[發(fā)明專利]一種用于RBCC發(fā)動機(jī)的軸對稱內(nèi)并聯(lián)式雙模態(tài)進(jìn)氣道及控制方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 202011297160.9
• 申請日: 2020-11-18
• 公開（公告）號: CN112627981B
• 公開（公告）日: 2022-06-28
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 張悅;李超;薛洪超;譚慧俊;張晗天;郭赟杰
• 申請（專利權(quán)）人: 南京航空航天大學(xué)
• 主分類號: F02C7/04
• 分類號: F02C7/04;F02C7/057;F02K7/18
• 代理公司: 南京蘇高專利商標(biāo)事務(wù)所(普通合伙) 32204
• 代理人: 張弛

本發(fā)明公開了一種用于RBCC發(fā)動機(jī)的軸對稱內(nèi)并聯(lián)式雙模態(tài)進(jìn)氣道及控制方法。該進(jìn)氣道包括中心體、唇罩、可伸縮尾錐、分流隔板、作動部件。分流隔板內(nèi)部為引射通道；分流隔板與唇罩之間形成高速沖壓通道。當(dāng)?shù)退贂r(shí)，可伸縮尾錐被推至最前方，此時(shí)引射通道完全打開；當(dāng)高速時(shí)，可伸縮尾錐被推至最后方，此時(shí)火箭引射通道完全關(guān)閉，高速沖壓通道獨(dú)立工作；由此兼顧了進(jìn)氣道在高、低速下的氣動性能，保證了組合發(fā)動機(jī)可以在較寬泛的飛行包線內(nèi)有效工作，且具有迎風(fēng)面積小、布局緊湊、內(nèi)部可用容積率大等優(yōu)點(diǎn)。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及飛行器設(shè)計(jì)領(lǐng)域，尤其是一種可用于RBCC發(fā)動機(jī)的軸對稱內(nèi)并聯(lián)式進(jìn)氣道。

背景技術(shù)

火箭基組合循環(huán)(Rocket Based Combined Cycle，以下簡稱RBCC)發(fā)動機(jī)將火箭發(fā)動機(jī)與沖壓發(fā)動機(jī)有機(jī)結(jié)合在一起，與傳統(tǒng)火箭發(fā)動機(jī)相比，RBCC在整個(gè)推進(jìn)過程中具有較高的平均比沖，而與沖壓發(fā)動機(jī)相比，RBCC能夠從零速起動且具有較大的推重比，因而可同時(shí)滿足飛行器大推力加速、高效率巡航以及全空域、全速域飛行的需要。進(jìn)氣道作為RBCC發(fā)動機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)的重要組成部分，不僅要在寬馬赫數(shù)范圍內(nèi)高效地向發(fā)動機(jī)提供一定壓力、溫度和流量的空氣，還要肩負(fù)著工作模態(tài)轉(zhuǎn)換、出口流場均勻性調(diào)節(jié)以及隔離上下游擾動等功能。為此，如何設(shè)計(jì)可用于RBCC發(fā)動機(jī)的多模態(tài)進(jìn)氣道就成為了提高吸氣式組合發(fā)動機(jī)性能的關(guān)鍵技術(shù)之一。

RBCC進(jìn)氣道由兩個(gè)流道構(gòu)成，分別對應(yīng)發(fā)動機(jī)的火箭工作模態(tài)和沖壓工作模態(tài)。出于設(shè)計(jì)便捷、結(jié)構(gòu)簡單、易于實(shí)現(xiàn)模態(tài)轉(zhuǎn)換等角度的考慮，設(shè)計(jì)者大多將二元進(jìn)氣道應(yīng)用于RBCC發(fā)動機(jī)。由于二元RBCC進(jìn)氣道的內(nèi)通道型面是由二維平面曲線沿展向簡單拉伸而成，因此在實(shí)現(xiàn)發(fā)動機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)，只需要在進(jìn)氣道前體或者內(nèi)部布置一個(gè)二元分流板，令其以展向?yàn)檩S作定軸轉(zhuǎn)動，便可以起到模態(tài)選擇閥的作用，從而實(shí)現(xiàn)流道的開關(guān)切換和發(fā)動機(jī)工作模態(tài)的轉(zhuǎn)換。

除二元進(jìn)氣道之外，另外一種常見的進(jìn)氣道構(gòu)型是三維軸對稱進(jìn)氣道，這類進(jìn)氣道的內(nèi)通道型面是由二維曲線繞中心軸旋轉(zhuǎn)而成的三維型面。相比于二元進(jìn)氣道，軸對稱進(jìn)氣道具有迎風(fēng)面積小、布局緊湊、進(jìn)氣道出口周向畸變小等優(yōu)點(diǎn)，在工程應(yīng)用中十分廣泛，例如美國曾重點(diǎn)研究的ERJ、SERJ兩型RBCC發(fā)動機(jī)就采用了軸對稱構(gòu)型的進(jìn)氣道。然而，在采用三維軸對稱進(jìn)氣道的場合，設(shè)計(jì)者難以像上述二元RBCC進(jìn)氣道那樣布置可轉(zhuǎn)動的分流板，這就意味著一旦采取軸對稱進(jìn)氣道構(gòu)型，設(shè)計(jì)者很難將火箭通道和沖壓通道并聯(lián)布置，而不得不采用串聯(lián)式的布局方案。但是，串聯(lián)式RBCC進(jìn)氣道在高馬赫數(shù)飛行時(shí)難以保護(hù)渦輪模塊，渦輪模塊在高速飛行時(shí)會帶來很大的流動損失，從而影響發(fā)動機(jī)在高馬赫數(shù)下的總體性能。

為此，需要一種新的技術(shù)方案以解決上述技術(shù)問題。

發(fā)明內(nèi)容

為解決上述問題，本發(fā)明提供一種用于RBCC的軸對稱內(nèi)并聯(lián)式雙模態(tài)進(jìn)氣道，可以保留軸對稱進(jìn)氣道原有的迎風(fēng)面積小的優(yōu)勢，也能吸收并聯(lián)式布局方案的優(yōu)點(diǎn)，使得進(jìn)氣道布局更加緊湊，并提升進(jìn)氣道在高速飛行狀態(tài)下的氣動性能，使得飛行器在寬廣的飛行包線內(nèi)都能高效地工作。

本發(fā)明也提供了該進(jìn)氣道的控制方法。

為了達(dá)到上述目的，本發(fā)明提供的用于RBCC的軸對稱內(nèi)并聯(lián)式雙模態(tài)進(jìn)氣道采用的技術(shù)方案如下：

一種用于RBCC發(fā)動機(jī)的軸對稱內(nèi)并聯(lián)式雙模態(tài)進(jìn)氣道，包括中空的中心體、自前向后延伸的唇罩、可伸縮尾錐、分流隔板、作動部件；所述可伸縮尾錐設(shè)有與中心體后端連接的連接段及自連接段向后延伸的對接段；所述作動部件位于中心體內(nèi)部且與可伸縮尾錐連接；分流隔板與可伸縮尾錐均位于唇罩內(nèi)部，分流隔板內(nèi)部為自前向后延伸的引射通道、且該引射通道的進(jìn)口面對可伸縮尾錐；分流隔板與唇罩之間形成高速沖壓通道；可伸縮尾錐在作動部件的帶動下在第一位置及第二位置之間移動，當(dāng)可伸縮尾錐在第一位置時(shí)，可伸縮尾錐與分流隔板不接觸，所述引射通道的進(jìn)口與進(jìn)氣道唇罩進(jìn)口連通；當(dāng)可伸縮尾錐在第二位置時(shí)，可伸縮尾錐與分流隔板接觸并將引射通道的進(jìn)口封閉。