[發明專利]一種串并混聯的三動力組合發動機設計方法

有效

• 申請號: 202110173210.0
• 申請日: 2021-02-08
• 公開（公告）號: CN112948967B
• 公開（公告）日: 2022-05-17
• 發明（設計）人: 朱劍鋒;韋宇卿;尤延鋮
• 申請（專利權）人: 廈門大學
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/20;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

一種串并混聯的三動力組合發動機設計方法，1)針對飛行器對組合動力的尺寸指標，確定組合動力的最大迎風流道截面積；發動機進氣道采用進氣堵錐可前后移動的軸對稱結構，進氣道捕獲面積選擇為最大迎風流道截面積；2)根據單獨沖壓工作的最低馬赫數，計算渦輪發動機最大截面的流量系數及馬赫數、沖壓發動機亞燃燃燒室的進口截面積；3)根據不同飛行條件下的沖壓發動機亞燃燃燒室出口流量、總壓及總溫，計算可調噴管喉道面積；4)根據不同飛行條件下的噴管出口流量、總壓、總溫等，計算得到發動機推力及耗油率；5)完成沿流向方向長度的設計；6)結合整個飛行剖面內火箭發動機的最大推力需求，完成火箭發動機的大小及數量設計。

技術領域

本發明涉及組合發動機領域，尤其涉及一種串并混聯的三動力組合發動機設計方法。

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，研制高超聲速飛行器，最重要的技術就是高超聲速推進技術，因為推進系統的性能好壞直接影響到整個飛行器的設計方案能否成功。然而，在不同的飛行馬赫數范圍，各種吸氣式推進器具有不同的經濟性，因此，要滿足吸氣式飛行器全工作范圍內的動力需求，組合動力系統是一種較理想且非常具有工程應用前景的方案。目前，常見的可用于高超聲速飛行器選擇的組合動力系統主要有兩種形式：渦輪基組合循環動力裝置(TBCC)和火箭基組合循環動力裝置(RBCC)。其中，渦輪基組合循環發動機是由渦輪發動機與其他類型發動機組合而成的動力裝置，具有比沖高、飛行速域廣、可常規起降、可重復使用、低速性能好等優點，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。

渦輪基組合循環可實現變循環工作過程，使飛行器在不同的飛行條件(亞聲速、超聲速、高超聲速)下都能得到良好的推進性能。在飛行器低速飛行時，氣流進入渦輪發動機，此時組合發動機以渦輪發動機方式工作；在飛行器高速飛行時，氣流進入沖壓發動機，此時組合發動機以沖壓發動機方式工作。

渦輪基組合動力的優點在于推進效率高，但現階段主要存在兩方面問題。首先，目前渦輪發動機的最佳工作速域范圍是Ma0～2；亞燃沖壓發動機的有利工作速域范圍Ma3～5，兩者之間存在工作速域差異，表現為“推力鴻溝”現象。其次，渦輪和沖壓發動機作為吸氣式動力，兩個動力之間的相互組合勢必將帶來尺寸重量的增加，在高速飛行過程中由于尺寸增加帶來的迎風面積增加，單位迎面推力下降，將不可避免地導致飛行器阻力增加組合動力的，將加劇飛行器/組合動力的推阻不平衡現象。

發明內容

本發明的目的在于解決現有技術中渦輪基組合動力的“推力鴻溝”及低單位迎面推力的上述問題，提供一種將渦輪發動機、火箭發動機、亞燃沖壓發動機串并混聯的三動力組合發動機設計方法，在保持寬速域飛行和高推力優點的同時，提高推進系統的總體性能。

為達到上述目的，本發明采用如下技術方案：

一種串并混聯的三動力組合發動機設計方法，包括以下步驟：

1)針對飛行器對組合動力的尺寸指標，確定組合動力的最大迎風流道截面積；對于工作馬赫數為Ma0～5的組合動力，發動機進氣道采用進氣堵錐可前后移動的軸對稱結構，進氣道捕獲面積選擇為最大迎風流道截面積；

2)根據單獨沖壓工作的最低馬赫數，計算在此狀態下渦輪發動機最大截面的流量系數及馬赫數，計算沖壓發動機亞燃燃燒室的進口截面積；

3)根據不同飛行條件下的沖壓發動機亞燃燃燒室出口流量、總壓及總溫，計算得到可調噴管喉道面積；

4)根據不同飛行條件下的噴管出口流量、總壓、總溫及尺寸指標，計算得到可調噴管出口馬赫數，根據出口馬赫數得到噴管出口速度、壓力，進而計算得到發動機推力及耗油率；

5)通過上述步驟1～4)可得到沿流向典型截面的截面積，基于上述截面積進一步完成沿流向方向長度的設計；