[實用新型]一種單邊膨脹四通道組合發(fā)動機共用尾噴管

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201920538288.6
• 申請日: 2019-04-19
• 公開（公告）號: CN209687621U
• 公開（公告）日: 2019-11-26
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 陳榮錢;柳家齊;黃陽燦;吳林寬;龍華強;尤延鋮
• 申請（專利權(quán)）人: 廈門大學(xué)
• 主分類號: F02K1/00
• 分類號: F02K1/00;F02K9/97
• 代理公司: 35200 廈門南強之路專利事務(wù)所(普通合伙)
• 代理人: 馬應(yīng)森<國際申請>=<國際公布>=<進入

一種單邊膨脹四通道組合發(fā)動機共用尾噴管，涉及發(fā)動機尾噴管。設(shè)有火箭發(fā)動機通道、渦輪發(fā)動機通道、亞燃沖壓發(fā)動機通道、火箭發(fā)動機通道的喉道調(diào)節(jié)板、火箭發(fā)動機通道的喉道調(diào)節(jié)板轉(zhuǎn)軸、渦輪發(fā)動機通道的喉道調(diào)節(jié)板、渦輪發(fā)動機通道的喉道調(diào)節(jié)板轉(zhuǎn)軸、亞燃沖壓發(fā)動機通道的喉道調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)軸和單邊膨脹亞燃沖壓發(fā)動機尾噴管。采用更具優(yōu)勢的并聯(lián)式布局和二維膨脹噴管，將飛行器的下表面作為噴管上壁面的一部分，并且采用并聯(lián)式TBCC發(fā)動機共用尾噴管的布局方案使排氣系統(tǒng)更加緊湊。降低了飛行器與發(fā)動機一體化設(shè)計的難度，并且在飛行器與發(fā)動機一體化設(shè)計的力矩配平中有很大的優(yōu)勢。

技術(shù)領(lǐng)域

本實用新型涉及發(fā)動機尾噴管，尤其是涉及采用并聯(lián)式TBCC(Turbine BasedCombined Cycle)的一種單邊膨脹四通道組合發(fā)動機共用尾噴管。

背景技術(shù)

高超聲速飛行器是21世紀重點發(fā)展的高科技項目。超音速沖壓發(fā)動機被認為是繼螺旋槳和噴氣推進之后的“第三次動力革命”，由于其結(jié)構(gòu)簡單，無需攜帶氧化劑等優(yōu)點，被視為高超聲速飛行器的最佳動力選擇。然而沖壓發(fā)動機僅能在高馬赫數(shù)下才能啟動正常工作，為了使高超聲速飛行器具有自主水平起降和高馬赫數(shù)巡航的能力，學(xué)者們提出了渦輪基組合循環(huán)動力(Turbine Based Combined Cycle，TBCC)的設(shè)計理念([1]李超，并聯(lián)式TBCC排氣系統(tǒng)的氣動設(shè)計、性能研究及初步優(yōu)化[D]，南京航空航天大學(xué)，2009)：將渦輪發(fā)動機、火箭發(fā)動機、亞燃沖壓發(fā)動機等三種發(fā)動機相結(jié)合的組合循環(huán)動力系統(tǒng)。飛行器在低馬赫數(shù)飛行時，由渦輪發(fā)動機提供動力，在高馬赫數(shù)飛行時由沖壓發(fā)動機提供動力。然而當(dāng)飛行馬赫數(shù)大于2.5時，由于渦輪燃氣溫度受限，渦輪發(fā)動機的推力會急劇下降，而此時沖壓發(fā)動機不能及時提供推力，存在“推力鴻溝”的問題，需要借助火箭發(fā)動機提供推力來滿足過渡段的推力需求。根據(jù)各發(fā)動機的布局布置，渦輪基組合動力又可分為并聯(lián)式和串聯(lián)式。

對于并聯(lián)式TBCC組合發(fā)動機，若采用各通道分開排氣的方式，則存在排氣系統(tǒng)占據(jù)較大空間大的問題，給高超飛行器的一體化設(shè)計帶來巨大挑戰(zhàn)。因此，并聯(lián)式TBCC發(fā)動機組合尾噴管設(shè)計是一個重點研究解決的問題。

發(fā)明內(nèi)容

本實用新型的目的旨在提供將基于短噴管理論得到的單邊膨脹非對稱超燃沖壓發(fā)動機尾噴管與渦輪發(fā)動機尾噴管和火箭發(fā)動機尾噴管相結(jié)合，并結(jié)合氣體動力學(xué)相關(guān)理論，解決多通道噴管推力不對稱問題，減小TBCC組合發(fā)動機的阻力，并且滿足TBCC發(fā)動機不同工作狀態(tài)推力需求的一種單邊膨脹四通道組合發(fā)動機共用尾噴管。

本實用新型設(shè)有火箭發(fā)動機通道、渦輪發(fā)動機通道、亞燃沖壓發(fā)動機通道、火箭發(fā)動機通道的喉道調(diào)節(jié)板、火箭發(fā)動機通道的喉道調(diào)節(jié)板轉(zhuǎn)軸、渦輪發(fā)動機通道的喉道調(diào)節(jié)板、渦輪發(fā)動機通道的喉道調(diào)節(jié)板轉(zhuǎn)軸、亞燃沖壓發(fā)動機通道的喉道調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)軸和單邊膨脹亞燃沖壓發(fā)動機尾噴管；所述亞燃沖壓發(fā)動機通道位于尾噴管最下部并與單邊膨脹亞燃沖壓發(fā)動機尾噴管相連，所述渦輪發(fā)動機通道位于尾噴管中部，火箭發(fā)動機通道位于尾噴管最上部，所述火箭發(fā)動機通道和渦輪發(fā)動機通道均與單邊膨脹亞燃沖壓發(fā)動機尾噴管的上壁面相接；所述火箭發(fā)動機通道的喉道調(diào)節(jié)板通過火箭發(fā)動機通道的喉道調(diào)節(jié)板轉(zhuǎn)軸與火箭發(fā)動機通道、渦輪發(fā)動機通道和亞燃沖壓發(fā)動機通道相連；渦輪發(fā)動機通道的喉道調(diào)節(jié)板通過渦輪發(fā)動機通道的喉道調(diào)節(jié)板轉(zhuǎn)軸與渦輪發(fā)動機通道、亞燃沖壓發(fā)動機通道和亞燃沖壓發(fā)動機通道的喉道調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)軸相連；亞燃沖壓發(fā)動機通道的喉道調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)軸位于亞燃沖壓發(fā)動機通道的尾端下部并與單邊膨脹亞燃沖壓發(fā)動機尾噴管的下壁面相連。

本實用新型涉及的四通道TBCC發(fā)動機包括一個亞燃沖壓發(fā)動機通道，兩個渦輪發(fā)動機通道和一個火箭發(fā)動機通道。

本實用新型采用更具優(yōu)勢的并聯(lián)式布局和二維膨脹噴管，將飛行器的下表面作為噴管上壁面的一部分，并且采用并聯(lián)式TBCC發(fā)動機共用尾噴管的布局方案使排氣系統(tǒng)更加緊湊。同時，在排氣系統(tǒng)中設(shè)計加入了調(diào)節(jié)機構(gòu)，控制在不同飛行階段下各個通道的開閉轉(zhuǎn)換，通過旋轉(zhuǎn)調(diào)節(jié)器控制喉道面積從而使噴管在寬速域范圍內(nèi)能滿足總體對推力的要求，在非設(shè)計點工作時也都能保持良好的推力性能。