[發明專利]基于前置式壓縮導流葉輪的渦輪噴氣推進系統、控制方法

有效

• 申請號: 202010004512.0
• 申請日: 2020-01-03
• 公開（公告）號: CN111102098B
• 公開（公告）日: 2021-01-12
• 發明（設計）人: 王奉明;徐綱;張坤;朱俊強
• 申請（專利權）人: 中國科學院工程熱物理研究所
• 主分類號: F02K3/075
• 分類號: F02K3/075;F02C7/057
• 代理公司: 北京鍾維聯合知識產權代理有限公司 11579
• 代理人: 原春香

本發明提供了一種基于前置式壓縮導流葉輪的渦輪噴氣推進系統及其控制方法，采用前置式壓縮導流葉輪，調節發動機壓比，實現發動機在整個包線范圍內循環可變、涵道比有效調節，內外涵功率的大幅度調整和重新分配；通過發動機與進氣道聯合調節設計，使進氣道喉道面積比在可接受的效率范圍內工作，實現進氣流量與主機工作流量匹配，以降低推力損失，提高推進效率。當進氣來流速度較低時，壓縮導流葉輪用以導流，風扇處于較小壓比模態，進氣道喉道面積處于較小狀態，以有效增大涵道比，降低耗油率；當進氣來流速度較高時，壓縮導流葉輪作為壓氣機使用，進氣道喉道面積處于較大狀態，增加風扇壓比，降低涵道比，提高渦輪前燃氣溫度，提高了單位推力。

技術領域

本發明涉及飛行器動力設計領域，涉及一種超聲速飛行器推進系統，尤其涉及一種基于前置式壓縮導流葉輪的渦輪噴氣推進系統及其控制方法，該新型渦輪噴氣推進系統可實現發動機在飛機飛行過程中，能夠兼顧超聲速狀態下具有渦輪噴氣發動機或者小涵道比渦輪風扇發動機的大單位推力的特征，以及在亞聲速下具有大涵道比渦輪風扇發動機更小的單位推力、低噪聲和低耗油率的特性。

背景技術

渦輪噴氣發動機的出現，替代了航空活塞式發動機，使飛機飛行性能大幅度提高，人類得以實現超聲速飛行，但是渦輪噴氣發動機高速下性能優越，低速下經濟性差。為了保持渦輪噴氣發動機高速狀態下較好的性能，并改善其低速狀態下的經濟性，通過給發動機增加外涵道，人類發明了渦輪風扇發動機。軍用超音速戰斗機用的渦輪風扇發動機采用小涵道比設計，混合排氣，帶加力燃燒室，優點是加力比大，亞聲巡航經濟性好，超聲速飛行仍保持了優越性能。而大型運輸機/客機用的渦輪風扇發動機，采用大涵道比設計，采用分開排氣或混合排氣，起飛推力大，巡航經濟性好。隨著航空發動機技術的進一步發展，軍用戰斗機新的需求給新一代發動機設計提出了新的要求，除要求具有更高的推重比外，還要求發動機既要具有渦輪噴氣發動機高單位推力的特征，以滿足超音巡航、格斗機動飛行、跨音速加速等要求；又要具有渦輪風扇發動機亞音巡航時低耗油率的特征，以滿足亞音速巡航、待機、空中巡邏等要求。顯然，要在某種程度上實現上述相互沖突的循環目標，變循環渦輪風扇發動機無疑是較理想的推進裝置，于是人們為了兼顧超聲速狀態下具有渦輪噴氣發動機或者小涵道比渦輪風扇發動機的大單位推力的特征，在亞聲速下具有大涵道比渦輪風扇發動機更小的單位推力、低噪聲和低耗油率的特性，開始研制變循環渦輪風扇發動機，其主要原理是涵道比可調，實現循環可變，高速飛行狀態使用小涵道比模式，低速飛行狀態使用大涵道比模式。但是變循環結構復雜，需要調節的可調幾何參數量眾多，設計難度極大。如美國正在研制的帶FLADE風扇的三涵道自適應循環渦輪風扇發動機，在傳統變循環渦輪風扇發動機的基礎上增加第三涵道，以實現大幅度調節流量，降低溢流阻力，冷卻高溫部件作用；其第二級FLADE葉片“刺穿”第三涵道的內壁，探入第三涵道，前后各有一圈可調導流片，用于調節第三涵道旁通空氣流量，涉及到可調導葉以及其它可調機構協調調節的問題，FLADE葉片“刺穿”后又帶來一系列密封性問題；核心機帶有核心機驅動風扇，通過調節轉速和導葉角度，實現涵道比大范圍調節。以上可調幾何機構給研制和協同控制、發動機飛行模態控制帶來極大的挑戰，同時也增加了研制成本和風險。

再者，隨著飛行馬赫數增加，發動機需要進氣道喉道與進口面積比值變小。如果進氣道按某一個較高的Ma設計，喉道與進口面積比值相對較小，若以小于設計Ma工作時，喉道面積太小，出現“喉道堵塞”現象，限制了進入進氣道的空氣流量，進氣道前出現了正激波，導致溢流損失很大。為了在性能上降低總壓損失、降低溢流阻力和附加阻力等，并簡化調節機構，進氣道喉道面積必須隨飛機飛行狀態幾何可調，避免出現溢流阻力。

發明內容

(一)本發明所要解決的技術問題：