811304722.0
• 申請日: 2018-11-02
• 公開（公告）號: CN109408993B
• 公開（公告）日: 2020-07-31
• 發明（設計）人: 尤延鋮;孫偉強;朱劍鋒
• 申請（專利權）人: 廈門大學
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;F02K7/18;G06F119/14
• 代理公司: 廈門南強之路專利事務所(普通合伙) 35200
• 代理人: 張素斌

一種外涵內置火箭的渦扇沖壓組合發動機的設計方法，屬于組合發動機領域，先制定發動機的總體性能要求并設計進氣道基本流場，進而流線追蹤得到三維內轉進氣道；根據發動機總體性能得到超燃燃燒室進出口參數，在三維內轉進氣道的出口處設計超燃燃燒室；基于超燃燃燒室參數和發動機在Ma4.5～6⁺階段的推力需求，在超燃燃燒室的出口設計幾何面積可調的尾噴管；基于Ma0～2階段發動機性能需求選取渦扇發動機，并在三維內轉進氣道上壁面開口布置渦扇?亞燃組合通道和渦扇發動機；在渦扇發動機的外涵通道中布置火箭發動機；基于Ma0～5狀態發動機推力需求，結合Ma0～2狀態渦扇發動機及Ma2～3狀態火箭發動機性能參數，在渦扇發動機后設計可轉換工作模式的亞燃燃燒室。

技術領域

本發明涉及組合發動機領域，尤其涉及一種外涵內置火箭的渦扇沖壓組合發動機的設計方法。

背景技術

高超聲速飛行被認為是繼螺旋槳和噴氣推進之后的第三次革命，以美國為首的世界各大軍事強國都十分重視高超聲速飛行器技術的研究。目前，高超聲速飛行器的學術研究前沿熱點正在從超燃沖壓發動機的研制轉向能夠實現水平起飛、自主加速到高超聲速的組合式動力系統的研究，而其中又以渦輪基組合式循環發動機的研制為重點。渦輪基組合式循環發動機(TBCC)是指由渦輪發動機與其他類型發動機組合而成的動力裝置，是高超聲速飛行器實現自主加速、帶動力水平著陸及重復使用的關鍵動力系統之一，其具有靈活的發射和著陸地點、耐久性高、單位推力大、能采用普通燃料和潤滑劑，且運行成本較低和安全性較高等優點，是未來很有前途的高超聲速動力之一。

現階段渦輪發動機的工作馬赫數主要為馬赫0～2、沖壓發動機工作馬赫數為Ma3～6⁺，在馬赫2～3范圍內，TBCC動力系統存在渦輪發動機工作馬赫數上不去，沖壓發動機工作馬赫數下不來的問題，模態轉換過程中組合發動機推力難以滿足飛行器推力需求，陷入難以逾越的“推力鴻溝”；此外，現有渦輪發動機主要采用渦扇發動機結構形式，而渦扇發動機加力燃燒室本質為亞燃燃燒室。

發明內容

本發明的目的在于解決現有技術中的上述問題，提供一種外涵內置火箭的渦扇沖壓組合發動機的設計方法，可保持寬速域飛行和高比沖優點的同時，實現兩種模態燃燒室的共存，提高推進系統的總體性能，具有結構簡單可靠、技術難度適中等優點。

為達到上述目的，本發明采用如下技術方案：

一種外涵內置火箭的渦扇沖壓組合發動機的設計方法，包括以下步驟：

1)根據飛行任務制定發動機的總體性能要求，基于總體性能要求設計進氣道基本流場，進而通過在基本流場中進行流線追蹤得到三維內轉進氣道；

2)根據發動機總體性能得到超燃燃燒室進出口參數，在步驟1)所述的三維內轉進氣道的出口處設計超燃燃燒室；

3)基于步驟2)超燃燃燒室參數和發動機在Ma4.5～6⁺階段的推力需求，在超燃燃燒室的出口設計幾何面積可調的尾噴管，并根據尾噴管的不同工作狀態設計尾噴管下調節板；

4)基于Ma0～2階段發動機性能需求選取渦扇發動機，并根據其流量需求，利用流量公式計算渦扇-亞燃組合通道的入口面積，其中表示流量，ρ表示密度，A表示面積，v表示進口速度，進而在步驟1)中的三維內轉進氣道上壁面開口，布置渦扇-亞燃組合通道和渦扇發動機；

5)在步驟4)渦扇發動機的外涵通道中，基于Ma2～3階段發動機推力需求布置相應大小的火箭發動機形成引射火箭通道；

6)基于Ma0～5狀態發動機推力需求，結合Ma0～2狀態步驟4)所述渦扇發動機及Ma2～3狀態步驟5)所述火箭發動機性能參數，在步驟4)所述渦扇發動機后設計可轉換工作模式的亞燃燃燒室，亞燃燃燒室進口平均馬赫數不大于0.25；