CN108678873A - 一种变几何燃烧室的超燃冲压发动机方案 - Google Patents

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沈荻
陈亮
宋文艳
焦贵谦
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周凤宇
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    • F23R3/002—Wall structures

Abstract

本发明公开了一种变几何燃烧室的超燃冲压发动机方案，在飞行马赫数3.0‑8.0范围内，燃烧室几何构型可变。随着飞行马赫数增加，燃烧室中心体向前平移，燃烧室容积减小，压比升高。反之，随着飞行马赫数降低，中心体向后平移，燃烧室容积增加，压比降低。防止燃烧室内压力升高向前扰动从而导致进气道不起动。

Description

一种变几何燃烧室的超燃冲压发动机方案
技术领域
本发明涉及并联式TBCC(Turbine-Based Combined Cycle Engine，简称 TBCC)组合发动机技术领域，具体地说，涉及超燃冲压发动机工作马赫数范围。
背景技术
目前，超燃冲压发动机作为高超声速飞行器的动力装置受到各航空航天大 国的广泛关注。并联式TBCC组合发动机作为高超声速飞行器可选方案之一，具 有可水平起降、可重复使用等诸多优势，其主要挑战之一在于涡轮发动机和超 燃冲压发动机能否实现速度和推力的有效接续。目前现货涡轮发动机的最高工 作马赫数上限通常为2.2-2.5，提高其工作上限面临诸多挑战；而超燃冲压发动 机工作马赫数下限为3.5-4.0，可以从降低高速通道工作马赫数下限的角度来考 虑进行低高速通道的速度和推力的转换。通常采用两种调节方法来拓宽超燃冲 压发动机马赫数下限：其一是通过调节燃油流量和喷油位置来改变工作模态， 拓宽飞行马赫数下限，提高燃烧室性能，但燃油流量调节范围有限，还存在低 飞行马赫数下燃油流量过高导致进气道不起动的问题；其二是采用变几何结构， 其原理是通过调节推进流道几何结构来改变发动机工作模态，使发动机能够提 供不同飞行马赫数下所要求的推力。推进流道变几何结构的优势在于在较宽广 的飞行马赫数范围内均可以通过调节几何结构(结合燃油流量调节)来满足其 发动机性能。现有公开的技术文献中,法国与俄罗斯合作开展了WRR(Wide Range Ramjet)变几何超燃冲压发动机研究；2003年，法国MBDA公司的F.Falempin 等人和俄罗斯理论与应用机械协会(Institute ofTheoretical and Applied Mechanics)的M.Goldfeld等人提出了一种新的简单完全变几何双模态超燃冲 压发动机方案(PIAF移外罩变几何冲压发动机概念)；哈尔滨工业大学的王友银 等针对超燃冲压发动机宽马赫数运行的需求，研究了宽马赫数运行的冲压发动 机的热力学循环适用边界；西北工业大学李洁等基于变几何冲压发动机几何调 节进行了一维计算研究研究。国防科技大学的潘余等人针对变几何侯道对超燃 冲压发动机性能的影响进行了研究。
发明内容
为了避免现有技术存在的不足，本发明提出一种变几何燃烧室的超燃冲压 发动机方案，该推进流道构型采用变几何结构可将超燃冲压发动机工作下限拓 展到飞行马赫数3.0。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:超燃冲压发动机燃烧室下壁 面中心体可前后平移，在飞行马赫数3-8范围内，随着飞行马赫数降低，中心 体向后移动。
此种方案的有益效果是在飞行马赫数Ma＝3.0-8.0条件下对超燃冲压发动机 采用变几何燃烧室构型发动机能够获得有效推力，正常工作；该推进流道构型 采用变几何结构可有效防止低马赫数状态下、由于燃烧导致燃烧室反压升高而 干扰进气道，导致进气道不起动，成功将超燃冲压发动机工作下限拓展到飞行 马赫数3.0。
本发明提出的一种变几何燃烧室的超燃冲压发动机方案，采用变几何燃烧 室构型的超燃冲压发动机能够实现模拟等动压轨道飞行马赫数3～8状态下的来 流条件。
本发明变几何燃烧室的超燃冲压发动机方案，按照等动压轨道飞行马赫数 3.0-8.0，高度16-25km条件下的来流参数，调整燃烧室几何构型以满足不同条 件下的要求。燃烧室变几何构型只有一个自由度，降低了机械调节结构的复杂 度。表1为自由流参数，表2为本发明计算变几何燃烧室的超燃冲压发动机性 能参数。
表1
表2
附图说明
下面结合附图和实施方式对本发明一种变几何燃烧室的超燃冲压发动机作 进一步的详细说明。
图1为本发明变几何燃烧室超燃冲压发动机一体化推进流道的优化设计图。
图2为变几何燃烧室的超燃冲压发动机放热单位推随飞行马赫数变化趋势。
图3为本文计算变几何燃烧室的超燃冲压发动机比冲与法俄计算WRR变几 何冲压发动机计算比冲。
图4为本发明计算变几何燃烧室的超燃冲压发动机的比冲与固定几何超燃 冲压发动机(飞行马赫数6.0状态几何构型)的比较。
图5为飞行马赫数6.0,4.0,3.0二维计算超燃冲压发动机一体化构型。
具体实施方式
自由流经过进气道的三道斜激波减速增压后进入燃烧室，在燃烧室内喷油 燃烧后通过单边扩张膨胀式尾喷管加速喷出产生反作用推力。当飞行马赫数为 3.0,4.0时，进气道唇口支板向内偏转15°。当飞行马赫数为5.0-8.0时，进 气道唇口支板平直。马赫数为3.0时，燃烧室中心体分布为图1b中虚线；马赫 数为4.0时，中心体分布为图1b中点画线；马赫数为5.0时，中心体分布为图 1b中点线；马赫数为6.0时，中心体分布为图b1中长虚线；马赫数为7.0-8.0 时，中心体分布为图1b中双点画线。一维计算单位推力在1177N.s/kg-589N.s/kg区间内，随着飞行马赫数增加，变几何超燃冲压发动机单位推力呈降低 趋势。在飞行马赫数3.0-8.0范围内，变几何超燃冲压发动机的比冲在17193m/s -8601m/s区间内，随着飞行马赫数增加本文计算变几何超燃冲压发动机比冲呈 降低趋势，在飞行马赫数3.0，4.0，5.0时本文计算变几何超燃冲压发动机比 冲较WRR概念变几何冲压发动机计算比冲略高。

Claims (1)

1.一种变几何燃烧室的超燃冲压发动机方案，其特征在于:在等动压轨道飞行马赫数3.0-8.0范围内，燃烧室构型可变，使得在3.0-8.0范围内超燃冲压发动机均能获得有效推力，正常工作。变几何燃烧室的超燃冲压发动机包括进气道、燃烧室、尾喷管。在马赫数4.0-7.0范围内进气道为平直唇口、三道外压缩激波波系配置，总转折角为20.8°。在马赫数2.5-4.0范围内，进气道唇口向内喷偏转15°，减小了收缩比，有利于低马赫数下进气道正常起动。燃烧室上壁面由三段不同扩张角的壁面组成，下壁面由等直段和三角形中心体组成。通过平移中心体可改变燃烧室的内型面，随着飞行马赫数增加，中心体向前平移，燃烧室容积减小，压比升高。反之，随着飞行马赫数降低，中心体向后平移，燃烧室容积增大，压比降低，有利于防止燃烧产生的压力向前扰动，引起进气道不起动。尾喷管是由特征线法设计得到单边扩张膨胀式喷管。
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